/
Text
НАРОДНЫЙ КОМИССАРИАТ АВИАЦИОННОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ CCCI
Для служебного пользована,
г Г' Г
Экз. №
РУКОВОДСТВО
КОНСТРУКТОРОВ
Том I
АЭРОДИНАМИКА
ГИДРОМЕХАНИКА
ПРОЧНОСТЬ
ИЗДАНИЕ
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НКАП
19 4 3
СОДЕРЖАНИЕ
I тома Руководства для конструкторов №
АЭРОДИНАМИКА 10000
Малые аэродинамические трубы и эксперимент в них 11000.
Описание малых аэродинамических труб................................... 11100
Испытания, проводимые в малых аэродинамических трубах..................... 11200
Технические требования к моделям .......................................... 11300
Документация испытаний и перечень материалов, представляемых в лабораторию
при сдаче модели..................................................... 11400
Большие аэродинамические трубы и эксперимент в ни?с 12000
Описание больших аэродинамических труб НАГИ............................... 12100
Испытания в аэродинамических трубах Т-101 и Т-104 ........................ 12200
Требования к моделям крыльев, самолетам и макетам для испытаний в трубах Т-101
и Т-104 ............................................................. 12300
Документация испытаний и материалы, представляемые в лабораторию при сдаче
модели............................................................... 12400
Вспомогательный материал для подготовки испытаний на’ весах труб Т-101 н Т-104 . 12500
Испытания винтов на винтовом приборе ДУ-1 в трубе Т-104 .................. 12600
Аэродинамика крыла 13000
Расчет распределения циркуляции по размаху крыла.......................... 13100
Определение коэфициентов подъемной силы, индуктивного сопротивления и момента
тангажа.............................................................. 13200
Расчет коэфициента лобового сопротивления крыла на режиме максимальной ско-
рости ............................................................... 13300
Расчет максимального значения коэфициента подъемной силы крыла............ 13400
Расчет поляры крыла ...................................................... 13500
Определение основных аэродинамических характеристик крыла при больших скоро-
стях полета ......................................................... 13600
Аэродинамические характеристики профилей ................................. 13700
Аэродинамический расчет самолета ‘ 14000
Общие указания по аэродинамической компоновке самолета.................... 14100
Расчет лобового сопротивления самолета....................'............... 14200
Расчет поляры Лилиенталя самолета......................................... 14300
Расчет потребных и располагаемых мощностей................................ 14400
Расчет летных данных самолета............................................. 14500
Воздушные винты 15000
Общие сведения о воздушных винтах......................................... 15100
Аэродинамические характеристики воздушных винтов х........................ 15200
Выбор винта и расчет некоторых его характеристик.......................... 15300
Устойчивость и управляемость самолета 16000
Определение устойчивости и управляемости самолета по результатам испытаний
моделей............................................................ 16100
Продольная статическая устойчивость....................................... 16200
Боковая устойчивость..................................................... 16300
Вспомогательный материал ................................................ 16400
Гидромеханика 20000
Опытовый бассейн ЦАГИ и эксперимент в нем 21000
Описание опытового бассейна ЦАГИ . ....................................... 21100
Испытания, проводимые в опытовом бассейне ЦАГИ............................. 21200
Условия изготовления моделей. Документация испытаний ....................... 21300
Гидростатический расчет 22000
Гидростатический расчет лодочного и однопоплавкового гидросамолета с подкрыль-
ными поплавками........................................................ 22100
Гидростатический расчет двухпоплавкового гидросамолета...................... 22200
Расчет непотопляемости гидросамолета....................................... 22300
Гидродинамический расчет гидросамолета 23000
Предварительные сведения.................................................... 23100
Предварительные расчеты..................................................... 23200
Гидродинамический расчет..................>................................. 23300
ПРОЧНОСТЬ 30000
Нормы прочности самолетов 1943 г, 31000
Нормы прочности сухопутных самолетов 1943 г. . ............................. 31100
Распределение аэродинамической нагрузки.................................... 31200
Уравновешивание самолета.................................................... 31300
Нормы прочности гидросамолетов 1943 г...................................... 31400
Требования для расчета прочности и статических испытаний планеров особого на-
значения ............................................................ 31500
Рекомендации по прочности лопастей воздушных винтов........................ 31600
Рекомендации по прочности пневматиков, колес и_тормозов..................... 31700
Рекомендации по прочности установок стрелкового вооружения самолетов....... 31800
Рекомендации по прочности установок бомбардировочного вооружения самолетов . . 31900
Статические испытания самолетов на прочность 32000
Обязательный объем статических испытаний на прочность опытных самолетов . . . 32100
Оформление отчетов о результатах.статических испытаний опытных самолетов . . . 32200
Статические испытания опытных самолетов..................................... 32300
Дополнительные замечания по испытаниям отдельных частей самолета............ 32400
Экспериментальное определение центра жесткости............................. 32500
Определение жесткости кручения частей самолета.............................. 32600
Статические испытания пневматиков, колес и тормозов . . .................... 32700
Статические испытания установок бомбардировочного вооружения самолетов .... 32800
Динамические испытания самолетов 33000
Испытание крыла на выносливость............................................. 33100
Испытание подмоторной рамы на выносливость при вибрациях.................... 33200
Испытание бензобаков на выносливость и герметичность при вибрациях.......... 33300
Динамические испытания пневматиков, колес и тормозов........................ 33400
Испытания шасси на удар..................................................... 33500
Динамические испытания установок бомбардировочного вооружения............... 33600
Испытание лопастей винтов на выносливость .................................. 33700
Определение вибрационных характеристик 34000
Типовая программа испытаний самолета на определение частотных характеристик . 34100
Экспериментальное определение частотных характеристик самолетов............. 34200
Расчет проводки управления рулями и элеронами на резонанс ... .............. 34300
Частотные испытания винта .................................................. 34400
Расчет самолета на флаттер 35000
Объем расчета самолета на флаттер........................................... 35100
Основные конструктивные мероприятия по устранению флаттера.................. 35200
Метод определения критической скорости изгибно-крутильного флаттера крыла . . 35300
Метод определения критической скорости изгибно-крутильного флаттера крыла с
сосредоточенными грузами............................................... 35400
Ns
Метод [определения критической скорости изгибно-крутильного флаттера крыла
с мотором.............................................................. 35500
Метод определения критической скорости флаттера крыла с подкосом............. 35600
Элеронный флаттер.............................................................. 35700
Расчет горизонтального хвостового оперения на флаттер......................... 35800'
Балансировка органов управления и инерционное демпфирование.................... 35900
Определение инерционных характеристик.........................................35.10.00
Расчет частот собственных колебаний и корректировка расчетов флаттера........35.11.00
Проектирование, изготовление и испытание на флаттер динамически подобных моде-
лей крыльев................................................................. 35.12.00
Формулы и таблицы аэродинамических коэфициентов вибрирующего крыла с эле-
роном и хвостового оперения с рулями......................................35.13.00
Расчет элементов конструкции самолета 36000
Таблицы физических и механических свойств авиационных материалов............. 36100
Расчет металлических элементов конструкции самолета ......................... 36200
Расчет элементов деревянных конструкций и конструкций из дельта-древесииы . . . 36300
Расчет соединений . . . ..................................................... 36400
Расчет лопастей воздушных винтов на прочность 37000
Изгиб и растяжение лопастей аэродинамическими и центробежными силами......... 37100
Определение формы и частоты собственных колебаний изгиба лопастей............ 37200
Определение напряжений в лопастях от неравномерного вращения................. 37300
Кручение лопасти............................................................. 37400
Определение формы и частоты собственных колебаний кручения лопастей.......... 37500
Определение напряжений в лопастях от гироскопических сил .................... 37600
Расчет лопасти винта на флаттер ............................................ 37700
Расчет крыльев самолета на прочность 38000
Общие указания............................................................... 38100
Практический расчет крыла................................................... 38200
Специальные расчеты крыла........................,........................... 38300
АЭРОДИНАМИКА
Для служебного пользования
Экз. .
РУКОВОДСТВО
для
КОНСТРУКТОРОВ
Том I
МАЛЫЕ
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ТРУБЫ
И ЭКСПЕРИМЕНТ В НИХ
— 11000 —
ИЗДАНИЕ 2
ИЗДАТЕЛЬСТВО
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НКАП
1943
Составили:
С. М. ГОРЛИН, кандидат технических наук
В. П. ГОРСКИЙ, кандидат технических наук
Б. Я. КУЗНЕЦОВ, кандидат технических наук
В. Г. ПЕТРУНИН, инженер
Б. А. УШАКОВ, кандидат технических наук
Редактор раздела 1 (11000)
С. С. СОПМАН, инженер
Редакторы части 1 (10000)
И. В. ОСТОСЛАВСКИЙ, доктор технических наук
В. Н. МАТВЕЕВ, кандидат технических наук
Редактор Руководства для конструкторов
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
Отв. редактор А. А. Горяйнов
Объем 13Д печ. л., 42 880 зн. в печ. л.
ЦВЦ РККА № 5572
Подписано к печати 7/Х 1943 г.
Учетно-авторских л. 1,75
Тип. изд-ва БНТ НКАП Зак. № 121
ОПИСАНИЕ МАЛЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ТРУБ
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ТРУБЫ ЦАГИ
Труба Т-1Н
Труба Т-1Н — аэродинамическая труба типа ЦАГИ сзакрытой рабочей частью.
Форма сечения рабочей части — правильный восьмиугольник с диаметром впи-
санного круга 3 м. Длина рабочей части — 6 м. Рабочая скорость в трубе при
испытании на поляру 50 мсек, при испытаниях по скорости на малых углах атаки —
до 65 м/сек.
Поле трубы в области расположения модели характеризуется следующими
данными: изменение величины скоростного напора 1—1,5%; изменение величины
скосов потока в вертикальной плоскости <;0°,4. Критическое число Рейнольдса
ReKp = 275 000 для шара <7 = 501 мм (по „весовому11 методу).
К оборудованию трубы Т-1Н относятся:
Весы 4КТ-1—четырехкомпонентные аэродинамические весы с ниточ-
ным подвесом для замера лобового сопротивления, подъемной силы, момента
тангажа и момента крена. Возможный диапазон изменения углов атаки а
от — 45° до —45°.
Возможности изменять угол скольжения р весы не дают.
Модель крепится на подвеске в трех точках. Расстояние между пе-
редними узлами подвески (поперечная база весов) 0,6 или 0,9 м. Рассто-
яние между передними и задними узлами подвески (продольная база) мо-
жет быть выбрано произвольно через 50 мм в диапазоне от 0,4 до 0,6 м.
Предельные значения аэродинамических нагрузок: 150 кг для подъем-
ной силы и 50 кг для лобового сопротивления.
Однокомпонентный центровой прибор для замера момента
рысканья в функции угла скольжения р при а = const. Возможный диапа-
зон изменения р от—60° до-|-60о.
Путем перестановки тяг можно проводить измерение момента рысканья
при изменении р в диапазоне 360°.
Предельная аэродинамическая нагрузка 7,5 кг м.
Прибор ДУТ-1 для определения характеристик динамической устой-
чивости вращательных производных моделей:
жТ; тиГ; /иг» му.
Труба Т-2
11100
11110
11111
11112
Труба Т-1Н имеет вторую рабочую часть, которая может выполнять роль
самостоятельной аэродинамической трубы; эта вторая рабочая часть трубы Т-1Н
носит название трубы Т-2. Форма сечения рабочей части трубы Т-2 — правильный
восьмиугольник с диаметром вписанного круга 6 м. Длина рабочей части — 14 м.
Рабочая скорость потока —до 27 м/сек. Поле трубы не отличается хорошими
характеристиками; критическое число Рейнольдса ReKp—135000 для шара
tZ=150 мм (по „весовому11 методу).
Труба Т-2 оборудована четырехкомпонентными весами с ниточным подвесом
для замера лобового сопротивления, подъемной силы, момента тангажа и мо-
мента крена.
Возможный диапазон изменения углов атаки а от — 40° до-|-40о.
Возможности изменения угла р весы не дают.
Модель крепится на подвеске в трех точках. Размеры баз подбираются
для каждой модели индивидуально. Продольная и поперечная базы для весов —
от 1 до 3 м каждая.
Предельные значения для аэродинамических нагрузок: 400 кг для подъем-
ной силы и 150 кг для лобового сопротивления.
3
11113—11114
Малые аэродинамические трубы
11113 Труба Т-5
Труба Т-5 — аэродинамическая труба замкнутого типа с одним обратным
каналом, с открытой рабочей частью. Форма сечения рабочей части —круг
диаметром 2,25 м. Длина рабочей части — 3 м. Рабочая скорость потока при
испытании на поляру 35 м/сек, при испытании по скорости на малых углах
атаки — до 50 м/сек.
Поле трубы в области расположения модели характеризуется следующими
данными: изменение величины скоростного напора <Д%; изменение величины
скосов в вертикальной плоскости <^0°,2. Критическое число Рейнольдса
ReKp = 370000 для шара d= 150 мм (по „весовому11 методу).
К оборудованию трубы Т-5 относятся:
Весы 6К Т-5 — шестикомпонентные аэродинамические весы с ниточным
подвесом для замера лобового сопротивления, подъемной силы, боковой
силы, момента крена, момента рысканья и момента тангажа. Возможный
диапазон изменения углов атаки а от — 45° до-{-450 и углов скольжения
'р от —21° до + 21°.
Модель крепится на подвеске в трех точках.
Поперечная база весов переменная. Стандартные поперечные базы —
0,6 и 0,9 м. Продольная база одна — 0,3 м.
Предельные значения аэродинамических нагрузок: 100 кг для подъем-
ной силы, 25 кг для лобового сопротивления и 20 кг для боковой силы.
Однокомпонентные весы с ниточным подвесом для замера
лобового сопротивления предназначены для испытания специальных моде-
лей, не подходящих для весов 6КТ-5 (большие фюзеляжеобразные тела,
лыжи и пр.).
Испытания проводятся при a —const.
Система крепления модели и размеры поперечной базы устанавли-
ваются индивидуально для каждой модели с учетом ее особенностей.
Предельная аэродинамическая нагрузка (для силы лобового сопроти-
вления) 20 кг.
Коордйнатник для установки насадков и приборов, измеряющих
величины и направления скорости в различных точках рабочей части трубы.
Координатник может быть применен для замера скоростей и скосов в зоне
Хвостового оперения.
Универсальная рама—;предназначена для проведения специаль-
ных опытов (снятие спектров потока, исследование распределения давле-
ния, замер шарнирных моментов, испытания на вибрации и пр.). Крепление
модели осуществляется обычно с помощью соответствующей системы рас-
чалок.
Винтовой прибор В-5 трубы Т-5—см. 11120.
11114 к Труба Т-102
Труба Т-102 — аэродинамическая труба замкнутого типа с двумя обратными
каналами и с открытой рабочей частью. Форма сечения рабочей части — эллипс
с осями: 4 м (горизонтальная ось) и 2,33 м (вертикальная ось). Длина рабочей
части — 4 м.
Рабочая скорость в трубе при испытании на поляру 50 м/сек, при испы-
тании по скорости на малых углах атаки — до 55 м/сек.
Поле трубы в области расположения модели характеризуется следующими
данными: изменение величины скоростного напора в пределах-р 1°/0; измене-
ние величины скосов потока в вертикальной плоскости +0°,5. Критическое число
Рейнольдса ReKp = 308000 для шара d= 150 мм (по „весовому11 методу).
К оборудованию трубы Т-102 относятся:
Весы 6КТ-102 — шестикомпонентные аэродинамические весы с ниточ-
ным подвесом для замера лобового сопротивления, подъемной силы, боко-
вой силы, моментов крена, рысканья и тангажа. Возможный диапазон
изменения углов атаки от —16° до Д-32° и углов скольжения +30°.
Модель крепится на подвеске в перевернутом положении в трех точках.
4
Малые аэродинамические трубы
11114 —11121
Поперечные базы весов 0,8 — 1,2 и 1,5 м. Продольные базы 0,4 — 0,6
и 0,75 м. Предельные значения аэродинамических нагрузок: 750 кг для
подъемной силы, 160 кг для лобовой силы и 60 кг для боковой силы.
Универсальная рама, предназначенная для специальных опытов
(снятия спектров потока, распределения давления, замера шарнирных
моментов, испытания на вибрации и др.). Крепление модели осуществляется
при помощи системы расчалок.
Координатник для установки насадков и приборов, измеряющих
величины и направления скорости в различных точках рабочей части. При
установке модели на универсальной раме координатник может быть при-
менен для замера скоростей и скосов в зоне хвостового оперения.
ТРУБЫ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ЛАБОРАТОРИИ КАЗАНСКОГО 11120
АВИАЦИОННОГО ИНСТИТУТА (КАИ)
Труба Т-1 К 11121
Труба Казанского авиационного института Т-1К, эксплоатируемая в настоящее
время ЦАГИ, почти идентична с трубой Т-5 ЦАГИ, отличаясь от нее лишь в
некоторых деталях аэродинамического контура (другая форма сопла, по Вито-
шинскому, меньшая длина-форкамеры и т. п.).
Поле скоростей в области расположения моделей характеризуется сле-
дующими величинами:
изменение скоростного напора -<1%;
изменение скоса в вертикальной плоскости -<0°, 6.
При некоторых скоростях испытания наблюдаются пульсации потока низ-
кой частоты. Критическое число Рейнольдса по шару не определялось. Изме-
рение пульсаций термоанемометрическим методом показало, что при работе трубы
на режимах, свободных от пульсаций низкой частоты, относительная величина
пульсаций такого же порядка, как и в трубе Т-5.
Блокинг-эффект, т. е. изменение поля полных напоров в присутствии мо-
дели, имеет заметную величину, меняющуюся вдоль размаха модели, в связи
с чем в результаты испытаний вводятся соответствующие поправки.
В трубе имеется следующее оборудование:
Шестикомпонентные аэродинамические весы 6К конструкции
ЦАГИ, с ниточным подвесом моделей на трех точках.
Поперечная база весов от 0,2 до 1,2 м при стандартных величинах 0,6 и
0,9 м; продольная база 0,4 м.
Предельные нагрузки: подъемная сила 150 кг, лобовое сопротивление 25 кг,
боковая сила 20 кг, продольный момент 25 кг м.
Пределы изменения углов атаки +45°, углов скольжения +20°.
Винтовой прибор В-5 трубы Т-5 ЦАГИ, позволяющий испытывать
винты диаметром от 0,8 до 1,2 м, как одиночные, так и в тандемной или соос-
ной комбинациях. Тяга — 12 кг, момент—2 кг м. Направление вращения - - любое.
Прибор имеет две измерительные головки и весы для определения подъем-
ной силы и лобового сопротивления крыла с моторной гондолой или фюзеля-
жем, в присутствии которого можно вести испытания винтов. Размах крыла
до 2 м. Мощность прибора 2X8 л. с. при 3 000 об/мин. Точность единичного
испытания винта для эффективного к. п. д. + U,0-r-1,5)%.
Универсальная рама, предназначенная для проведения работ, не
связанных с 6К или В-5. В частности, на раме могут устанавливаться:
стенка для крепления моделей полукрыльев для испытаний на опре-
деление шарнирных моментов элеронов, углов атаки для открытия авто-
матических предкрылков ит. п.;
авторотационный прибор для наблюдения при помощи шелковинок и
строборамы спектров обтекания авторотирующего крыла;
координатник для установки насадков и приборов, измеряющих вели-
чины скорости потока в рабочей части трубы.
Имеется, кроме того, координатник для установки насадков, измеряющих
скорость потока около моделей, устанавливаемый как на универсальной раме,
так и на раме весов.
ПРИМЕЧАНИЕ. Оба координатника пригодны для измерения величины скорости
и недостаточно надежны для определения скосов потока.
И200 ИСПЫТАНИЯ, ПРОВОДИМЫЕ В МАЛЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ
ТРУБАХ
11210 ПЕРЕЧЕНЬ ИСПЫТАНИЙ, ПРОВОДИМЫХ В МАЛЫХ
АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ТРУБАХ
11211 В аэродинамических трубах ЦАГИ могут быть проведены следующие
испытания:
Определение аэродинамических характеристик моделей самолетов
и изолированных крыльев на весах при изменении углов а и р и скорости
потока.
ПРИМЕЧАНИЕ. Испытания моделей с работающими винтами могут произво
диться по специальной договоренности с лабораторией.
Испытания расчленяющихся моделей самолетов (для оценки интерфе-
ренции частей самолета).
Испытания фюзеляжеобразных тел, корпусов лодок и т. п. на одно-
компонентных приборах для замера лобового сопротивления при а = const
в функции скорости потока.
Исследования распределения давления по моделям самолетов, крыльев,
фюзеляжей и пр.
Определение шарнирных моментов органов управления.
Исследования специального характера: определение границ области
перехода пограничного слоя из ламинарного в турбулентное состояние,
замер сопротивления в отдельных сечениях по методу импульсов, иссле-
дование радиаторных установок и пр.
Фото- и киносъемка спектров обтекания моделей.
Испытания моделей изолированного горизонтального оперения (опре-
деление шарнирных моментов рулей и аэродинамических сил в функции
углов отклонения рулей).
11212 Перечисленные в 11211 испытания в основном могут быть проведены и
в аэродинамической лаборатории КАИ (см. 11120).
11220 ПРОГРАММА ИСПЫТАНИЙ МОДЕЛЕЙ САМОЛЕТА В МАЛЫХ
АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ТРУБАХ
11221
В типовую программу включаются:
Визуальное изучение обтекания модели потоком.
Испытания на поляру (без работающих винтов), в результате
которых должны быть получены:
Кривые cy=f(a), cx—f(c ) и тг = /(а) для основного варианта моде-
ли при нейтральном положении всех органов управления, при отсутствии
посадочных приспособлений (щитков, закрылков и пр.).
Диапазон изменения а устанавливается от значений, соответствующих малым отри-
цательным значениям с.„ до а„ 4-(4°-ь 6°). На линейном участке cv экспериментальные
У су max ‘
точки берутся через 2°, а начиная с 10° ~ 20° — через Г. Верхний участок кривой с^ = /(а)
необходимо также проходить обратным ходом через 1° от ас тах~Ь(4° -4-6°) до а = 10°-4- 12э.
В случае надобности аналогичным порядком может быть получена и отрицательная ветвь
кривой cy—f(a) с захватом области
Те же кривые для модели с посадочными приспособлениями, откры-
тыми полностью или частично (последние испытания проводятся в том
случае, если предполагается использование посадочных устройств крыла
при взлете).
Испытания следует начинать от значений а, соответствующих значениям cv порядка
0,3-0,4.
6
Испытания в малых аэродинамических трубах
11221-11222
Те же кривые для модифицированной модели (с другими крыльями,
другим оперением, измененными зализами и пр.).
Следует учитывать, что для количественной оценки эффекта малых модификаций
(в основном в области c.rmin) надо применять повторные (три-четыре) испытания.
Верхние участки кривых ^=/(а) при трех-четырех значениях ско-
рости потока — вплоть до значения I/, максимального возможного для
данного случая. Эти испытания проводятся как с открытыми посадочными
приспособлениями, так и без них.
Кривые cx=f(V) для основного варианта модели и ее модификаций
при значении су, соответствующем режиму максимальной скорости само-
лета.
Испытания на продольную устойчивость и управляе-
мость, в результате которых должны быть получены:
Кривые mz=f(y) при 8в=0для четырех значений фст.
Дальнейшие испытания на продольную устойчивость могут проводиться при значе-
нии <рст, подобранном из условия балансировки модели на заданном значении су, или при
значении <рСт, близком к вышеуказанному и заранее определенному на основании предвари-
тельных расчетов. По техническим причинам при испытании на многокомпонентных весах
последнее более удобно.
Кривые тпг = /(а) при снятом горизонтальном оперении.
Кривые mz=/(a) при SB = —|—5°, 0, — 10° и —20°.
Кривые mz = f(a) при снятом горизонтальном оперении и при Зв =0, —10° и —20°
определяются также при открытых посадочных приспособлениях.
Величины скосов и торможения потока в зоне оперения.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Следует иметь в виду, что кривые mz = f(a) лаборатория
дает только для одного положения центра тяжести, указанного заказчиком. Для
возможности пересчета кривых устойчивости на другое положение центра тяжести
лаборатория вместе с кривыми /п2 = /(а) дает также и кривые сх~ f (су).
2. В зависимости от модификации данной модели испытания иа продольную
устойчивость могут быть соответственно дополнены.
Испытания на поперечную устойчивость и управляе-
мость, в результате которых должны быть получены кривые mx — f(a)
и ту= /(а) при 8э=0, +10° и +20°.
Испытание повторяется при открытых посадочных приспособлениях.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Если предусмотрена диференциация элеронов, то значе-
ния Вэ даются с учетом диференциации.
2. При необходимости подобрать дифереициацию элеронов испытания следует
проводить при отклонении только одного (обычно левого) элерона.
Испытания на боковую устойчивость и управляе-
мость, в результате которых должны быть получены:
Кривые mz—f{^), mv = 'f($) и cz =/(Р) при значениях а = 0, 5°, 10°
и (аСу тах — 3°), при 0н = 4~5о, 0, —5°, —15° и —25°. Испытание повто-
ряется при открытых посадочных приспособлениях при (аСутах— 3°).
Кривые mx=f(ft), my = f(p)u cz=f($) при отсутствии вертикального
оперения и с открытыми посадочными приспособлениями и без них при
значениях а = 0, 5°, 10° и (аСушах— 3°).
ПРИМЕЧАНИЕ. Необходимо предусмотреть съемность вертикального оперения.
В зависимости от специфических особенностей модели приведенная в 11221 11222
нормальная программа может быть соответственно изменена или дополнена,
в некоторых особых случаях, еще следующими испытаниями:
Испытаниями на продольную устойчивость mz=f(y) при свободных
рулях высоты (рули должны быть сбалансированы).
Испытаниями на боковую устойчивость тх = Д^), ту =/$) и cz =/(₽)
при свободном руле направления (руль должен быть сбалансирован).
ПРИМЕЧАНИЕ. Вследствие недостаточной точности испытаний малых моделей
со свободными рулями в трубах типа Т-1Н и Т-5 подобные испытания проводить
не следует.
7
11222-11233
Испытания в малых аэродинамических трубах
Определением шарнирных моментов органов управления.
Исследованием распределения давления по крылу, фюзеляжу и т. д.
Исследованием с помощью фото- или киносъемок спектров обтекания.
Исследованием изолированного горизонтального оперения.
ПРИМЕЧАНИЕ. Для исследования изолированного горизонтального оперения
должна быть изготовлена специальная модель в большем по сравнению с полной
моделью масштабе. Фюзеляж моделируется в виде короткой обтекаемой болванки.
В результате испытаний изолированного горизонтального оперения должны быть
получены при различных углах атаки стабилизатора «ст кривые:
СУ г. о = f + )> cz в. о = f (8н )>
теш. в =/+ ); теш.н =•/+,+
Определением величины скорости и скоса потока в зоне оперения.
Исследованием интерференции частей самолета (в этом случае должна
быть обеспечена возможность расчленения модели).
11230 ДАННЫЕ О ТОЧНОСТИ ИСПЫТАНИЙ В МАЛЫХ
АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ТРУБАХ
11231 ' При обработке материалов испытаний в аэродинамической трубе необ-
ходимо вносить целый ряд поправок для приведения результатов опыта к усло-
виям полета в свободной атмосфере (поправки на сопротивление и момент
подвески, поправки на влияние индукции трубы и косизны потока, поправки
на влияние индукции трубы на оперение при определении момента тангажа
модели самолета, поправки на градиент статического давления и пр.).
Существующие в настоящее время методы исправлений результатов опытов
в аэродинамических трубах не обеспечивают полной сходимости результатов
испытаний геометрически подобных об.ъектов, проводимых в разных трубах.
< Кроме указанных систематических ошибок, на точность испытаний в данной трубе оказы-
вают большое влияние случайные ошибки, источниками которых являются:
субъективные ошибки экспериментатора;
ошибки измерительного прибора, т. е. весов;
различия в состоянии поверхности испытываемых моделей;
возможная неустойчивость процесса обтекания;
ошибки в замере величины скоростного напора по показаниям контрольного микро-
манометра и т. д.
11232 Проведенные исследования показывают, что точность измерений в малых
аэродинамических трубах ЦАГИ и КАИ примерно одинакова и может быть
характеризована следующими средними значениями квадратических ошибок
единичного измерения для основных аэродинамических характеристик модели
самолета или изолированного крыла:
ДЛЯ Сх min + 0,0006;
ДЛЯ Су max + 0,015;
для ст„ +0,003;
для а0 + 0°, 1.
Указанная точность определения сгт|П при единичном испытании во многих случаях
может явиться недостаточной, например, для количественной оценки эффекта небольшой модифи-
кации модели. В этом случае необходимо применять многократные (три-четыре) испытания.
11233 Во всех случаях, когда характер поставленной при испытании задачи тре-
бует определенной и достаточно высокой точности измерений, следует предва-
рительно консультироваться с аэродинамической лабораторией для установления
правильной методики испытаний.
ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ К МОДЕЛЯМ
РАЗМЕРЫ МОДЕЛЕЙ
Труба Т-1Н (весы 4КТ-1)—размах модели не меньше 750 и не больше 1 700мм
(нормальный размах 1 500 мм). Длина не больше 1500 мм. Площадь крыльев
не больше 0,5 м\
Труба Т-5 (весы 6КТ-5)—размах модели не меньше 500 и не больше 1 500 мм
(нормальный размах 1200 мм}. Длина не больше 1 200 мм. Площадь крыльев
не больше 0,4 м2.
Фюзеляжеобразные тела, корпуса лодок и пр., предназначенные для испы-
тания в малых трубах на однокомпонентных или шестикомпонентных весах, дол-
жны иметь диаметр в пределах 100 — 400 мм и по длине не превышать 2 000 мм.
Труба Т-1 К (весы 6К)—размах модели нормальный 1 200 мм, предельный—
1500 мм, предельная площадь крыла —0,4 м'1.
Труба Т-102 (весы 6К Т-102) — размах модели не меньше 1500 мм и не
больше 2 800 мм, длина не больше 2 000 жж. Площадь крыльев не больше 1,5 ж2.
Вес модели не должен превышать 80 кг.
Для испытаний нетипового характера (измерение шарнирных моментов,
замер сопротивления по методу импульсов и пр.) допускаются отступления от
указанных в 11311—11314 размеров по предварительному согласованию с лабо-
раторией.
КОНСТРУКЦИЯ И ИЗГОТОВЛЕНИЕ МОДЕЛЕЙ
Модели должны изготовляться по методу переклейки из хорошо высушен-
ной древесины твердой породы (клен, бук, дуб).
Модели должны иметь трехкратный запас прочности (учитывая способ
крепления модели на весах и максимальные аэродинамические нагрузки, опре-
деляемые в соответствии с программой испытаний).
Заготовка материала до изготовления модели должна быть выдержана не
меньше месяца. Толщина планок материала заготовки—не больше 20 жж. Казеин
для склейки должен применяться водоупорный. Рекомендуется также применять
для склейки смоляной клей ВИАМ.
Модели обычно делаются сплошными, но в отдельных случаях, при доста-
точно больших размерах модели, крыло и фюзеляж можно делать пустотелыми.
При этом в местах крепления державок (в соответствии с базами весов) должны
быть поставлены бобышки на клею из твердых пород дерева размером не
меньше 100 X 150 мм- Нервюра, лежащая в плоскости симметрии крыла, должна
иметь ширину не меньше 100 жж. Носок крыла делается сплошным.
При изготовлении расчленяющейся модели отдельные ее части (крыло,
фюзеляж, шасси и пр.) должны легко сниматься и ставиться на место без
регулировки и доводки. Крепление съемных частей должно быть надежным
•и простым. Менее ответственные детали должны допускать установку и замену
их непосредственно в трубе.
Необходимо обеспечить удобное и надежное крепление - на модели поса-
дочных приспособлений (щитков, закрылков и пр.).
При изготовлении составных крыльев не допускается скрепление центро-
плана и консолей пластинками или склейкой в торец.
Модель должна быть тщательно отполирована с трех-четырех приемов до
полного закрытия всех пор дерева.
Модели прямоугольных крыльев делаются со скругленными концами
(радиус скругления равен половине толщины профиля в данном месте).
2 ------------
11300
11310
11311
11312
11313
11314
11315
11316
11320
11321
11322
11323
11324
11325
11326
11327
11328
11329
9
11330—11367
Требования к модели
11330
11331
11340
11341
11342
11343
11350
11351
11360
11361
11362
11363
11364
11365
11366
11367
РАЗМЕТКА МОДЕЛИ
На модели обязательно нанесение краской под лаком или риской следую-
щих линий: следа плоскости хорд по всей передней и задней кромке крыла;
строительной горизонтали (на фюзеляже); следа плоскости симметрии (на фюзе-
ляже); осей вращения на рулях, элеронах, закрылках и пр.; контрольных сечений
(параллельных плоскости симметрии) на крыле и оперении.
УСТРОЙСТВО ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ
Горизонтальное оперение должно быть обязательно съемным. В конструк-
ции модели необходимо предусмотреть возможность простого и надежного
изменения установочного угла стабилизатора (рекомендуется применение двух
установочных винтов).
Шарниры органов управления должны быть выполнены с минимальным
трением, без люфтов. Везде, где это допускают размеры органа управления,
рекомендуется ставить шариковые подшипники. На каждом подвижном элементе
делается два шарнира.
Для проведения испытаний со свободными рулями последние должны быть
сбалансированы (центр тяжести на оси вращения руля). Балансировка может
быть обеспечена заливкой носка руля свинцом (или металлом Вуда) или устрой-
ством специальных балансиров, помещенных внутри фюзеляжа.
КРЕПЛЕНИЕ МОДЕЛИ
При изготовлении модели должна быть предусмотрена возможность кре-
пления ее на весах. Как правило, модель крепится в трех точках (в соответ-
ствии с базами весов)—двух передних и одной задней. В этих местах должна
быть обеспечена возможность прочного крепления державок, которые ставятся
на шурупах или болтиках.
ТОЧНОСТЬ ИЗГОТОВЛЕНИЯ МОДЕЛИ
Модель должна изготовляться с соблюдением геометрического подобия
натуральному объекту. Второстепенные детали (расчалки, качалки и т. п.) на
модели не воспроизводятся.
Полированная поверхность модели должна давать правильное (без изломов
линий) зеркальное отражение.
Допуски при изготовлении крыльев
Допуски при размахе крыльев от 500 до 1 500 мм:
1 по размаху от + 1 до + 1,5 мм\ по хорде от + 0,2 до + 0,3 мм.
Допуски при размахе крыльев от 1 500 до 3 000 мм:
по размаху от + 1,5 до +2 мм\ по хорде от +0,3 до +0,4 мм.
Величина зазора между шаблоном и поверхностью крыла —не больше 0,2 мм.
Допуски при изготовлении фюзеляжа
Допуск по длине+1 мм.
Величина зазора между шаблоном и поверхностью фюзеляжа не боль-
ше 0,3 мм.
Допуски при изготовлении оперения
Допуск по размаху+ 0,5 мм\ по хорде + 0,3 мм.
Величина зазора между шаблоном и поверхностью оперения не боль-
ше 0,2 мм.
ПРИМЕЧАНИЕ. При изготовлении модели изолированного горизонтального оперения
следует руководствоваться допусками для крыльев (11363).
Допустимая погрешность в углах установки крыла и стабилизатора + 6'.
Допустимая погрешность в установке крыла и стабилизатора относительно
фюзеляжа по длине и высоте + 0,5 мм.
ДОКУМЕНТАЦИЯ ИСПЫТАНИИ И ПЕРЕЧЕНЬ МАТЕРИАЛОВ, 11400
ПРЕДСТАВЛЯЕМЫХ В ЛАБОРАТОРИЮ ПРИ СДАЧЕ МОДЕЛИ
ПЕРЕЧЕНЬ МАТЕРИАЛОВ, ПРЕДСТАВЛЯЕМЫХ ЗАКАЗЧИКОМ 11410
ПРИ СДАЧЕ МОДЕЛИ В ЛАБОРАТОРИЮ
Заказчик при сдаче модели в лабораторию должен представить следую- 11411
щие материалы:
Программу испытаний модели.
Чертеж общего вида модели в трех проекциях. На чертеже должны
быть указаны все основные размеры, положение контрольных сечений
на крыле и оперении, положение и величина средней аэродинамической
хорды, углы установки крыльев и стабилизатора, положение центра тяжести.
Координаты центра тяжести должны быть даны в связанных (хордовых) осях
относительно контрольного сечения крыла (хт — вдоль хорды контрольного
сечения от передней кромки, ут — по перпендикуляру к хорде контрольного
сечения).
Металлические шаблоны для контрольных сечений крыльев и оперения.
Перечень сменных деталей с приложением всех необходимых устано-
вочных чертежей (для шасси, закрылков и пр.).
Таблицу основных данных самолета и модели:
Вес самолета полный G
Масштаб модели
Шифр самолета
Название мотора
Тип радиатора и расположение (мас-
ляного и водяного)
Площадь фронта радиатора
Тип капота
Координаты центра тяжести относи-
тельно контрольного сечения:
хт =
Л =
гт =
КРЫЛЬЯ
Геометрическая площадь крыльев с
подфюзеляжной частью 5
Площадь, обдуваемая винтом 5о6д
Размах крыльев /
Хорда корневая Ьк
Хорда концевая &конц
Средняя аэродинамическая хорда (САХ) ЬА
Хорда контрольного сечения Ьк с
Координата хорды Ьк с по размаху от
плоскости симметрии модели гк
Координаты передней точки САХ от-
носительно передней точки хор-
ды контрольного сечения и угол
заклинения САХ относительно
хорды контрольного сечения:
ХСАХ =
.Усах =
?САХ =
Хорда по оси мотора Ьм
Название профиля у корня
Название профиля на конце
Способ перехода от одного профиля
к другому
Средняя толщина профиля еср
Относительная (в процентах хорды)
толщина профиля у корня ск °/0
Относительная (в процентах хорды)
толщина профиля на конце
. сконц%
Относительная (в процентах хорды)
кривизна профиля у корня /
Относительная (в процентах хорды)
кривизна профиля на конце/кон
/2
Удлинение X = -у
Угол стреловидности (по фокусам
0,25 Ь) -С
Угол поперечного V по передней
кромке
Угол геометрической закрученностн
крыла <р°г
Угол установки крыла относительно
оси фюзеляжа или строительной
горизонтали <р°
Коэфицнент сужения крыла т]
11
11411
Документация испытаний.
ЭЛЕРОНЫ
Тип элерона
Общая площадь 2Sa
Площадь компенсации SK э
Размах элерона 1Э
Хорда элерона в начале элерона Ьэ н
Хорда элерона в конце элерона Ьэ к
Площадь части крыла, на которой
находится элерон S3
Хорда крыла в начале элерона Ь3' н
ПОСАДОЧНЫЕ ЩИТКИ
Площадь щитков 25щ
Размах щитка /щ
Площадь части крыла, на которой
находится щиток 5Щ
Относительная хорда щитка в начале
щитка (в процентах хорды крыла
. н
в том же сечении) н %
Закрылок
пй_
Щиток
Предкрылок
Относительная хорда щитка в конце
к
щнтка ущТГ(’/о
Максимальный угол отклонения
щитка 8щШах
Расстояние между щитками /рщ
Тип щитка
ЗАКРЫЛКИ, ПРЕДКРЫЛКИ
Закрылки
Тип закрылка
Площадь закрылков 253
Размах закрылка /3
Расстояние.между закрылками а3
Относительная хорда закрылка в нача-
ле закрылка (в процентах хорды
^з. и
крыла в том же сечении)—„ и/о
Относительная хорда закрылка в
ьз. к
конце закрылка-^-^- %
Максимальный угол отклонения
закрылка 8° тах
Предкрылки
Тип предкрылка
Размах предкрылка Znp
Расстояние между предкрылками апр
Угол установки предкрылка <рпр
Ширина щели сщ пр
Вынос предкрылка по хорде а
Вынос предкрылка по высоте b
Площадь части крыла, на которой
находится предкрылок Sn₽
ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ
Общая площадь Sr 0
Площадь руля высоты SB
Площадь компенсации руля высоты
SK в
Площадь триммера 5тр в
Размах горизонтального оперения /г 0
Удлинение горизонтального оперения
V.0
Профиль
Корневая хорда горизонтального опе-
рения Ьг 0 к
Концевая хорда горизонтального опе-
рения Ьг 0 конц
Площадь подфюзеляжной части го-
ризонтального оперения S* 0
Расстояние от ц. т. до шарниров
рулей высоты Zr0
Угол заклинения стабилизатора отно-
сительно установочной хорды
крыла <рст
Относительная величина обдуваемой
площади горизонтального опере-
Sr. о. обд
НИЯ <тг „ = ё
Г. О Ог. о
Отношение площади руля высоты к
SB
общей площади -о----
^г. о
Отношение площади горизонтального
Sr. О
оперения к площади крыльев—$-
12
Документация испытаний
11411
ВЕРТИКАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ
Общая площадь SB о
Площадь руля направления SH
Площадь киля SK
Площадь компенсации SK н
Площадь триммера STpH
Размах ZB_ 0
Профиль
Расстояние от ц. т. до шарниров рулей
направления LB 0
Отношение площади вертикального
, -^в 0
оперения к площади крыльев —у-
Отношение площади руля направле-
ния к общей площади вертикаль-
5„
иого оперения——
Sb. о
ФЮЗЕЛЯЖ
Площадь миделя SM ф
„ поверхности
Общая длина (с рулем) L
Стояночный угол 0
Расстояние от носка кока винта до
ц. т. самолета
Расстояние от носка кока винта до
носка крыла в корневом сечении
Максимальная ширина фюзеля-
жа max
ВИНТ
Тип расположения винта (тянущий,
толкающий)
Число лопастей k
Диаметр D
Максимальная ширина лопасти &шах
Плечо тяги виита относительно ц. т.
самолета ар
Расстояние плоскости вращения вин-
та относительно ц. т. самолета л'в
Расстояние между осью винта и пе-
редней кромкой у корня крыла
по высоте ув
Расстояние от плоскости вращения
винта до передней кромки крыла
по оси мотора Ев
МОТОРНЫЕ ГОНДОЛЫ
Число моторных гондол
Площадь миделя SM м г
Угол заклинения моторной гондолы
с хордой крыла <рм г
Расстояние от плоскости симметрии
гм. г
Хорда крыла "в сечении по оси мо-
торной гондолы Ьм'г
Расстояние от плоскости вращения
винта до носка крыла по оси
моторной гондолы ?м_ г
Длина нижней части моторной гон-
долы под крылом 1М г н
Длина верхней части моторной гон-
долы над крылом /м в
Ширина моторной гондолы с
13
11420-11435
Документация испытаний
11420
11421
11422
11423
11424
11425
11426
11430
11431
11432
11433
11434
11435
ПРИЕМКА МОДЕЛИ И СОСТАВЛЕНИЕ РАБОЧЕЙ ПРОГРАММЫ
После оформления заказа на проведение испытаний лаборатория произво-
дит техническую приемку модели, при которой проверяются основные геоме-
трические размеры модели и соответствие ее представленным чертежам и таб-
лицам, устанавливается достаточность представленной документации, проверяется
наличие и состояние сменных деталей и т. п.
При наличии крупных дефектов модели исправление их производится
заказчиком.
Ответственность за прочность модели в соответствии с установленной про-
граммой испытаний несет заказчик.
Рабочая программа испытаний модели составляется выделенным лаборато-
рией ведущим инженером совместно с представителем заказчика.
Рабочая программа утверждается начальником лаборатории или его заме-
стителем.
Изменения и дополнения рабочей программы, необходимость в которых
может возникнуть по ходу работы, устанавливаются ведущим инженером сов-
местно с заказчиком и утверждаются начальником лаборатории.
ОФОРМЛЕНИЕ МАТЕРИАЛОВ ИСПЫТАНИЙ
По окончании испытаний лаборатория выдает заказчику материалы испы-
таний вместе с объяснительной запиской, включающей анализ полученных
результатов.
Материалы испытаний выпускаются лабораториями ЦАГИ в соответствии
с нормалью НКАП 49СР.
Все материалы испытаний на весах при р — 0 выпускаются в скоростной
системе осей координат.
Все материалы испытаний на весах при исследовании зависимостей аэро-
динамических коэфициентов от угла скольжения р выпускаются в полусвязан-
ной (фиксированной) системе осей координат.
На каждой диаграмме должна быть указана система осей координат.
СОДЕРЖАНИЕ
Стр. №
Описание малых аэродинамических труб ........................ 3 11100
Испытания, проводимые в малых аэродинамических трубах ... 6 11200
Технические требования к моделям............................. 9 -11300
Документация испытаний и перечень материалов, представляемых
< в лабораторию при сдаче модели ...............................И 11400
Для служебного пользования
Экз. №
РУКОВОДСТВО
ДЛЯ
КОНСТРУКТОРОВ
Том I
БОЛЬШИЕ
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ТРУБЫ
И ЭКСПЕРИМЕНТ В НИХ
— 12000 —
ИЗДАНИЕ 2
ИЗДАТЕЛЬСТВО
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НКАП
1943
Составили:
В. П. ГОРСКИЙ, кандидат технических наук
С. М. ГОРЛИН, кандидат технических наук
Б. Я. КУЗНЕЦОВ, кандидат технических наук
Е. В. КИЯЕВ, инженер
К. А. КОЛМАКОВ, инженер
И. П. КУЗНЕЦОВ, инженер
А. Г. СТРЕЛЬЦОВ, инженер
Д. В. ХАЛЕЗОВ, доктор технических наук
Редактор раздела 2 (12000)
С. С. СОПМАН, инженер
Редакторы части 1 (10000)
ИС В. ОСТОСЛАВСКИЙ, доктор технических наук
В. Н. МАТВЕЕВ, кандидат технических наук
Редактор Руководства для конструкторов
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
Ответственный редактор А. А. Горяйнов
Объем 6^4 печ. л., 42 880 зн. в печ. л.
Подписано к печати 5/Х 1943 г.
Учетно-авторских листов 6,5
ЦВЦ РККА № 5568
Тип. изд-ва БНТ НКАП
Зак. № 121
ОПИСАНИЕ БОЛЬШИХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ТРУБ ЦАГИ
БОЛЬШАЯ САМОЛЕТНАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ТРУБА ЦАГИ Т-101
Большая самолетная аэродинамическая труба ЦАГИ Т-101.имеет открытую
рабочую часть. Форма сечения рабочей части — эллипс с горизонтальной осью
24 м и вертикальной осью 14 м. Длина рабочей части 24 м.
Рабочая скорость в трубе равна 50 м/сек (180 км/час), максимальная ско-
рость потока — 74 м/сек (266 км/час).
Труба оборудована шестикомпонентными аэродинамическими весами
(см. 12510), установленными на поворотном круге (для изменения углов сколь-
жения), и имеет координатник в рабочей части, при помощи которого можно
определить распределение скоростей и скосов около испытываемого объекта.
Координатник перемещается по высоте (от оси трубы) в пределах от —4,4
до 6,2 м и по всей длине и ширине рабочей части.
БОЛЬШАЯ ВИНТОВАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ТРУБА ЦАГИ Т-104
Большая винтовая аэродинамическая труба ЦАГИ Т-104 имеет открытую
рабочую часть. Форма сечения рабочей части — круг диаметром 7 м. Длина
рабочей части 13 м.
Рабочая скорость в трубе равна 120 м/сек (432 км/час), максимальная
скорость потока, достигнутая в трубе, равна 138 м/сек (496 км/час).
Труба оборудована шестикомпонентными аэродинамическими весами (см.
12510), установленными на поворотном круге (для изменения углов скольжения), а
также координатником для определения распределения скоростей и скосов
около испытываемого объекта. Координатник перемещается по высоте от оси
трубы в пределах+ 2 м и по всей длине и ширине рабочей части.
В трубе Т-104 имеется винтовой прибор ДУ-1 мощностью 7V—-900 л. с.
при числах оборотов винта от 1 200 до 2 700 в минуту. Прибор состоит из авиационно-
го мотора АМ-34 (без редуктора и нагнетателя), специального динамометра для
измерения тяги и момента винта на валу и коробки передач для изменения
передаточного числа от мотора к винту. Оба агрегата заключены в сигарооб-
разный обтекатель. Прибор устанавливается на аэродинамических весах трубы,
с помощью которых определяется эффективная тяга винта.
Диаметры винтов для испытаний в трубе Т-104 могут быть взяты в пре-
делах 2,5—4 м (в исключительных случаях можно допустить испытания винтов
диаметром до 4,5 м).
ХАРАКТЕРИСТИКИ ПОТОКОВ ТРУБ Т-101, Т-104
Характеристики равномерности скоростных полей труб
Труба Т-101
12100
12110
12111
12112
12113
12120
12121
12122
12123
12124
12130
12131
Зона Отклонение от среднего значения Примечание
по скорости по углу скоса в вертикальной плоскости по углу скоса в горизонталь- ной плоскости
В прямоугольнике с основанием 12 ж и высотой 2 м ± О.6о/о ± 0°,35 ±0°,4 Случай испытания истребителей
В прямоугольнике с основанием 19,5 м и высотой 2 м ... ± 1о/о + 0°,5 ± 1° Случай испытания объ- ектов с предельными габаритами
3
12131-12133
Испытания в трубах Т-101 и Т-104
Труба Т-104
Зона Отклонения от среднего значения Примечание
по скорости по углу скоса, в вертикальной плоскости по углу скоса в горизонталь- ной плоскости
В прямоугольнике с основанием 3,5 м и высотой 0,6 .и ... ±0,4% + 0°,25 ±0°,3 Случай испытания ма- лых моделей
В прямоугольнике с основанием 5,6 м и высотой 1м ± 0,8% ±0°,4 ± о°,5 Случай испытания моде- лей предельных раз- меров
В круге с диаметром 5 м . . . ±0,8% ±0°,4 ±0°,5 -Случай испытания винтов
12132 Закрученное™ струи Т-104 по всей площади, сметаемой испытываемым
винтом нормальных размеров, не обнаружено.
12133 Турбулентность потока труб Т-101 и Т-104 определялась по методу Драй-
дена с помощью шара диаметром 150 мм. Для различных точек горизонтального
диаметра трубы получены следующие значения критического числа Рейнольдса:
Труба Т-101
Расстояние от оси трубы [.и] - 8 0 8 10
Значение ReKp для шара d = 150 мм . . . . 354 000 360 000 350 000 316 000
Труба Т-104
Расстояние от оси трубы [«] 0 2,7
Значение ReKp для шара d = 150 мм 332 000 366 000 356 000
ИСПЫТАНИЯ В АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ТРУБАХ
Т-101 И Т-104
ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ
Оборудование аэродинамических труб Т-101 и Т-104 позволяет проводить
исследования самолетов или их макетов, крыльев и фюзеляжей с работающей
винтомоторной группой. Режимы взлета и посадки исследуются в условиях,
соответствующих натуральным.
Во избежание излишней загрузки в трубах Т-101 и Т-104 должны ставиться
наиболее важные и решающие опыты, главным образом по улучшению се-
рийных самолетов и по отработке аэродинамики новых опытных самолетов.
Опыты в малых трубах не исключаются; подавляющее количество опытов
должно ставиться именно в малых трубах и только лишь в дополнение к этим
опытам могут ставиться исследования в трубах Т-101 и Т-104 для разрешения
принципиальных вопросов и некоторые контрольные опыты в весьма ограни-
ченном объеме.
При создании нового образца опытного самолета рекомендуется ставить
опыты на специальных макетах с натуральной винтомоторной группой, с раз-
личными вариантами и модификациями отдельных элементов самолета. Оконча-
тельная отработка всей схемы должна быть проведена на основе результатов
испытаний в натурных аэродинамических трубах ЦАГИ.
Наиболее рациональным путем исследования может быть следующий: винто-
моторная группа отрабатывается на самолете без отъемных частей крыльев
или на отсеке крыла в трубе Т-104 на сравнительно больших скоростях, а
затем в трубе Т-101 проводятся испытания самолета в целом.
В результате опытов, проведенных в трубах Т-101 и Т-104, можно получить:
Аэродинамические характеристики самолета с оценкой его общей
компоновки (путем испытаний на весах и обследования спектра обтекания).
Изменение аэродинамических характеристик в зависимости от изме-
нения внешних форм самолета.
Степень боковой и продольной статической устойчивости и баланси-
ровки самолета для случаев моторного и безмоторного полетов при раз-
личных центровках.
Оценку управляемости самолета, эффективности органов управления
для случаев моторного и безмоторного полетов (и найти способы их
улучшения).
Величину шарнирных моментов органов управления и давления на
ручку и педали для случаев моторного и безмоторного полетов (и выбрать
рациональную компенсацию).
Распределение аэродинамических нагрузок по крылу, фюзеляжу и
оперению для случаев моторного и безмоторного полетов и критическое
число Маха (Макр) по распределению давления в соответствующих сече-
ниях (корневое сечение, капот, фонарь).
Величину с тах при различных вариантах механизации крыла (без
учета влияния земли).
Проверку расчета механизмов, зависящих от аэродинамических сил,
в условиях, соответствующих полету (управление юбкой капота, заслон-
ками радиатора, открытие люков, убирание шасси и пр.).
Характеристики винта на самолете при данных числах оборотов и
данном давлении наддува pk (при условии наличия тарированного мотора).
Тягу винта при работе на месте при угле установки лопасти, соот-
ветствующем снятию полной мощности мотора.
Тягу по скорости для земных условий при постоянном числе оборотов
винта (для расчета разбега и взлета).
12200
12210
12211
12212
12213
12214
12215
5
12215-12221
Испытания в трубах Т-101 и Т-104
Характеристики устойчивости и управляемости самолета с реверсив-
ным винтом и тормозными приспособлениями.
Оценку компоновки системы охлаждения и установление расчетных
режимов (по температурам системы водяного, воздушного и масляного
охлаждения).
Величину внутренних и внешних потерь в системе охлаждения при
холодном моторе.
Общую оценку системы охлаждения, распределение скоростей и дав-
ления в системе охлаждения на входе и выходе при различных откры-
тиях юбок капота и заслонок радиатора при различных скоростях, без
винта и при работающем винте.
Подбор всасывающего патрубка (скоростной наддув) и выхлопа (опти-
мальная площадь, реактивный эффект и пр.).
Аэродинамические характеристики, статические моменты, шарнирные
моменты и распределение давлений по изолированным крыльям, фюзеляжам
и оперениям.
Величину критической скорости вибраций крыла и оперения на объек-
тах в натуру и на специальных моделях.
Распределение скорости и скосов потока и крутку от винта в зоне
расположения оперений.
12220 ПОПРАВКИ К ИСПЫТАНИЯМ В ТРУБАХ Т-101, Т-104
12221 В настоящее время в натурных трубах ЦАГИ закончено исследование ос-
новных поправок к типовым испытаниям.
В трубе Т-101 изучены следующие поправки:
Поправки на влияние границ потока к углу атаки и коэфициенту лобового
сопротивления вводятся по следующим формулам:
•S' S
“испр = “опыт > Сх ИСПР = сх опыт — (у опыт, Да. = 5а-р- Су ОПЫТ 57,3 ,
где S — площадь крыла,
F = 264 м2— площадь выходного сечения сопла,
су опыт — измеренное значение коэфициента подъемной силы.
Коэфициенты 8Я, 8q , характеризующие индукцию трубы, оказалось воз-
можным принять одинаковыми для всех случаев (разных размахов крыльев и
форм в плане): 8« = 0,24, 8q = 0,17. Эти значения найдены по опытам в трубе Т-101
с серией геометрически подобных прямоугольных крыльев и по опытам на модели
трубы Т-101 с сериями прямоугольных и трапецевидных крыльев и с серией
схематических моделей самолетов.
В предельном случае поправки могут достигать следующих величин:
к углу атаки до —4°;
к коэфициенту сопротивления до —0,1.
Поправка на влияние границ потока к коэфициенту продольной устой-
чивости вводится по формуле:
тг испр := Utz опыт Д Щг , Д^ь — т k а г. о А Да. t
где т — коэфициент, характеризующий изменение скосов потока, индуцируемых
трубой в месте расположения хвостового оперения, по сравнению со
скосами потока у крыла; берется из графика фиг. 12221 — 1 в зависи-
мости от величины LID (L — расстояние от центра тяжести до шарни-
ров рулей высоты, D — горизонтальный диаметр трубы); зависимость
х =/(£//)) найдена из опытов на модели трубы Т-101 с серией геомет-
рически подобных моделей самолета;
г. о
Sr. о —площадь горизонтального оперения,
Ьа — средняя аэродинамическая хорда,
6
Испытания в трубах Т-101 и Т-104
12221
Значения коэфициентов аг. оk берутся по указаниям, приведенным в 16000.
В случае испытания самолета при различных углах установки стабилиза-
тора 9ст величина k av.o А находится непосредственно из данного опыта, она
численно равна приросту mz при изменении <рСт на 1°.
Знак поправки Дтг обратен знаку су. Исправленные значения тг строятся
по углам атаки, исправленным на Доф
В предельном случае поправка может достигнуть величины Дтг = —0,025;
в случае испытания истребителей без винтов поправка на средних значениях
су пренебрежимо мала.
Поправка на деформацию скоростного поля, вызванную взаимодействием
трубы и испытываемого объекта (блокинг-эффект), вводится для любого из
аэродинамических коэфициентов по формуле
_ 1
£испр -£опыт । । д^ >
где Др. — поправка к среднему скоростному напору в рабочем сечении трубы.
$
На фиг. 12221—II поправка Др представлена в виде зависимости от —р~су
(S—площадь крыла, F — площадь рабочего сечения трубы, су — измеренное
значение коэфициента подъемной силы) для случая, когда измерение скорости
потока в трубе производится с помощью трубки Пито, установленной вблизи
выходного сечения сопла трубы (сверху).
Фиг. 12221—II
На фиг. 12221—III дана та же зависимость для случая, когда измерение
скорости потока производится по перепаду давления в форкамере трубы и
рабочем помещении.
ПРИМЕЧАНИЕ. До апреля 1943 года измерение скорости при всех испытаниях про-
изводилось по первому способу, с указанного срока скорость потока при испытании изме-
ряется по перепаду давления.
7
12221 — 12222
Испытания в трубах Т-101 и Т-104
Поправка на угол косизны потока определяется из ежемесячных про-
дувок контрольного прямоугольного крыла с размахом 1= 12 м. Угол косизны
для крыльев других размеров и другой формы в плане незначительно отличается
от угла косизны для контрольного крыла вследствие удовлетворительной рав-
номерности скосов потока по горизонтальному диаметру трубы.
Формулы для поправки имеют вид:
О О г * О У'
а = а ч- Да, ;
испр ।еом I k ’
Сх испр == СХ опыт + су ОПЫТ •
По пр а вк а на градиент статического давления вдоль оси потока незначи-
тельна.
В особых случаях, при слишком низком расположении объекта испытания,
может оказать влияние поле статического давления, индуцируемое верхним
строением аэродинамических весов. В зависимости от условий опыта и требо-
ваний к точности измерений вопрос о введении поправки на градиент статиче-
ского давления должен решаться в каждом отдельном случае.
Поправка на сопротивление поддерживающих приспособлений (деталей
верхнего строения весов, не укрытых в обтекатели) находится из продувки
верхнего строения весов с ложными державками в отсутствии объекта испытания.
В худшем случае поправка на сопротивление поддерживающих приспособ-
лений составляет 35% минимального сопротивления самолета.
Интерференция державок и испытываемого объекта в большинстве случаев
не учитывается.
12222 В трубе Т-104 изучены следующие поправки:
Поправка на влияние границ потока к углу атаки и коэфициенту лобо-
вого сопротивления вводится по формулам этой поправки для трубы Т-101
(см. 12221). Коэфициенты 8а, 8q, характеризующие индукцию круглой трубы,
берутся теоретические: =oq= 0,125.
Опыты, проводившиеся в Т-104 с прямоугольным крылом Clark-Y, с = 11,7%,
исправленные на индукцию по теоретическим данным, удовлетворительно согла-
суются с опытами в других трубах с крыльями того же профиля.
Поправка на блокинг-эффект, как показали опыты, пренебрежимо мала
как для случая испытания крыльев, так и для случая испытания винтов.
Поправка на угол косизны потока равна нулю для крыльев любых
размахов и форм в плане.
Поправка на сопротивление поддерживающих приспособлений опреде-
ляется из продувки изолированного верхнего строения весов без учета интер-
ференции между стойками для крепления на весах и испытываемым объектом.
8
Испытания в трубах Т-101 и Т-104
12222-12231
Поправкак скорости потока на сжимаемость воздуха вводится по формуле:
где а — скорость звука.
Плотность воздуха при скоростях потока свыше 70 MjceK вычисляется
по температуре незаторможенного потока в рабочей части
V2
^потока == ^форкам % QQQ ’
где Доркам — температура в форкамере трубы, где установлен термометр сопро-
тивления.
СРАВНЕНИЕ ТРУБ Т-101, Т-104 С ТРУБАМИ ДРУГИХ ЛАБОРАТОРИЙ 12230
В настоящее время еще не накоплен достаточный экспериментальный 12231
материал, позволяющий провести сравнение результатов испытаний подобных
объектов в трубах Т-101, Т-104 и трубах заграничных лабораторий.
Некоторую оценку сходимости результатов испытаний в разных трубах
можно получить по материалам опытов с крылом профиля Clark-Y, с= 11,7%.
На диаграммах фиг. 12231 — I — IV даны аэродинамические характеристики
2
9
12231
Испытания в трубах Т-101 и Т-104
10
Испытания в трубах Т-101 и Т-104
12231-12241
На фиг. 12231 — V дана зависимость су тах от эффективного числа Рейнольдса.
Эффективное число Рейнольдса определялось по фактору турбулентности из
табл. 12231.
Таблица 12231
Лабора- тории ЦАГИ NACA
Труба Т-101 Т-104 Т-102 Самолетная Винтовая Труба переменной ПЛОТНОСТИ
TF 1,07 1,05 1,10 1,15 1,20 2,60
ReKp шара в свободной атмосфере
“ ReKp шара в трубе
ReKp шара для свободной атмосферы принято равным 385 000.
Несмотря на довольно значительный разброс точек на диаграммах фиг. 12231 —II, III и V,
заметна некоторая систематичность в расхождениях между аэродинамическими характеристиками
крыла, полученными из испытаний в трубах ЦАГИ и самолетной трубе NACA. Так, например:
< №у\
\ da /ЦАГИ \ da /NACA
f dcX А ( dcy \
\dCj,2/UArH \rfCj,2 /NACA
( су тах)цАГИ < ( су тах)мАСА •
*
Наиболее вероятными причинами такого характера расхождений и такого порядка их могут
явиться систематические ошибки в измерении скорости воздушного потока при испытаниях.
В настоящее время не имеется международного эталона для измерения скорости воздушного
потока или хотя бы единого, принятого всеми аэродинамическими лабораториями метода тари-
ровки трубок Пито, употребляющихся при измерении скорости потока воздуха; не стандартизиро-
вана и форма трубок Пито.
Все это приводит к некоторым ошибкам в определении поправочных коэфициентов
насадков, которые входят как систематические ошибки в результаты всех опытов в аэродина-
мических трубах.
ПРОГРАММЫ ИСПЫТАНИЙ 12240
Общие указания 12241
Программа испытаний составляется ведущим инженером лабораторий
совместно с главным конструктором (или лицом по его поручению) и содержит
минимальное количество испытаний, необходимых для первого вылета
опытного самолета или решения поставленной конкретной задачи.
Для руководства при разработке и составлении программы испытаний ниже
приводятся типовая программа испытаний в трубе Т-101 по снятию общих ха-
рактеристик (см. 12242; этой программой не исчерпываются все виды испыта-
ний, проводимых в трубах Т-101 и Т-104, например, часто производятся испы-
тания по расчленению лобового сопротивления) и указания о типовой программе
испытаний в трубе Т-104 (см. 12243).
Типовая программа может быть изменена и дополнена в зависимости от
особенностей испытываемого объекта и задач исследований.
В тех случаях, когда от завода-заказчика не будет получено никаких
особых указаний о проведении испытаний, программа опытов составляется лабо-
раторией на основе типовой программы, в соответствии с общим заданием
завода.
В особых случаях в порядке расширения объема исследований могут быть
поставлены опыты по дополнительной программе.
Типовая программа испытаний самолетов и макетов в трубе Т-101
№ п/п Испытания и измеряемые компоненты Скорость потока V [м/сек] Пределы углов атаки а° Углы <Рст > 8В > 8Н > 8Э Состояние по- садочных уст- ройств само- летов (щитков и закрылков) Количество испытаний Примечание
1 сх, Су, тг самолета с оперением без винта (замеряются шесть компо- нентов) Переменная от ^шах Д° У = 35-н40 м/сек °Т “пикир Д° (асу шах + 4°) через 2°, а вблизи с„ шах и схтт чеРез ’° <рст по указанию кон- структорского бюро, 8„=0, 8В = 5°, 8э = 0, 8в=0, 8в = - Ю’ Закрыты 3 срст по заданию завода
2 сх, Су, тг самолета с оперением без винта (замеряются шесть компо- нентов) V = 35 -4- 40 м/сек От -|-6° до («с + 4°) <рстПО п. 1, 8н = 0, 8э=0, при двух углах — 0 и — 10° Открыты на посадку 2 Диапазон углов может быть изменен по со- гласованию с конст- рукторским бюро за- вода
3 cz, тх и ту в функции ₽ с опере- нием без винта; углы скольже- ния в пределах ₽ = + 8° V = 40 -г- 50 м/сек При трех углах: ^тах’ апос’ апромежуточн О Л ~ ф •ООО’—' о II 11 II и с (П М X X со со со ю э- Закрыты 6
4 сг, тх и ту в функции р с опере- нием без винта; углы скольже- ния в пределах Р = + 8° (/ = 40 ~ 50 м/сек Два угла атаки О? Ф? О') Ц) СО X Д II II II ° ООО Я >—» Открыты на посадку 2
5 Определение давления на ручку и педали при работающем винте: 1) малый газ, 2) полный газ V = 35 м/сек Два значения а <рст по п. 1 1. Закрыты 2. Открыты 4
2242 __________________________Испытания в трубах Т-101 и Т-104
6 Исследование температурных режи- мов при работающем моторе в функции времени и определе- ние тяги „на месте “ Два значения V Два значения V -при углах: ау > v max авзл
7 Снятие спектра обтекания самолета на киноленту и отдельными сним- ками при работающем моторе на малом и полном газе V от 35 м/сек ^шах Углы атаки от “пикир “пос (три-четыре зна- чения)
8 Су и mz самолета с работающим мотором на полном газе При трех значе- ниях V* От соответ- ствующего Су ПРИ Увзл Д° а ** су max
9 сх, Су и mz самолета с работающим мотором на полном газе Четыре-пять зна- чений а
10 с %, Су и mz самолета с работающим мотором на малом газе ^=^потр От а, соответ- ствующего Су при Увзл ДО ас vy max
11 сг, тх и mv в функции р самолета с работающим мотором на пол- ном газе;углы скольжения в пре- делах р = + 8° v= V v v потр При трех углах а
12 1И^=/(Р) самолета с работающим мотором на полном газе; углы скольжения в пределах р = + 8° v v потр При одном угле атаки а
г* с ф о о g 11 II II , я в ® I «С «з о- ! Закрыты 4 Ойыт проводится с обо- рудованием, имею- щимся на самолете
Установки органов управления по зада- нию 1. Открыты 2. Закрыты 6 Съемка производится отдельными снимка- ми и при непрерыв- ном изменении а
<рст по п. 1, 6н=0, 8в=0, ьэ = о Закрыты 1 * Среднее значение близко к Гпотр ** См. подробно в раз- деле 6
<рст по п. 1, три значе- ния Вв (с фиксирован- ной ручкой и со сво- бодными рулями) Закрыты 4 V потр определяется из п. 8
о? 07 С = О II II 1 1 чР о •— S3 Я ’ <—4 1. Закрыты 2. Открыты 4 То же
1 45 о? о? н w х ео д II II II ° ОСС ? )—4 Закрыты 3
<рст по п. 1 при 8В = 0, Вэ = 0 и Вн ф 0 и со свободными рулями направления Закрыты 2
Исп ытания в трубах Т-101 и Т-104
12243—12252
Испытания в трубах Т-101 и Т-104
12243 Типовая программа испытаний моделей в трубе Т-104
Типовая программа испытаний моделей в трубе Т-104 в основном аналогична
программе испытаний в малых аэродинамических трубах (см. 11220).
По вопросам размеров и прочности моделей и их креплений к весам трубы
Т-104 завод-заказчик в каждом отдельном случае должен договариваться с ЦАГИ.
12244 Дополнительная программа испытаний самолетов,
макетов и моделей в трубе Т-101
№ п/п Испытания и измеряемые компоненты Скорость потока V [м/сек] Пределы углов атаки а0 Углы <Рст’ Ьв ’ 8„, 5э Состояние посадочных устройств самолетов (щитков н за- крылков) Количество испытаний Примечание
1 Распределение давле- ний по поверхности крыла, фюзеляжа и оперения при рабо- тающем моторе на малом и полном газе Соответ- ствующая ^шах’ ^взл ’ кпос “Vmax’ авзл * апос Углы рулей, элеронов и стабилиза- тора ПО заданию 1. Закрыты 2. Открыты 5 1. При ат/ ишах ЩИТКИ И закрылки закрыты. 2. Лопасти винта закреплены
2 3 Определение шарнир- ных моментов рулей и элеронов при ра- ботающем винте: 1) малый газ, 2) полный газ Соответ- ствующая ^Ниах ’ ^взл ’ ^пос 3tzmax ’ “взл-> “пос Углы рулей, элеронов и стабилиза- тора по заданию 1. Закрыты 2. Открыты 5 При а,, vmax ЩИТКИ и закрылки закрыты
Замер тяги по скоро- сти при работающем винте при п = const От Vmin до соответ- ствующей отрыву и взлету а ПО заданию О? О? о? а » н 1! 11 II II ООО о ЕЗ Закрыты 1
4 Проверка работы ме- ханизмов в потоке (люки, юбки, заслон- ки, закрылки, щит- ки, специальные установки и т. п.) От V = 20м!сек Д° Гтах' потока а ПО заданию Установка органов управления по заданию Установка устройств по заданию 2—4 -
12250 ДАННЫЕ О ТОЧНОСТИ ИСПЫТАНИЙ В ТРУБЕ Т-101
12251 Полученные для эталонного крыла результаты в виде величины средней
квадратичной погрешности единичного испытания следующие:
по су max погрешность <з =+ 0,0428,
по сх ши погрешность а = + 0,00036,
по ста погрешность а =+ 0,0025.
12252 Для одномоторного самолета, испытывавшегося при различных режимах
работы мотора, результаты обработки в виде величины средней квадратичной
погрешности единичного испытания даны в табл. 12252.
Таблица 12252
Аэродинами- Х= 1,1 X = 1,0 1 = 0,8 X = 0,6 Без винта
ческие коэфи- циенты Погрешности + а
су max 0,0440 0,0430 0,04700 0,04670 0,022400
сх min 0,0035 0,0023 0,00123 0,00447 0,000565
ТРЕБОВАНИЯ К МОДЕЛЯМ КРЫЛЬЕВ, САМОЛЕТАМ И МАКЕТАМ 12300
ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ В ТРУБАХ Т-101 и Т-104
ТРЕБОВАНИЯ К МОДЕЛЯМ КРЫЛЬЕВ ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ В ТРУБЕ Т-101 12310
Размах модели крыльев должен быть не меньше 6 и не больше 17 м; 12311
площадь—от 6 до 40 ж2; вес—не больше 4000 кг.
ПРИМЕЧАНИЕ. Всякие отклонения от указанных размеров должны быть предвари-
тельно согласованы с ЦАГИ.
Конструкция модели крыльев вся должна быть металлической или состоять 12312
из металлического каркаса с обшивкой из твердых пород дерева (например,
клен, бук) (фиг. 12312).
Фиг. 12312
В конструкции каркаса должны быть предусмотрены специальные узлы
крепления к весам согласно требованиям, изложенным в 12540—12560.
Конструкция модели крыльев должна быть рассчитана на ожидаемые на- 12313
грузки с трех-, четырехкратным запасом прочности.
15
12313—12327 Требования к моделям
Модель должна быть окрашена и тщательно отполирована за три-четыре
раза до получения зеркальной поверхности.
Прямоугольные крылья должны’иметь скругленные концы. Скругление
осуществляется переменным радиусом, равным полуразности соответствующих
ординат профиля.
L Г. . Конструкция крыльев должна предусматривать узлы для транспортировки
крыльев с помощью крана из препараторской в трубу и для подъема на весы.
Посадочные приспособления крепятся к крыльям на кронштейнах или
угольниках.
12314 Допуски при изготовлении модели берутся соответственно допускаемым
размерам: 7
для размаха от 6 до 12 м от 3,5 до 6 мм,
для размаха от 12 до 17 м от 6 до 9 мм,
по ординатам профиля соответственно от 0,7 до 1,2 и от 1,2 до 1,8 мм.
. Допуски по хорде те же, что и для размахов, равных хорде.
Постоянство углов атаки по размаху +0°,2 на длине 3 м.
12315 К модели крыльев должны быть приложены шаблоны, причем для трапе-
цевидных крыльев даются два шаблона: корневой и концевой. Места установки
шаблонов должны быть отмечены на поверхности модели линией, нанесенной
перед полировкой.
12320 ТРЕБОВАНИЯ К САМОЛЕТАМ И МАКЕТАМ ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ
В ТРУБЕ Т-101
12321 Габаритные размеры самолетов и макетов те же, что и для моделей
крыльев (см. 12311).
ПРИМЕЧАНИЕ. Всякое отступление от этих размеров должно быть согласовано
с ЦАГИ.
12322 Конструктивные требования к крыльям макетов те же, что и для моделей
крыльев (см. 12312).
Требования к креплениям и запасы прочности для макетов указаны в 12540—
12560.
Конструкция макетов должна предусматривать узлы для транспортировки
их с помощью крана из препараторской в трубу и для подъема макетов на
весы. Для самолета должны быть указаны те места, которые могут служить
узлами подвески самолета к крану для транспортировки.
Отделка макетов натуральных размеров и самолетов — обычная, принятая
на данном заводе.
12323 Допуски на изготовление макетов в натуральную величину те же, что и для
моделей крыльев (см. 12314).
При изготовлении макетов многомоторных самолетов в каком-нибудь мас-
штабе требования к допускам соответствуют принятым при изготовлении крыльев
и моделей (см. 12314).
12324 На макете должны быть нанесены разметки плоскости симметрии и строи-
тельная горизонталь; должна быть дана схема нивелировки самолета с обозна-
чением на самолете нивелировочных точек.
12325 Самолет или макет должен быть снабжен шаблонами двух основных сече-
ний крыла и оперения (по хордам разъема и конца).
При наличии на макете съемных или заменяемых элементов последние
должны быть заранее подогнаны так, чтобы не было необходимости в доделках
при их перестановке. К макету должны быть приложены установочные чертежи
на заменяемые элементы.
12326 Закрепление органов управления, изменение угла стабилизатора на само-
летах и макетах должны производиться из кабины самолета или макета. Фикса-
ция рулей осуществляется с помощью специальных приспособлений, изготовляе-
мых заводом-заказчиком.
12327 При отсутствии на макете моторов схематизация капотов моторов должна
быть в каждом случае согласована с ЦАГИ.
16
Требования к моделям
12328-12341
Посадочные приспособления крепятся к макету с помощью угольников или 12328
кронштейнов, аналогично тому, как это делается на крыльях, или же так, как
это делается на самолете с управлением из кабины.
При проектировании и изготовлении макета должны быть предусмотрены 12329
свободный доступ к узлам креплений макета, а также удобство и быстрота
монтажа макета на весах.
В местах расположения узлов креплений допустимо устройство люков.
ТРЕБОВАНИЯ К МОДЕЛЯМ КРЫЛЬЕВ ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ 12330
В ТРУБЕ Т-104
Размах модели крыльев должен быть не меньше 3 и не больше 5 м\ 12331
площадь—от 1,5 до 6 л/2; вес—не больше 2 000 кг.
ПРИМЕЧАНИЕ. Всякие отступления от указанных размеров должны быть пред-
варительно согласованы с ЦАГИ.
Конструкция моделей крыльев смешанная: металлический каркас с обшив- 12332
кой из твердых пород дерева, например, клена, бука (см. 12312).
Допустима также цельнометаллическая конструкция.
ПРИМЕЧАНИЕ. Модели целиком деревянные могут быть допущены при величине
площади крыла не больше 4 л/2 и скорости потока при эксперименте не больше 60 м/сек.
Конструкция каркаса должна предусматривать специальные узлы крепления
к весам согласно требованиям, изложенным в 12540—12560.
ПРИМЕЧАНИЕ. Посадочные приспособления крепятся к крылу на кронштейнах.
Конструкция моделей крыльев должна быть рассчитана на ожидаемые
нагрузки с трех-, четырехкратным запасом прочности.
Модели крыльев должны быть тщательно отполированы за три-четыре раза
до получения зеркальной поверхности.
Прямоугольные крылья должны иметь скругленные концы. Скругление
осуществляется переменным радиусом, равным полуразности соответствующих
ординат профиля.
Конструкция модели должна предусматривать узлы для транспортировки
модели с помощью крана из препараторской в трубу и для подъема на весы.
Допуски при изготовлении крыльев берутся соответственно допускаемым 12333
размерам:
по размаху от 2 до 3,5 мм\
по ординатам профиля от 0,2 до 0,5 мм\
допуски для хорды от 0,3 до 0,8 мм\
постоянство углов атаки по размаху до 0°,2.
К моделям крыльев должны быть приложены шаблоны, причем для трапе- 12334
цевидных крыльев даются два шаблона: корневой и концевой. лЧеста установки
шаблонов должны быть отмечены на поверхности крыла линией, нанесенной
перед полировкой.
ТРЕБОВАНИЯ К МОДЕЛЯМ И МАКЕТАМ САМОЛЕТОВ ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ 12340
В ТРУБЕ Т-104
Размах крыльев должен быть не меньше 3 и не больше 5 м. Площадь 12341
крыльев—от 1,5 до 6 м\ Длина модели или макета —не меньше 3,5 и не
больше 8 м. Вес модели или макета—не больше 2 000 кг.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Специальные испытания центральной части самолета или макета,
например, снятие характеристик винтомоторной группы с учетом взаимного влияния винта
и самолета, изучение различных вариантов капотов (одномоторного самолета) и т. и., допу-
скают отступление от габаритных размеров до 6,5 м по размаху. Изучаемый элемент в этом
случае дается в натуру.
2. Всякие отступления от указанных размеров и баз должны быть предварительно
согласованы с ЦАГИ.
3
17
12342—12356 Требования к моделям
12342 Конструктивные требования те же, что и для моделей крыльев (см. 12312
и 12332).
12343 Допуски при изготовлении фюзеляжа модели-макета по длине следующие:
для длины фюзеляжа до 3 м допуск до 2 мм-,
для длины фюзеляжа до 5 м допуск до 3 мм;
для длины фюзеляжа до 7 м и больше допуск до 4 мм.
Допуски при изготовлении фюзеляжа модели-макета для ординат обвода
следующие:
для длины фюзеляжа до 3 м допуск 0,3 мм;
для длины фюзеляжа до 5 м допуск 0,4 мм;
для длины фюзеляжа до 7 м и больше допуск 0,5 мм.
Допуски при изготовлении оперения следующие:
для размаха до 1,0 мм;
для хорд до 0,5 мм;
для ординат профиля до 0,25 мм.
ПРИМЕЧАНИЕ. При испытаниях изолированных оперений допуски такие же, как
и для крыльев соответствующих размеров.
12350 . ТРЕБОВАНИЯ К СБОРКЕ МОДЕЛИ-МАКЕТА
12351 Допустимые погрешности в установке крыльев и оперения относительно
фюзеляжа по длине и высоте+1,0 мм.
Точность установки углов атаки крыльев, стабилизатора и т. п. не больше + 5'.
Допустимые погрешности в установке шасси, козырька, костыля относи-
тельно фюзеляжа по длине и высоте+2,0 мм.
ПРИМЕЧАНИЕ. При специальных испытаниях центральной части самолета или макета
допуски должны соответствовать принятым при производстве самолетов.
12352 На модели-макете должны быть размечены плоскость симметрии и строи-
тельная горизонталь, а также приложены шаблоны для крыльев и оперения.
Места установки шаблонов должны быть отмечены линией.
12353 При исследовании интерференции элементов модели-макета или различных
вариантов какого-нибудь элемента модель-макет должна быть сделана разбор-
ной или исследуемый элемент заменяемым.
Подгонка частей модели-макета должна быть сделана таким образом, чтобы
не было затруднений при перестановках (без съемки модели-макета с весов).
К модели-макету должны быть приложены установочные чертежи на разборные
и заменяемые детали.
12354 Крепления органов управления должны быть простыми и надежными, допу-
скающими перестановку их без съемки с весов. Рули должны быть статически
сбалансированы, причем желательно, чтобы балансиры не выходили за габариты
модели-макета. Рули должны вращаться с минимальным трением (усилие на
ручке управления для преодоления трения не должно превышать 0,5 кг). При
определении характеристик продольной устойчивости с брошенным управлением
шарниры органов управления должны быть снабжены шарикоподшипниками.
Посадочные приспособления крепятся к модели-макету с помощью крон-
штейнов или угольников.
12355 К модели-макету должны быть приложены шаблоны для крыльев и опе-
рения; для крыльев даются шаблоны двух основных сечений крыла.
12356 При изготовлении модели-макета должны быть предусмотрены доступ ко
всем узлам креплений, а также удобство и быстрота монтажа модели-макета
на весах.
ДОКУМЕНТАЦИЯ ИСПЫТАНИЙ И МАТЕРИАЛЫ, 12400
ПРЕДСТАВЛЯЕМЫЕ В ЛАБОРАТОРИЮ ПРИ СДАЧЕ МОДЕЛИ
ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ 12410
Программа испытаний утверждается начальником лаборатории и согласовы- 12411
вается с главным конструктором завода.
Ответственным за прочность креплений является завод-заказчик.
Для проведения подготовки к опытам и непосредственного участия в 12412
проведении эксперимента главным конструктором выделяется ведущий от завода.
Для наблюдения и ухода за винтомоторной группой завод на время про-
ведения испытаний командирует в лабораторию ЦАГИ своего механика.
Чертежи изготовленных креплений и расчеты на прочность перед отправкой 12413
объекта должны быть сданы в лабораторию и ею апробированы.
Исправления или изменения в конструкциях креплений или в требованиях
прочности, указанные лабораторией, должны быть сделаны заводом-заказчиком
до отправки объекта испытаний в ЦАГИ.
Объекты испытаний доставляются в лабораторию ЦАГИ вместе с приспо- 12414
соблениями, необходимыми для креплений их к аэродинамическим весам, и вместе
с приспособлениями и специальными устройствами на самих объектах, необхо-
димыми для обеспечения проведения испытаний в соответствии с заданием. Все
указания по специальным устройствам и приспособлениям даются ведущим инже-
нером, выделяемым лабораторией ЦАГИ.
Объект испытаний принимается в препараторской лаборатории ЦАГИ по осо- 12415
бому акту.
Общее руководство экспериментом осуществляется ведущим инженером 12416
лаборатории ЦАГИ.
МАТЕРИАЛЫ, ПРЕДСТАВЛЯЕМЫЕ ЗАВОДОМ-ЗАКАЗЧИКОМ 12420
Завод-заказчик вместе с объектом испытания должен выслать в лаборато- 12421
рию нижеуказанные материалы:
Исполнительные, рабочие чертежи креплений (два комплекта).
Расчеты на прочность креплений (см. 12520—12570).
Расчеты на прочность элементов объекта, воспринимающих действую-
щие при испытаниях нагрузки.
Аэродинамический расчет, расчет устойчивости и расчет центровки.
Чертеж общего вида самолета и макета в масштабе
Схему нивелировки самолета.
Геометрические данные самолета.
Таблицу площадей
5 — крыла,
5г. о— горизонтального оперения,
5В — рулей высоты,
5К. в — аэродинамической компенса-
ции руля высоты и ее тип,
5тР. в — триммера руля высоты,
5В. о—вертикального оперения,
следующих величин:
5Н — рулей направления,
5К. н — аэродинамической компенса-
ции руля направления и ее
тип,
5ТР. н—триммера руля направления,
5Э — элеронов,
5тр. э — триммера элерона.
19
1242112432
Документация испытаний
Таблицу линейных размеров
вели
Ьк — хорда у корневого профиля,
&конц —хорда у концевого профиля,
L — полная длина самолета,
I — размах крыльев,
Ьг — средняя геометрическая хорда,
ЬА — средняя аэродинамическая хор-
да и ее положение (дать на
чертеже самолета),
поперечное V крыла; стреловидность кр:
фокусов (0,25 хорды).
в миллиметрах следующих
и н:
Вш — ширина колеи шасси,
• /б •— расстояние от оси колеса шасси
до хвостового костыля или ко-
леса,
/э —длина элеронов,
/щ — длина щитков-закрылков,
Ь3 — хорда закрылков в долях
хорды крыла,
ла в плане, определяемая по линии
Данные
тип винта,
D — диаметр винта,
ф — угол установки лопасти винта
(на г = 0,75), для ВИШ — угол
установки лопасти для легкого
винта и для тяжелого винта,
формуляр винта,
тип мотора,
Np — расчетная мощность [л. с.],
винтомоторной
группы:
Нр — расчетная высота [л«],
Пр — расчетные числа оборотов мотора
в минуту,
i — коэфициент редукции,
рекомендуемые горючее и масло,
расход горючего на 1 л. с.^час при
полной мощности,
характеристика мотора,
формуляр мотора.
Весовые характеристики:
вес самолета, предъявляемого к испытаниям, без горючего,
центровка самолета в долях САХ или средней геометрической хорды,
координаты центра тяжести относительно установочной хорды или хорды
отъема крыла и относительно оси вращения самолета на весах (установочная
хорда горизонтальна).
Установочные углы:
углы заклинения оси винта и стабилизатора относительно установочной
хорды крыла,
угол установки крыла относительно строительной горизонтали или другой
линии, отмеченной на объекте.
Схему управления рулями и элеронами со всеми размерами и схему
управления щитками и-предельные отклонения органов управления.
Формуляр самолета.
Краткий перечень вопросов, подлежащих исследованию в лабораторий
ЦАГИ, с указанием, где, когда и какие исследования, связанные с данным
объектом, были проведены раньше.
12422 Без указанной в 12421 документации объект испытания лабораторией не
принимается.
12430 ОФОРМЛЕНИЕ РЕЗУЛЬТАТОВ ИСПЫТАНИЙ
12431 Экспериментальный материал выпускается из лаборатории в соответствии
со стандартом основных обозначений и осей координат для аэродинамики само-
лета (нормаль НКАП 49СР). На всех диаграммах испытаний указывается систе-
ма осей.
При углах скольжения [3 = 0 материал испытаний выпускается в скоростной
системе осей. При углах скольжения [3 у^О результаты испытаний даются в
полусвязанной (фиксированной) системе осей.
12432 Ведущий инженер составляет отчет по испытаниям с необходимыми для
завода рекомендациями. Отчет подписывается ведущим инженером и начальником
лаборатории и после утверждения начальником ЦАГИ отправляется на завод.
ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЙ МАТЕРИАЛ ДЛЯ ПОДГОТОВКИ
ИСПЫТАНИЙ НА ВЕСАХ ТРУБ Т-101 и Т-104
ОПИСАНИЕ ВЕРХНИХ СТРОЕНИЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ВЕСОВ
ТРУБ Т-101 и Т-104
Общая схема аэродинамических весов труб Т-101 и Т-104 одинаковая, поэтому описание
дается совместно для обеих труб.
Испытываемый объект с помощью десятитонного крана монтируется на
верхнем строении шестикомпонентных аэродинамических весов (фиг. 12511 — I иП).
Верхнее строение весов, предназначенное для передачи сил и моментов
от испытываемого объекта на измерительную часть весов, состоит из передних
стоек весов и задних телескопических стоек.
Передние стойки весов оканчиваются коническими гнездами, в которые
вставляются конусные вставки передних державок.
Конические гнезда передних стоек весов как трубы Т-101, так и трубы
Т-104 обработаны по одному калибру, что позволяет проводить испытание
объекта с одними и теми же конусными вставками в обеих трубах.
Задние телескопические стойки оканчиваются шарниром, позволяющим
объекту поворачиваться при изменении угла атаки.
Изменение углов атаки крыла самолета или макета на весах получается
изменением длин задних телескопических стоек верхнего строения весов труб
Т-101 и Т-104.
Конструкция верхнего строения весов дает возможность изменять базы
в определенных пределах, указанных в табл. 12511.
Таблица 12511
Диапазон изменения баз верхнего строения весов
12500
12510
12511
Аэродинамическая труба Т-101 Т-104
Аэродинамические весы АВ-101 АВ-104
Поперечная база (по верхнем}^ обрезу передних стоек) [мм]: максимальная 5 900 3 500
минимальная 1 800 1 300
Продольная база, обеспечивающая полный диапазон углов атаки [.ил/]: максимальная 7 700 5200
минимальная 4 300 3 000
Задние телескопические стойки [л/л/]: максимальная длина г2 9 700 5 500
минимальная длина гх 6 450 3 570
Отклонение задних телескопических стоек от вертикали: * вперед 16°30' 20° '
назад по потоку 15° 20°
21
12511
Материал для подготовки, испытаний,
1 — ось аэродинамической трубы,
2 - испытываемый объект,
3 — продольная база,
4 — поперечная база,
5 — шарнир передней державки,
6 — конусная вставка передних державок,
7 — передние стойки весов,
8 — ось тяги весов (шарнир продольного вра-
щения задних стоек находится на этой оси),
9 — задняя державка,
10 — пирамида или стойка,
11—шарнир задней телескопической стойки,
12 — задняя телескопическая стойка,
13—ось поперечного вращения задних стоек,
14 — верхний обрез передних стоек
22
Материал для подготовки испытаний
12511
Фиг, 12511 — I. Аэродинамические весы АВ-101
Длины поперечных и продольных баз определяются как размерами державок
(главным образом размерами конусных вставок), так и отклонением от вертикали
передних стоек и задних телескопических стоек весов.
Изменение длины поперечных баз (в горизонтальном направлении, перпен-
дикулярном оси трубы) получается отклонением от вертикали передних стоек
весов (табл. 12511 и фиг. 12511—I и II).
Изменение длины продольных баз (в направлении оси трубы по потоку)
получается отклонением от вертикали задних телескопических стоек (табл. 12511
и фиг. 12511 — I и II).
23
1 — ось аэродинамической трубы, 9 — испытываемый объект, 3 — про-
дольная база, 4 — поперечная база, 5—шарнир передней державки,
6 — конусная вставка передних державок, 7 — передние стойки весов,
8 — ось тяги весов (шарнир продольного вращения задней стойки нахо-
дится на этой оси), 9 — задняя державка, 10—ось шаровых шарниров
передних державок, 11 — верхний обрез передних стоек
Фиг, 12511 — II, Аэродинамические весы АВ-104
Материал для подготовки испытании
12520—12521
КРЕПЛЕНИЕ ОБЪЕКТА К ВЕСАМ
Испытываемый объект (крылья, самолет, макет и т. п.) как с убранным,
так и с выпущенным шасси крепится державками (передними и задней) к верх-
нему строению весов в трех точках: в двух точках — к передним стойкам весов
и в одной — к задней телескопической стойке весов. Ноги шасси самолета могут
быть использованы взамен передних державок.
Во всех случаях завод-заказчик перед проектированием креплений должен
договариваться с лабораторией о выборе наивыгоднейшего типа крепления
и выяснять возможность использования отдельных элементов державок, имею-
щихся в лаборатории.
Передние державки состоят из двух основных частей:
конусной вставки державки и стойки или пирамиды
(фиг. 12521—I). Конусная вставка державки и пирамида (или
стойка) соединяются между собой шаровым шарниром,
позволяющим изменять углы атаки объекта.
Конусная вставка державки входит в коническое гнез-
до и закрепляется посредством клинового замка.
12520
12521
Фиг. 12521 —
4
25
12521
Материал для подготовки испытаний
Изготовляется при подготовке
объекта к испытаниям
Сверлить при Ь_ _
сборке Ф28\00^
Вид по стрелке /
Фиг. 12521—II
Уклон 1--6
05
Болт М5* 1в
ОСГП 1715
Клиновое
соединение
Верхний обрей передних стоек
Набор вставок, имеющихся
в лаборатории ЦАГИ
№ п/п У Мате-[ Коли- риал |чество
1 150 2
2 250 2
3 350 < о О Z
4 450 k 2
5 580 30 ю
6 650 2
7 750 2
ДОЛЖНЫ
ПРИМЕЧАНИЕ. Все детали
быть взаимозаменяемы.
26
Материал для подготовки испытаний
12521
Длина конусной вставки державки от верхнего обреза
передних стоек до оси вращения объекта и длина пирамиды
или стойки выбираются по графикам фиг. 12532.
Нижний конец пирамиды или стойки для сое-
динения с шаром изготовляется по чертежу
фиг. 12521 —II. На фиг. 12521 —III и IV дана кон-
струкция шара и гайки к нему (имеются в лабо-
ратории). Нижний конец (конус) конической встав-
ки изготовляется по чертежу фиг. 12521 —V и
окончательно подгоняется к коническому гнезду
передних стоек в лаборатории.
ПРИМЕЧАНИЕ. Желательно использовать набор
конусных вставок, имеющийся в лаборатории.
0100
ф 125
27
12521-12524
Материал для подготовки испытаний
12522
12523
12524
Державки к каж-
дому объекту в от-
дельности проекти-
рует и изготовляет
завод-заказчик.
При испытаниях
самолета с убранным
шасси (из условий
прочности верхнего
строения весов) ось
вращения объекта на
весах следует распо-
лагать возможно ни-
же(ближе к верхним
обрезам передних
стоек весов).
Длины передних
державок весов дол-
жны быть рассчи-
таны так, чтобы хор-
да крыла при а = 0
находилась на оси
трубы или ниже ее,
но не больше чем на
300 мм для трубы
Т-101 и на 150 мм
для трубы Т-104.
Крепление испы-
тываемого объекта
к задней телескопи-
ческой стойке весов
осуществляется по-
средством вилки ко-
стыля (или специаль-
ного звена).
В обоих случаях
необходимо преду-
смотреть возмож-
ность присоединения
испытываемого объ-
екта к шарниру хво-
стовой стойки для
труб Т-Ю1 (фиг.
12524-1) и Т-104
1фиг. 12524 —II).
ПРИМЕЧАНИЕ. При
использовании ног шасси
самолета или костыля в
качестве элементов дер-
жавок необходимо вык-
лючить амортизационные
устройства и ввести де-
тали, воспринимающие
действующие усилия.
Г----
Фиг. 12521—V
28
Материал для подготовки испытаний
12524
Фиг. 12524-1
Фиг. 12524—11
29
12525—12532
Материал для подготовки испытаний
12525
12526
12527
12528
12530
12531
Крепление изолированных крыльев к весам производится с помощью имею-
щихся в лаборатории механизированных державок (стоек), устанавливаемых на
передних стойках весов.
Для испытания изолированных крыльев без механизированных державок
для крепления крыльев к задней телескопической стойке завод-заказчик проек-
тирует и изготовляет специальную хвостовую державку.
Для крепления крыльев к весам завод-заказчик должен предусмотреть
в конструкции крыльев гнезда с креплениями для механизированных державок.
Крепление изолированных фюзеляжей производится аналогично креплениям
самолетов и макетов.
Передние точки крепления необходимо располагать на равном расстоянии
от плоскости симметрии испытываемого объекта, а заднюю точку крепления —
в плоскости симметрии.
При проектировании креплений необходимо учитывать предельные разме-
ры поперечных и продольных баз верхнего строения весов (табл. 12511).
Установка шарикоподшипников в шарнирах как передних, так и задних
державок не рекомендуется. <
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ДИАПАЗОНА УГЛОВ АТАКИ ИСПЫТЫВАЕМОГО ОБЪЕКТА
Определяется величина /—расстояние от оси вращения объекта до хорды
крыла при а = 0 (фиг. 12531); для этого задаются расстоянием е от оси трубы
до хорды крыла испытываемого объекта:
f—H — e,
где Н — расстояние от оси трубы до оси вращения объекта (см. 12532);
е — расстояние от оси трубы до хорды крыла (для трубы Т-101 это расстояние
должно быть не больше 300 мм, а для трубы Т-104—не больше 150 мм).
Ось вращения объекта^
Ось
Вид сбоку
Ось труЬы
Передняя стойка весов
вращения передних стоек весов
Вид спереди
"р“т
Фиг. 12531
12532
Для определения Н задаются значением поперечной базы объекта с (рас-
стояние между центрами шарниров передних державок) и длиной конусной
вставки у.
30
Материал для подготовки испытаний 12532
Затем величина Н определяется по формуле:
Н = {D - Л) - у (R +уГ cos2 ?о - У
или по графикам фиг. 12532 — 1 для трубы Т-101 и фиг. 12532 —II — для тру-
бы Т-104.
31
12532—12534
Материал для подготовки испытаний
Значения величин D, h, R, с0 и q>0 для труб Т-101 и Т-104 даны в табл. 12532.
Таблица 12532
Труба D [.и] Л [.и] R [.и] со W
Т-101 9,050 0,26 6,77 5,0 4°30'
Т-104 ' 5,025 0,42 3,54 2,6 7°40'
12533 Определяется величина В—горизонтальное расстояние от оси вращения
объекта до вертикали (фиг. 12533):
для трубы Т-101 —по формуле:
В = 0,0785 (6,77 -ф- у),
для трубы Т-104 — по формуле:
В —0,133 (3,54-|-_у).
Фиг. 12533
12534 Строится в большом масштабе (на листе ватмана размером приблизительно
814X576 мм) схема расположения испытываемого объекта на верхнем строении
аэродинамических весов (фиг. 12534).
Значения величин D, h, R и с0 для каждой трубы берутся из табл. 12532,
а величин А, <р2, t\ и г2 — из табл. 12534.
Таблица 12534
Труба А [.и] ?2 г\ [л] М*1
Т-101 6,50 16°30' 15° 6,45 9,70
Т-104 4,60 20° 20° 3,57 5,50
На чертеже фиг. 12534 даются положение хорды крыла при а = 0, ось
вращения объекта (шарцир конусной вставки передней державки) и ось заднего
шарнира на испытываемом объекте (ось заднего шарнира входит в верхний
шарнир задних телескопических стоек).,-
32
Материал для подготовки испытаний
12534-12543
По чертежу фиг. 12534 определяется установочный угол объекта ауст (угол
между хордой крыла при а = 0 и прямой, соединяющей ось вращения объекта
и ось шарнира задней телескопической стойки).
Фиг. 12534
По фиг. 12534 определяется длина продольной базы I (расстояние от оси
вращения объекта до оси шарнира задних телескопических стоек).
Из точки 0 (оси вращения объекта) радиусом, равным длине продольной
базы, проводится дуга окружности.
Точка пересечения дуги окружности с границами заштрихованного контура
(зона возможных положений оси шарнира задней телескопической стойки весов)
соединяется с точкой 0.
Определяется диапазон изменения углов атаки:
максимальный положительный угол атаки ашах по формуле:
^тах — ^уст ф"
максимальный по абсолютной величине отрицательный угол атаки
I — «Imax по формуле:
[ ® Jmax == &уСТ Ф1,
где — угол~между прямыми 0Е и ОК,
ф2 — угол между прямыми 0F и ОК.
ТРЕБОВАНИЯ К ПРОЧНОСТИ ОБЪЕКТА И ЕГО КРЕПЛЕНИЙ ПРИ 12540
УСТАНОВКЕ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ВЕСЫ ТРУБ Т-101 И Т-104
Для каждого объекта испытания необходимо определить максимальные 12541
допустимые скорости и углы атаки как из условия прочности весов и верхнего
строения, так и из условия прочности узлов крепления на испытываемом объекте.
Нагрузки на верхнее строение весов определяются для всех пунктов про- 12542
граммы испытаний.
Особо должны быть просчитаны следующие случаи: работа мотора на 12543
месте (при скорости потока, равной нулю) и внезапная остановка мотора (как
у одномоторных, так и у двухмоторных самолетов).
5
33
12544-12551
Материал для подготовки испытаний
12544 - Прочность креплений самолета к весам и всех его элементов должна
удовлетворять максимальным действующим при испытании нагрузкам с коэфи-
циентом безопасности /^>2,5. . - - . .
12545 Если при максимальной (заданной по программе) скорости потока в трубе
и режиме работы винта (винтов) с наиболее невыгодным соотношением аэроди-
намических сил и моментов найденные нагрузки на узлы верхнего строения
превысят допустимые (фиг. 12571—I—VI), то для каждого этапа программы дол-
жна быть определена своя предельная величина скорости потока.
Как пример можно указать, что для передних стоек весов это невыгодное соотношение
аэродинамических сил и моментов определяется максимальной величиной разности лобового сопро-
тивления Q и тяги винта Р при . наличии максимальных значений боковой силы Z н момента
рысканья Му .
12546 Аэродинамические весы воспринимают с достаточной для испытаний сте-
пенью точности предельные значения сил и моментов, указанных в табл. 12546.
Т а б л и ц а 12546
Предельные значения сил и моментов, воспринимаемых аэродинамическими
весами труб Т-101 и Т-104
Весы Наименование компонента Пределы измерений Примечание
от до
Вес объекта (70 [кг] Лобовое сопротивление - 4 000
Q [кг] 2 500
Тяга Р [кг] 3 000
АВ-101 Подъемная сила Y [кг] - 4 000 10 000
Боковая сила Z [кг] - 1 500 2 000
Момент крена Мх [кг м] — 5000 6 000 При весе объекта G,
Момент рысканья Му [кг м] — 6 000 5 000 меньшем илн большем
Момент тангажа М2 [кг лт] — 6 000 6 000 С?о, допустимая макси- мальная по абсолютной
величине отрицатель-
ная подъемная сила
Вес объекта (70 [кг] 2 000 1 ~ -^Imax определяется
Лобовое сопротивление Q [кг] 2 000 . по формуле: |~Г|тах== I - 2С?о+С?Г
Тяга Р [кг] 2 000
АВ-104 Подъемная сила Y [кг] — 2 000 4 000
Боковая сила Z [кг] ;— 1 ооо 1 000
Момент крена Мх [кг м] — 1000 1 000
Момент рысканья Му [кг м] — 1 000 1000
Момент тангажа Мг [кг м] — 1 500 1 500
12550 ОПРЕДЕЛЕНИЕ НАГРУЗОК НА ИЗМЕРИТЕЛЬНУЮ ЧАСТЬ .
АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ВЕСОВ
12551 Аэродинамические весы измеряют силы и моменты относительно начала
координат весов (точка 0' на фиг. 12551), положение которого от оси вращения
(точка 0j на фиг. 12551) передних стоек весов определяется величинами т и п-
для трубы Т-101 т= 1,5 м п = 8,74 м,
для трубы Т-104 /п=1,2 м п = 4,08 м.
ПРИМЕЧАНИЕ. При изменении угла атаки центр тяжести испытываемого объекта
перемещается в плоскости симметрии аэродинамических весов по дуге окружности
с радиусом 0'0".
34
Материал для подготовки испытаний
12551—12554
По опытам в других трубах с моделями объекта, испытываемого в трубе 12552
' Т-101 или в трубе Т-104, или по опытам со сходной моделью определяют
(ориентировочно) все аэродинамические силы и моменты (в скоростных осях).
К центру тяжести объекта (точка 0" на фиг. 12551), кроме веса, при 12553
котором он будет испытываться в трубе, прикладывают силы и моменты, дей-
ствующие на испытываемый объект:
X, Y, Z, Мх, Му и Mz — аэродинамические силы и моменты,
G — вес объекта,
Р — сила тяги винтов, расположенных в плоскости симмет-
рии объекта или в плоскости, ей параллельной,
Мр и Мг — момент тяги и реактивный момент винтов относительно
центра тяжести объекта.
Следующие величины берутся из аэродинамического расчета и центровки: 12554
тяга винтов Р, вес объекта Q, реактивный момент Мг, плечо тяги относительно
центра тяжести объекта, расстояние между винтами и координаты центра
тяжести объекта.
35
12554-12561
Матери ал для подготовки испытаний
Весовые оси координат в общем случае повернуты вокруг вертикальной оси 0"у относи-
тельно скоростных осей на угол скольжения р.
Силы и моменты, действующие на измерительную часть весов, определя-
ются по формулам:
G1 = G,
Xt — Xcos р — Z sin р S Pt cos 04,
У1== K+S^sinap
Zx = X sin р Z cos р,
МХ1 = Мх cos р — Mz sin р (X sin р Zcos р)у + Mr cos а, + £ РД. sin ап
Myi = My-]-Mr sin а3 + 2 Pz£z cos az -J-(^ sin ? ~b-Zcos p)x,
Мг1 = Mx sin p + cos p — (Y — G) x — (A” cos p — Z sin p)_y — S P/z,
где x и у — координаты центра тяжести объекта относительно начала координат
весов (фиг. 12551),
Pi — тяга одного винта,
Г[— плечо тяги относительно оси 0%,
kt — расстояние от плоскости симметрии до оси тяги (берется с соответ-
ствующим знаком),
МТ—-реактивный момент винта.
ПРИМЕЧАНИЕ. В формуле для Му1 сумма SPz^zcosa1 берется один раз со знаком
плюс, другой раз — со знаком минус. В дальнейших расчетах берется наибольшее зна-
чение Му1.
Для остановленных винтов взамен Р{ вводится QB/ (лобовое сопротивление
остановленного винта).
Значения Хъ YJf Zu Мх1, Му1 и Мл, вычисленные по вышеуказанным
формулам, не должны превосходить величин, указанных в табл. 12546.
12560 ОПРЕДЕЛЕНИЕ СИЛ, ДЕЙСТВУЮЩИХ НА УЗЛЫ
КРЕПЛЕНИЯ САМОЛЕТА
12561 Реакции в узлах 1, 2 и 3 определяются по известным величинам действую-
щих на объект сил и моментов, приложенных к началу координат весов, а так-
же длин продольной и поперечной баз I нс, угла ф между горизонтальной
плоскостью и перпендикуляром, опущенным из шарнира задних телескопических
стоек весов на ось вращения объекта, и по положению начала координат весов
относительно оси вращения (координатам а н Ь) (фиг. 12561),
Получаемые в 12561—12564 компоненты нагрузок на узлы 1, 2 и 3 сумми-
руются геометрически в зависимости от рассматриваемого случая.
Применительно к основным типам экспериментов реакции в узлах 1, 2 и 3
от тяги и реактивного момента винта, а также от боковой силы Z, момента
крена Мх и момента рысканья Му определяются отдельно.
Во всех случаях, когда задняя хвостовая стойка наклонена на угол ср от
вертикали, учитывается доля веса задней хвостовой стойки G', приходящаяся
на узел 3.
Величина G' определяется по формулам:
« -пт 290 (1,254- L) sin ф . ,
для трубы Т-101 G =--------——£—-------— [кг],
,, ччл , г>/ 50 (3,1 4-A) sin ср г
для трубы Т-104 G =--------Y— ---------— [кг],
где А —длина задней телескопической стойкй весов в метрах (берется по
фиг. 12534 для соответствующего угла атаки объекта).
36
Материал для подготовки испытаний
12561-12562
Фиг. 12561. Схема нагрузок на самолет
Определение реакций в узлах 1, 2 и 3 от Xlt Y1, G, G' и' MZ1
J Реакции в узлах 1, 2 и 3 (фиг. 12562) определяются по формулам:
п/ — G\a-\-Xyb—Mzi i ! ц
= —1F~1~----------~ ~ G tg ~
где Z' = Zcos (<f>— ф),
I Xr— R' sin q> -f- G' cos <p
12562
Yx — G — G' sin <p — R'y3 cos ф
*j,i = Z?y2 = о
37
12562 12563
Материал для подготовки испытаний
12563 Определение реакций в узлах 1, 2 и 3 от Zlt Мх1 и Му1
Вся система, т. е. испытываемый объект и верхнее строение весов, отно-
сительно Zj и Му1 является статически неопределимой.
Ввиду сложности задачи распределения момента Myi между узлами 1, 2 и 3,
в запас прочности принимается следующее распределение Му1:
Для расчета узлов 1 и 2 считается, что весь момент воспринимается
парой сил на базе с, т. е. силами /?г1 и Rx2. Тогда (фиг. 12563—1):
р р _______ г> __ р _____ ^yl “1“ ZjtZ
- Ку2 — с г Кху — ~ КХ2 — ~ ,
Rzi ~ Rzz — > R?3= = О-
Для расчета узла 3 считается, что весь момент воспринимается парой
сил на базе I cos <[», т. е. силами /?г1, /?г2 и /?г3. Тогда:
р — р ________
Kyi — кУ2 — с >
р р Rz3
Kzy — Щ
р____Ч~
z3 I COS ф ’
Rxi-=RX2 = R'y3 = о.
Более точно составляющие реакций в узлах
решением следующей системы уравнений (см. фиг.
1, 2 и 3 от действия Zj и Му1 определяются
12563-11):
tg8 = 27,
Uy = и2,
и k V +
г * у 2 /
Us ~ (I — х) ’
Zy + 2 Uy cos 8 — u3 = 0,
М'уу + Zy (ay - X) - 2 Uy )/x2 + (-|)2 - u3 (I - x) = 0,
38
Материал для подготовки испытаний
12563
39
12563
Материал для подготовки испытаний
Фиг. 12563—III
где Му1 — момент в плоскости опорных узлов 1, 2 и 3,
с — поперечная база,
I —• продольная база,
k1=ki — жесткость в кг!мм каждого переднего узла,
соответствующая длине конусной державки у,
k3 — жесткость в кг/мм заднего опорного узла,
соответствующая высоте хвостовой стойки L,
х—неизвестное расстояние до центра поворота
объекта О",
S -- неизвестный угол, соответствующий длине х,
U\, Ut, Щ—неизвестные реакции в узлах 1, 2, 3,
Д8 — угол поворота объекта вследствие дефор-
мации,
Р1> Р2> Рз — расстояния от центра поворота 0" до узлов
1,2 п 3.
Значения kt и ks определяются по графикам фиг.
12563—111, IV, V и VI.
Приведенная система уравнений проще всего решается путем проб; при этом следует
задаваться значением х, которое обычно находится в промежутке 0,4 — 0,5 м.
40
Материал для подготовки, испытаний
12564
Определение реакций в узлах 1, 2 и 3 от Р и Мг (фиг. 12564)
Только для случая работы мотора на месте.
Момент Мг заменяется его компонентами:
Му1 = Mr sin ах и МХ1=^МГ cos ар
12564
считается, что весь момент Му1 воспринимается
2
Для расчета узлов 1 и
парой сил на базе с. Тогда
Pr
/?г1 =/?г2 = ^з = 0,
P sin ax — R'y3 cos <f> Mr cos ax
R^~ 2 + c
Psinax — P^cos <f> A4rcosax
Ry^~ 2 c
Pcosax — R’y., sin ? Mrsinax
Rxl ~ ~2 c
n Pcos ^-R'^ sin p ( Mzsina3
x2 — c> ' c
2
Для расчета узла 3 считается, что весь момент воспринимается парой сил
на базе I cos ф. Тогда
Рг
Pcos 04 — R'v, sin <P
Rxl ~ Rx2 =
2
P Sin 04 —PACOS'? /И/cos ax — sin ax tg Ф)
Ryl = 2 “ + ’ c ’
Psin ax — P^3cos ф Mr (cos ax — sin ax tg ф)
Ry^== 2 c ’
2РгХ = 2РгО = — Rz:, = — ^r—.
г1 z“ zi I COS Ф
В этих формулах г—плечо тяги относительно оси вращения объекта.
2
6
41
12565 Материал для подготовки испытаний
12565. Для определения нагрузок, передаваемых испытываемым объектом через
узлы 1 и 2 на аэродинамические весы, необходимо эти нагрузки разложить
по осям конусной вставки передних стоек весов.
Если обозначить углы между осью конусной вставки и нагрузками /?Ха,
Ry, и Rz„ соответственно через ех, &у и (фиг. 12565), то для узла 2 получится:
= Rx, cos <р0 + Ry, sin <f>0,
Ry=~ Rx, COS Zx -|- Ry2 COS Sy — Rz, COS ег ,
Rz = Rz, COS 70 + Ry, sin ,
а для узла 1:
Rx = Rx, cos + Ry, sin % ,
Ry = — Rx, cos ex 4- Ryi COS By R * cos sz,
Rz = Rz, cos ;0 — Ryi sin ;0.
Значения же углов найдутся из следующих соот-
ношений:
COSS - - tg?Q
У1 -Нё2ъ + *ё2сРо ’
1
COS S == ' —=
/ i + tgЧ + tg ?0
COSS tgb -
2 V 1 +*g27o + tg2?o -
Для определения углов -у между осью конусной вставки (осью передних
стоек весов) и плоскостью симметрии служат формулы:
для трубы Т-101 7 = arc sin J ,
/ 2 6_ с \
для трубы Т-104 7 = arc sin I г ... ],
где с — длина поперечной базы в метрах.
Углы ср0 между осью передних стоек весов и плоскостью, перпендикуляр-
ной оси трубы:
; для трубы Т-101 <?о = 4°ЗО',
для трубы Т-104 <р0 = 7°4О'.
В табл. 12565 даны вычисленные значения углов у в зависимости от длины
поперечной базы с.
Таблица 12565
Т-101 с [л/] 1.8 2,0 2,5 3,0 4,0 5,0 5,9
,7... 13°40' 12°45' 10°37' 8°28' 4°13' 0 — 3°48'
Т-104 с [л/] 1,3 1,5 2,0 2,6 3,0 3,5
7 10°34' 9°00' 4°50' / 0 —3°14' —7°17' —
42
Материал для подготовки испытаний
12570 12571
ДОПУСТИМЫЕ НАГРУЗКИ НА УЗЛЫ ВЕРХНЕГО СТРОЕНИЯ 12570
На фиг. 12571—1 и II в функции у—свободной длины конусной вставки 12571
(от верхнего обреза передних стоек до оси вращения объекта) — даны графики
допустимых нагрузок на передние стойки верхнего строения весов труб Т-101
и Т-104, действующих по оси державки (/?) и перпендикулярно к ней
(Rx, Rz и /?х>г=//?2 + /?2).
Фиг. 12571—1. График предельных нагрузок на одну переднюю стойку верхнего стро-
ения весов трубы Т-101. P=Ry-\-l 500 [кг], где 1 500 кг—нагрузка на стойку от пред-
варительной затяжки расчалок
На фиг. 12571—III, IV, V и VI даны графики допустимых нагрузок на зад-
ние телескопические стойки весов труб Т-101 и Т-104. Значения Ry и Rz для ве-
сов труб Т-101 и Т-104 даны в функции длины хвостовой стойки L.
43
12571
Материал для подготовки испытаний
расчалок
Фиг. 12571—III. График предельных нагрузок на заднюю стойку верхнего
строения весов трубы Т-104
44
Материал для подготовки испытаний
12571
Предельная боковая нагрузка (7?г3) для зад-
ней телескопической стойки весов трубы Т-101
равна + 800 кг. Для значений R'y3 от 0 до + ^3 =
— f (L, 800) допустимая боковая нагрузка (/?z3)
определяется по графику +/?г3 =f(L, R'y^
(фиг. 12571 -IV).
7,0 8,0 9,0 l[m]
Фиг. 12571- IV. График предельных боковых нагрузок на задние стойки верхнего
строения весов трубы Т-101 в зависимости от сжимающей нагрузки
45
12571
Материал для подготовки испытаний
Фиг. 12571—V. График предельных сжимающих нагрузок на задние стойки верхнего
строения весов трубы Т-101 в зависимости от боковой нагрузки
46
Материал для подготовки испытаний
12571
Фиг. 12571—VI. График предельных растягивающих нагрузок на задние стойки
верхнего строения весов трубы Т-101 в зависимости от боковой нагрузки
12600 ИСПЫТАНИЯ ВИНТОВ НА ВИНТОВОМ ПРИБОРЕ ДУ-1
В ТРУБЕ Т-104
12610 ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ
12611 На винтовом приборе ДУ-1 в трубе Т-104 можно испытывать винты левого
вращения в схеме тянущих и правого вращения — в схеме толкающих.
12612 Основные испытания винтов следующие:
Снятие характеристик винтов при различных углах установки лопа-
стей. Обычно такие испытания проводятся при постоянном числе Ма=0,4ч-0,6.
Снятие характеристик винтов малого шага при больших числах обо-
ротов (до 2 700 об/мин).
Снятие характеристик винтов при работе „на месте" (Х = 0).
Снятие характеристик винтов на режимах отрицательной тяги для
отрицательных углов установки лопастей.
12613 Точность определения к. п. д. т)э характеризуется средней квадратичной ошиб-
кой, равной + 1 -г- +1,5%. Большая цифра соответствует малым шагам винта.
Точность в определении коэфициента тяги в зоне максимального к. п. д.
равна + 0,8-ч- + 2,6%.
12614 Минимальное число оборотов при испытаниях на ДУ-1 равно 1200, а
максимальное число оборотов—2 700 об/мин.
12620 ИСПЫТАНИЯ ВИНТОВ НА МАКЕТАХ ИЛИ САМОЛЕТАХ
С АВИАМОТОРАМИ
12621 Испытания винтов на макетах или самолетах с авиамоторами можно про-
водить в трубах Т-101 и Т-104, но более рационально проводить их в трубе
Т-104, где в силу больших скоростей для одинаковых (с трубой Т-101) значений
к —испытания будут проводиться на больших числах оборотов. Последнее
обстоятельство увеличивает точность испытаний и позволяет мотору работать
на более устойчивых режимах.
12622 На авиационном моторе можно производить следующие испытания винтов:
Снятие характеристик винтов при различных углах установки лопастей.
Определение тяги, мощности и к. п. д. винта по скорости на режимах
полного газа, а также при различных числах оборотов для ВИШ.
Снятие характеристик соосных винтов.
Снятие характеристик винтов при работе ,,на месте" (к = 0).
Снятие характеристик винтов на режимах отрицательной тяги для
отрицательных углов установки лопастей.
Предполагаемая точность в определении коэфициентов мощности и полез-
ного действия для единичного испытания винта равна +2,5%.
12623 Для всех случаев испытаний необходимо проверять на прочность узлы
креплений на самолете и верхнее строение весов. Расчеты необходимо произ-
водить по 12540.
12630 ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ К ВИНТАМ, ВТУЛКАМ,
МАКЕТАМ И МОТОРАМ
12631 Для испытания на ДУ-1-в трубе Т-104 винты должны быть снабжены при-
способлениями для фиксации шагов в пределах, указанных в программе.
Винты должны быть снабжены коками; диаметры коков—450—500 мм.
48
Испытания винтов в трубе Т-104
12631—12642
Втулки винтов должны подходить к носкам моторов типа М-100, М-87 и
М-62 (М-62 р) и других с аналогичными носками.
ПРИМЕЧАНИЕ. Носки валов изготовлены до введения стандарта.
Если втулки винтов не подходят к этим носкам, то необходимо изготовить
фланец с носком для присоединения к фланцу вала динамометра ДУ-1. В этом
случае носок может быть любой. Чертеж фланца носка к ДУ-1 дан на
фиг. 12631.
26-*i
/2
/ 16 отверстий по окружности
у/ на равном расстоянии друг от друга
Носок под втулку винта
"II
Размеры даны под фланец ДУ-7
Фиг. 12631
Все винты, подлежащие испытаниям в трубах или однотипные с ними,
перед испытанием.должны быть предварительно опробованы на числах оборотов,
несколько превышающих максимальные значения чисел оборотов при испыта-
ниях в трубе, на стенде или на моторе вне трубы.
Для испытания в лабораторию должны быть вместе с винтом представлены: 12632
программ-а испытаний,
чертежи лопастей и сборочный чертеж втулки,
расчетные характеристики,
инструкция по сборке.и эксплоатации и формуляр винта.
Со всеми винтами, у которых нижняя сторона не плоская, необходимо
присылать в лабораторию установочные шаблоны (для относительного радиуса
г = 0,75).
ИСПЫТАНИЯ ВИНТОВ НА САМОЛЕТАХ ИЛИ МАКЕТАХ 12640
С АВИАМОТОРАМИ
При испытаниях винтов на самолетах или макетах с авиамоторами необ- 12641
ходимо иметь тарировку мотора на стенде: Ne — f (п) для разных pk при из-
вестных значениях коэфициента избытка воздуха а.
Размах крыла макета для трубы Т-104 должен быть не больше 5,5 м. 12642
СОДЕРЖАНИЕ
Стр. №
Описание больших аэродинамических труб ЦАГИ .... 3 12100
Испытания в аэродинамических трубах Т-101 и Т-104 ... 5 12200
Требования к моделям крыльев, самолетам и макетам для
испытаний в трубах Т-101 и Т-104 ............ 15 12300
Документация испытаний и материалы, представляемые в
лабораторию при сдаче модели................. 19 12400
Вспомогательный материал для подготовки испытаний на
весах труб Т-101 и Т-104 ........................ 21 12500
Испытания винтов на винтовом приборе ДУ-1 в трубе Т-104 48 12600
Для служебного пользования
Экз. №—-------
РУКОВОДСТВО
для
КОНСТРУКТОРОВ
Том I
АЭРОДИНАМИКА
КРЫЛА
— 13000 —
ИЗДАНИЕ 2
ИЗДАТЕЛЬСТВО
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НКАП
• - 1943 Г
Составили:
А. А. ДОРОДНИЦЫН, доктор технических наук
П. П. КРАСИЛЬЩИКОВ, кандидат технических наук
Е. М. МИНСКИЙ, кандидат физико-математических наук
В. С. ПОЛЯДСКИЙ, кандидат технических наук
А. Б. РИСБЕРГ, кандидат технических наук
Г. П. СВИЩЕВ, кандидат технических наук
Я. М. СЕРЕБРИЙСКИЙ, кандидат технических наук
В. В. СТРУМИНСКИЙ, кандидат физико-математических наук
Редактор раздела 3 части 1 (13000)
П. П. КРАСИЛЬЩИКОВ, кандидат технических наук
Редакторы части 1 (10000)
И. В. ОСТОСЛАВСКИЙ, доктор технических наук
В. Н. МАТВЕЕВ, кандидат технических наук
Редактор Руководства для конструкторов
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
Отв. редактор А. А. Горяйнов
Объем 141/4 печ. л., 42 880 зн. в печ. л.
Подписано к печати 1/VIII 1943 г.
Учетно-авторских листов 15
ЦВЦ РККА № 5339
Тип. изд-ва БНТ НКАП
Зак. № 333
РАСЧЕТ РАСПРЕДЕЛЕНИЯ ЦИРКУЛЯЦИИ ПО РАЗМАХУ КРЫЛА 13100
КРЫЛЬЯ ПРОИЗВОЛЬНОЙ ФОРМЫ В ПЛАНЕ И ПРОИЗВОЛЬНОЙ 13110
ЗАКРУЧЕННОСТИ
Расчет циркуляции крыльев произвольной формы в плане (с непрямолиней- 13111
ными очертаниями в плане, с вырезами, выступами, закрылками Фаулера и т. п.)
и произвольной закрученности производится с помощью нижеследующей системы
уравнений:
Аг [Ик (Со - С2) + 1,6976] + А3 [Зр.к (С2 - С4) - 0,3395] +
+ АБ [5цк (С4 — С6) — 0,0485] +А7 [7Ик(Св - Q) - 0,0162] +
+ А9 [9MQ ~ Go) ~ 0,0073] = 2Вк+2#2?;
[нк (Q - С4) -0,3395] + As [3Ик (Со - С6) + 1,3096] +
+ А Б [5^к (G - С8) - 0,4042] + А 7 [7^ (С4 — С10) - 0,0720] +
+ А 9 [9р.к (С6 — С12) — 0,0275] = 2Вдак + 22?з ?;
А! [нк (С4 — С6) - 0,0485] + А3 [З^к (С2 — С8) - 0,4042] +
+ Аб [5р.к (Со - С]о) + 1,2861] + А, [7р.к (С2 - С12) - 0,4155]
+ А9 [9рк (С4 - С14) -0,0784] = 2ВЛ + 2В 5?;
Аг [?к(Св - С8) - 0,0162] + А3 [З^к (G - С10) — 0,0720] +
+ Аб [5Гк (С2- С12) - 0,4155] +А7 [7|лк (Со - С14)+ 1,2797] +
+ А [9 MG - С16) - 0,4194] = 2^ак +2в;?;
Aj [Ик (С8 - С]о) - 0,0073] + А3 [Зцк (Св - С12)- 0,0275] +
+ Аб [5^ (С4 - С14)-0,0784] + А7 [7^к (С2- С16)- 0,4194] +
+ А9 [9р.к (Со - С]8) + 1,2771 ] = 2Вэак + 2В'^,
где А„ — коэфициенты разложения циркуляции в ряд Фурье по формуле
Г = 2Z 1/фк р А„ sin п9,
, аоЬк
ао
\ u / ). — со
Ьк—-корневая хорда (фиг. 13111),
/ 2г \
6 = arc cos (---I,
ак — угол атаки корневого сечения, отсчитанный относительно положения
при нулевом значении подъемной силы, в радианах,
2
4 с & (6)
C2k = — --/'--cos 2& 0 О— коэфициенты разложения в ряд Фурье хорды
тс J
о
крыла по формуле=-g0C2ft cos 2^6 (см. 13112),
3
13111
Распределение циркуляции по размаху
2
г," 4 С Ж) а3 (6) . л . й .
Вт= — I -—— sin 6 sinm'WQ — коэфициенты разложения в ряд
о
Фурье функции хорды и угла атаки по формуле
- —а- sin 6 = В'т sin /пб (см. 13112).
1
/ dcv \
ПРИМЕЧАНИЕ. В том случае, когда величина а$ = \ = оо сУЩественно из-
меняется по размаху крыла, коэфициенты С2 k и В"т определяются по формулам:
тс
Т
с = 4 С «о (6) b (6) cos2/W0,
2 k те J ао к рк
о
тс
’2“
4 г MW)......... M6)sin9sinm6<
т Vj «о ,<-4 Ч
о
где а0 к — значение а9 в корневом сечении.
а3 (6) — угол закрученности данного сечения по отношению к корневому,
измеренный в радианах,
<р — угол закрученности концевого сечения, взятый со своим знаком, в ра-
дианах.
ПРИМЕЧАНИЕ. Закрученность считается положительной, если геометрические углы
атаки сечений возрастают от корня к концу крыла.
Система уравнений решается методом последовательных приближений,
который состоит в следующем:
Разрешается 1-е уравнение относительно Л3, 2-е —относительно Л3 и т. ,д.
Получается система уравнений:
Л3 — а]0 а13Л3 -|~ а15А Б А 7 iz39/49;
Л3 = «30 4~ «81А 4~ «ЗБ-^Б ~Ь «37^7 4~ «зэЛ 9;
Л С = «50 4~ «51^1 “Ь «БзЛ3 4~ «Б7Л7 «БЗ^э!
Л 7 = а70 а71Л1 -J- а73Л3 -|~ апАъ а79Л9;
Л9 — «30 «91^1 ~Ь «Э3Л3 4~ а9ВЛБ-|~ а97Л 7.
Вычисляется 1-е приближение
( величин А„, принимая:
А'1 = а10-,
Лз = O3o4~«3i^i>
Л5 = «Б0“|~«Б1Л1-|-й!Б8Лз;
Л?= а704-«7И14~«7з^з4-а7БЛ5;
Л9 — ago~j~agiA i~l~aS!lA3~l-aS5A5-l~aS7A7.
Вычисляется 2-е приближение
величин А„:
Л1 — а194_«13^з4-«1Б^54-«17Л7-(-й!79Л9;
Аз = а30-|_«31^14~«ЗБЛ5-|~«37^74_«39Л9;
Л5 = «Бо4-аБ1^14-С153^3-|-«Б7^74_аБЭ^9;
Л? = а7д-^-а71А1-\-а7дАз-\-а711Аз-\-а7дАд',
Ад = адо^-ад1А^-}-аддАз-\~адбА5-}-ад7А7.
Аналогично вычисляются дальнейшие приближения, причем процесс про-
должается до тех пор, пока не обнаруживается, что новое приближение не
изменяет значений Л, полученных в предшествовавшем.
4
Распределение циркуляции по размаху
13112
Определение коэфициентов Счь и В"т
13112
Таблица 13112—I
0,988 0,951 0,891
0,809К707 0,5880,4540,309 0,156
О
1 г 3 4 5 6 7 .8 9
Ж ж ж ж ж ж ж ж
Кр
ж ж ж ж
ж ж ж ж ж
ж ж ж ж ж ж ж ж
Ж w ж ж ж ж
1^2
Ж Ж' W ж ж ЖЧ ж
Ж
ж ж w ж ж ж ж ж ж
S'fl.
1J2. ж W ж ж ж ж ж
4*И ж ж ж ж ж
ж ж ж ж 1ж ж
ж ж ж ж ж ж
Ж ж ж 1ж ж
&
№>40 ж ж ж ж ж ж ж
Для определения коэфициентов С2й
составляется табл. 13112-—I, в которой
в столбце 0 записываются снятые с
, • bi ,
чертежа крыла значения bt= (здесь
z = 0, 1, 2, 3, . . . , 20), за исключением
строк нулевой и двадцатой, где записы-
/>* &20
ваются и
А /!
Значения bi снимаются в сечениях по
размаху крыла согласно табл. 13112 —II.
Таким образом, здесь Ьй—конце-
вая хорда, а Ьк =Ь20 — корневая хорда.
В столбцах 1,2, 3... 9 табл. 13112—1
записываются произведения членов ну-
левого столбца на числа, стоящие над
каждым из столбцов. Зачерненные клет-
ки, как не участвующие в вычислении,
не заполняются.
Для вычисления требуемого коэфициента С2*на заполненную табл. 13112—1
накладывается соответствующая трафаретка из восковой бумаги (фиг. 13112),
г
•
L
Че
Фиг. 13112
5
13112
Распределение циркуляции по размаху
—
1
с8 с«?
С(2 С<4
<
с<6 с№
Фиг. 13112
6
Распределение циркуляции, по размаху
13112
Таблица 13112 —II
2г 1 О о о 0,988 0,951 0,948 0,924 0,891 0,853 о оо о 0,760 0,707 0,649 0,588 0,523 0,454 0,383 0,309 0,233 1 0,156 СО о о 0
bi b0 bl bt b$ 6.! be be 67 Ья ь» Ью Ьц Ь12 bis *14 *1.5 *16 *17 *18 *19 *20
Ci Cl Сч G С4 G Се G Ся с» Сю Сц С12 С1з Сц ск Ge Сц Сю Сю Go
имеющая одинаковые с таблицей размеры и графление на клетки. Затем скла-
дываются отдельно числа, помещающиеся в клетках с жирной рамкой, и отдельно
числа в клетках с тонкой рамкой. Разность между первой и второй суммами,
деленная на 10, дает искомое значение Счь-
Для определения коэфициентов Вт составляется табл. 13112 — III, отли-
чающаяся от табл. 13112 — I тем, что в нулевом ее столбце стоят значения:
С? = b* (здесь I = 0,1,2,3,. . . ,20),
где а3г — значения углов закрученности, взятых в точках размаха согласно
табл. 13112-II.
Табл. 13112—III заполняется так же, как табл. 13112 — 1.
Коэфициенты В"т определяются при помощи табл. 13112 — III и трафареток
Cik (фиг. 13112) по формулам:
Таблица 13112—111
1 (с0-с2),
&
#з=-^-(С2 —Q),
B5 = -4-(Q-c6),
А
b; = ^(C6-Cs),
в;=^-(с8-с]0),
0,983 ДОЯ 0,894 0,809 0,707 0,5880,4040,309^56
0 1 г 3 4 5 6 7 8 9
Z? Ж Ж W Ж Ж ж ж Ж
1
2 ж Ж
3
4 ж Ж \\\\ ж ж:
Ь Ж Ж х\\\ ж- ж Ж Ж
6 ж Ж W W
7
8 ж \\W ж ж ж ж
9 Ж
10 ж [ж Ж ХЖ ж ж ж ж W
11 ж
(2 Ж ж ж W ж х\\х ж
13 с И
14 Ж ж х\\\ ж \Ж \Ж
15 сА<5 Ж ж х\\\ ж ж ж ж ж
16 ж \\\\ \Ж ж ж ж
17 ^17
18 дд \\\\ ж ж ж
19
го ж ж Ж ж ж жж
где Счь представляет результат наложения трафаретки С2* на табл. 13112 — III,
т. е. одну десятую разности между суммой чисел в клетках с жирной рамкой
и суммой чисел в клетках с тонкой рамкой.
ПРИМЕЧАНИЕ. В случае, когда величина а0 переменна по размаху, при опреде-
лении С2 k и В'^ следует брать
до (В) 6(6)
Ь1 «Ок Ьк ’
где До (6) — переменное значение д0,
ао к — значение а0 в корневом сечении.
7 .
13113
Распределение циркуляции по размаху
13113 Для расчета распределения циркуляции в случае аэродинамически плоского
крыла решается система уравнений 13111 с правыми частями 2В'т , т. е. при ак = 1 и
2В> = 0.
Полученные в результате решения системы коэфициенты Ап подставля-
ются в формулу
СуОср.г “
1
где ^cp.r — j ,
Для подсчета выражения
У А'„ sin nfr=zAi sin 6 -|- Аз sin 36 -|- As sin 56 A? sin 76 Ag sin 96
i
служит табл. 13113.
Т а б л и ц а 13113
2г / 0 sin 0 sin 30 sin 50 sin 70 sin 90 Л] sin 0 Aa sin 30 A5 sin 50 A-; sin 70 Л9 sin 90 2Лл sin n0
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13
0 90° 1 — 1 1 — 1 1
0,1 84°15' 0,9950 - 0,9550 0,8767 - 0,7632 0,6212
0,2 78°27" 0,9798 — 0,8226 0,5336 — 0,1590 — 0,2385
0,3 72°32' 0,9539 — 0,6101 0,0465 0,5339 — 0,9219
0,4 66°25' 0,9165 - 0,3297 - 0,4682 0,9663 — 0,8457
0,5 60° 0,8660 0 — 0,8660 0,8660 0
0,6 53°7' 0,7999 0,3527 — 0,9970 0,2048 0,8813
0,7 45°34' 0,7141 0,6858 — 0,7412 - 0,6565 0,7675
0,8 36°52' 0,6000 0,9361 — 0,0756 — 0,9784 — 0,4726
0,9 25°50' 0,4357 0,9763 0,7753 - 0,0145 - 0,7936
0,95 18°11' 0,3121 0,8146 0,9999 0,7956 0,2815
1,0 0 0 0 0 0 0
Столбцы 8,9,10,11,12 этой таблицы заполняются посредством умножения
столбцов 3,4,5,6, 7 на соответственные значения коэфициентов Л1, Л3, Ai,Ад.
Величина аэродинамической нагрузки в любом сечении крыла находится
умножением соответствующего значения Гпл на заданный, постоянный для всех
, . Р^2 ь О
сечений множитель cyb ср. r = nbcp. г , где п — перегрузка крыла.
Распределения Су сеч И
чаются с помощью кривой
истинных углов атаки сечений (аиСТ) по размаху полу-
Гпл и формул:
„ Cfii _ Г Cybep.T' __r CybZp. г
С* сеч (0) - 1 пл , аист - 1 пл flo(0)fr(0)
Распределение циркуляции по размаху
13114—13121
В случае закрученного крыла действующая на него суммарная циркуляция 13114
складывается из соответствующей заданному значению су циркуляции плоского
крыла (см. 13113) и дополнительной циркуляции от закрученности.
Для определения дополнительной циркуляции от закрученности решается
та же система уравнений 13111, но с подставленными в правых частях уравнений
значениями 2В"т, т. е. при <р = 1 и 2В^ак=0.
Полученные в результате решения системы коэфициенты А" подставляются
в формулу
д —____А' — I л"
^пз— , -f- Ап,
где Апз (здесь п = 3, 5, 7, 9) — искомые коэфициенты дополнительной циркуляции
от закрученности.
График распределения дополнительной циркуляции составляется по
формуле:
Г3 = = 4Хр,к ^2 An3sin «О (здесь п = 3, 5,7,9).
и ср. г п
Суммарная циркуляция закрученного крыла определяется по формуле:
„ Су сеч bV / „ ,р. \ b ср. г 17
*= 2---= ( Гпл^ + Гз ср 1--2 '
Распределения с7сеч и аист по размаху крыла находятся по формулам:
Су сеч = У(0)- + Гз ,
__ Ь ср. Г /г» I г» \
аист ~ ~^)Ь$) Гпл^ + Гз ) •
ТРАПЕЦЕВИДНЫЕ КРЫЛЬЯ 13120
Для расчета распределения циркуляции по размаху плоских трапецевидных 13121
крыльев служат графики фиг. 13121—I — III.
На графиках обозначено:
г _^(6)&
"Л с/ср.г’
у
= — — сужение крыла (фиг. 13121 — IV),
” КОНЦ
2/ц „
—j---относительный размах центроп-лана,
к = — относительное удлинение крыльев.
Для промежуточных значений этих параметров соответствующие кривые
могут быть получены с помощью интерполяции.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Фиктивная концевая хорда может быть определена и как указано
в 31200.
2. Если крыло имеет закругление конца, на длине, большей 0,25 полуразмаха, оно
рассматривается, как крыло произвольной формы в плане (см. 13113).
Величина аэродинамической нагрузки в данном сечении плоского крыла
находится умножением соответствующего значения Гпл на заданный, постоянный
для всех сечений множитель
. pV3 . G
Cybcp. г 2 — ftbcp. г --у ,
где п — перегрузка.
2
13121
Распределение циркуляции по размаху
Фиг. 13121-1 Фиг. 13121-11
10
Распределение циркуляции по размажу
13121
Распределение Су сеч И Ct ист по размаху крыла получается по формулам:
Су сеч — Г пл
СуЬ ср. г
"W
® ИСТ Г пл
СуЬ ср. г
Графики для определения cvCe4 в различных точках размаха приведены на
фиг. 13121-V —VII.
11
13121
Распределение циркуляции по размаху
Г” Г4| -t
-1 X Cj|rO
W / /
VI II 3 о
V- VI ю
.С* 1 ю
111 - cs
jjj. 03
_-ll 1
т— X/I II
V?
In .
го J С41'-!.
II Rr
Фиг. 13121—V Фиг. 13121—VI
12
Распределение циркуляции по размаху 13121
13122
—— 72=1 - !
—
2 з 4 5^
X < 10
-у4 = 0,5
О 0,5 2z 1,0
I
Фиг. 13121—VII
Расчет распределения циркуляции по размаху закрученных крыльев
производится с помощью графиков Гпл (фиг. 13121 — I — III) и Г3 (фиг. 13122 —
I —1П) (через Г3 = —^^6" обозначена дополнительная циркуляция от закручен-
ности крыла на + 1с).
Для определения суммарной циркуляции закрученного крыла служит
формула:
13122
Ь ср. г 1^
2
Графики фиг. 13122:—I — III построены в предположении, что закрутка крыла не нарушает
прямолинейности передней и задней кромок.
Распределение Сусеч и аист по размаху крыла находится по формулам:
Су сеч----(Гпл Су 4- Гз Ф°),
„ __ b ср. г
ист йо(0)Ц0)
(Г пл Су 4“ Гз Ф°).
13
13122
Распределение циркуляции по размаху
14
Распределение циркуляции по размаху 13122—13123
Расчет циркуляции в случае плоских трапецевидных крыльев с отклонен- 13123
ними щитками производится с помощью графиков Гпл (фиг. 13121—I —III) и
Гщ (фиг. 13123 — I —V). Через Гщ= — обозначена дополнительная
циркуляция от щитка, где Дащ — изменение угла нулевой подъемной силы, — угол
эквидистантного сдвига кривой суСйЧ(а), от отклонения щитка, взятый для про-
филя сечения в середине щитка и измеренный в радианах (фиг,- 13123 —VI).
Распределение суммарной циркуляции, с>СеЧ и аист по размаху плоского
трапецевидного крыла находится по формулам:
Г = (Гпл^-ф-ГщДащ) bc^-V
Су сеч
= |>(ГПЛ^+Гщдащ);
Ь ср. г
аист~ MW)
(Г пл Су -ф- Г щ Д ОС щ).
15
13123
Распределение циркуляции по размаху
Фиг. 13123-
16
Распределение циркуляции по размаху
13123
Фиг. 13123—II
з
17
13123
Распределение циркуляции по размаху
Фиг. 13123—III
18
Распределение циркуляции по размаху
13123
*
^*3 и !1_ <•£ 21ц г. -^-0,5
•
II
<s .11 sfU го 1-
Й с$ и
<5
<5
1о ,<а' II *1-
Irj С'-З II Л. *
<^Г к л !
^UL । — -0,25 1^
_
сэ'
Фиг. 13123—IV
19
13123
Распределение циркуляции по размаху
0,5
« II II 11 .J’i <<i |J'°
& сГ II Л'Н
\ 1 , -0,5 и
t 1 / S2‘0=~ 1
с>
фиг. 13123
20
Распределение циркуляции по размаху
13123-13125
Значение Дащ предпочтительно брать из экспериментальных данных, отно-
сящихся к заданному профилю со щитком; при отсутствии экспериментальных
данных
женной
значение Дащ определяется по прибли-
формуле:
8 о _ -
(0,0508 - 0,0018щ 0,0016с—,
где с и Ьщ — относительные толщина крыла и
хорда щитка; берутся в сечении по середине щитка.
ПРИМЕЧАНИЕ. График для определения Дящ
профилей В, BS, 1В10, NACA-22, NACA-230, Clark-YH,
RAF-34 и RAF-38 приведен в 13423.
Для расчета циркуляции в случае закручен-
ных трапецевидных крыльев с отклоненными щит-
Дащ =
13124
ками определяется циркуляция для плоского
трапецевидного крыла с отклоненными щитками (см. 13123) и прибавляется до-
полнительная циркуляция от закрученности (см. 13122); формулы для опреде-
ления суммарной циркуляции, с>сеч и аист имеют вид:
Г = (ГПЛ^ + Г3 ф°+ГшДащ)-^
Су сеч
=4#(Гпл ^+Гз '?0+Гш Лащ);
а ИСТ ---
Распределение дополнительной циркуляции, вызванной отклонением элерона
13125
Элерон постоянной относительной хорды, простирающийся
доконцакрыла
Расчет распределения дополнительной циркуляции по размаху крыла,
вызванной отклонением элерона постоянной относительной хорды, простирающе-
гося до конца крыла, производится с помощью графиков фиг, 13125 — I — IV,
. Т1 Дсуэ1? 2z
представленных в форме зависимости Гэ = — д'— от -г-,
Рср *
где через Гэ обо-
значена величина дополнительной циркуляции от элеронов для 2Даэ = 1:
Гэ =
Дру э ь
Ьср
= 4ku.K J] ............sin «6 .
\ Д ССд 1
Суммарная циркуляция закрученного крыла с отклоненным элероном
определяется по формуле:
' 4 Г = Гпд + Гз±Гэ.
Распределение Дс>9 и Даист по размаху крыла находится по формулам:
е
Д^9 = 2Гэ^^-^Д, Д«исТ = 2Г9^^-Д«э,
b 57,3 b ай
где kr, — коэфициент, зависящий от сужения . крыла; берется по графику
фиг. 13125 —V;
Досэ —приращение нулевого угла атаки в сечении, занятом элероном, т. е.
угол эквидистантного смещения кривой прямоугольного крыла с эле-
роном постоянной хорды по всему размаху, отклоненным на угол 8
от нейтрального положения (фиг. 13125 — VI).
Да"а — берется со знаком плюс при отклонении элерона вниз и 4® знаком
минус при отклонении вверх.
21
13125
Распределение циркуляции по размаху
Фиг. 13125-1
22
Распределение циркуляции по размаху
13125
Фиг. 13125—11
23
13125
Распределение циркуляции по размаху
24
Распределение циркуляции по размаху
13125
4
25
13125
Распределение циркуляции по размаху
Числовые значения Даэ в функции угла отклонения элерона (8) для неще-
фиг. 13125 —VII. При пользовании кривыми фиг. 13125 — VII отсчет хорд элерона
производится от его оси вращения.
Значение Даэ для щелевых элеронов следует брать из экспериментальных
рона, продолженного за вычетом
фиг. 13125 —VIII):
Гэ АВ :
данных, относящихся к заданному профилю
с элероном; при отсутствии таковых Д<4
приближенно определяется по графику
фиг. 13125 —VII.
ПРИМЕЧАНИЕ. При диференциальных
элеронах значение Да° определяется для
X I Й
X__ °лев । °прав .
6------2---- - где 8лев и ®прав — соответ-
ственно угол отклонения левого и правого
элеронов.
Элерон постоянной относитель-
ной хорды, не доходящий до кон-
ца крыла
Дополнительная циркуляция от эле-
рона, не простирающегося до конца крыла,
принимается равной циркуляции от эле-
циркуляции от элерона добавочного (см.
- Гэ АС-Гэ ВС-
Значения Гэлс и ГэВС находятся по графикам фиг. 13125 — I — IV с по-
мощью линейной интерполяции.
Элерон переменной относительной хорды
Для приближенного определения дополнительной циркуляции в случае
элерона переменной и относительной хорды ф const^ находятся значения
Гэ, соответствующие элерону той же длины и расположения по размаху, но
постоянной относительной хорды, а при определении Ьсуэ и Даист — по форму-
лам:
Д^э==2Гэ-^^ ^2-; Д4т==2Гэ-^1.Даэ.
Величина Даэ. сеч берется по графикам фиг. 13125 — VII соответственно раз-
меру относительной хорды элерона в данном сечении.
26
Распределение циркуляции по размаху
13125
Значения Диэ в сечениях
вне элерона берутся равными
значению Даэ в ближайшем
сечении, занятом элероном.
Элерон на трапецевид-
ном крыле с центропла-
ном или вырезом в цен-
тральной части
Дополнительная цирку-
ляция от элерона в случае
трапецевидного крыла с цен-
тропланом или вырезом в цен-
тральной части крыла опре-
деляется по графикам фиг.
13125—I — IV для вспомога-
тельного трапецевидного кры-
ла с совпадающими трапеце-
видными консолями, имеюще-
го иное удлинение и сужение
(см. фиг. 13125 — IX).
При определении &суэ и
Дйист величина Гэ для 'вспо-
могательного трапецевидного
крыла умножается в каждом
сечении соответственно на
множитель:
п Ьср. тр , Д «э .
Z b 57,3 ’
9 Аср-.тр ь _L Да’
Ь а0 э ’
27
13125-13126
Распределение циркуляции по размаху
где #ср.тр — средняя хорда вспомогательного трапецевидного крыла; в случае
элерона переменной относительной хорды значения Даэ в сечениях вне элерона
берутся равными значению Даэ в ближайшем сечении, занятом элероном.
13126 Распределение дополнительной циркуляции, вызванной вращением крыла
относительно продольной оси
Расчет распределения дополнительной циркуляции по размаху вращающе-
гося крыла относительно продольной оси производится с помощью графиков
Ac b 2%
фиг. 13126—<1, представленных в форме зависимости Гм х ю - от у , где че-
рез Гм х— 4kp.K U sin я8 обозначена дополнительная циркуляция, вызванная
(дк 7
<»х1 1
вращением крыла относительно продольной оси при
Для определения суммарной циркуляции вращающегося закрученного
крыла с отклоненными элеронами служит формула:
Г = Гпл + Гз + ГЭ + Гш.
Распределения Дсу и Да°ст по размаху крыла находятся по формулам:
д„ ________________________г ^ср .
U Су ш * ш X & 2 ]/ ’
д’ ____р ^ср 1 ю-* 57 Q
ДаИст-1ШЛ: £ ао2У
Дополнительная циркуляция в случае крыла с центропланом или вырезом
в центральной части определяется по кривым для вспомогательного трапецевид-
ного крыла с совпадающими трапецевидными консолями, имеющего иное удли-
нение и сужение (см. фиг. 13125 — IX).
При определении Дс/Ш и Д<4СТ величина Гшл; для вспомогательного трапе-
цевидного крыла умножается соответственно на множитель:
<8ср. тр I
~217’
<8ср. тр 1 (Р.Г I 2
b а0 2 V ’ '
Определение
Случай равномерного вращения. Величина , удовлетворяю-
щая условию равенства кренящего момента от элеронов и демпфирующего
момента крыла для элерона постоянной относительной хорды, простирающегося
до конца крыла, находится по формуле:
(П / Д ОС
_~Д_ — Oh р_____L.
21/ 4 57,3 ‘
Осредненные значения R для крыльев употребительной формы даны на
2Z
графике фиг. 13126 —И в зависимости от относительной длины элерона —у-.
В случае элерона постоянной относительной хорды, не доходящего до
«J
конца крыла, числовое значение определяется по формуле:
(q I А ос
~ ~ 2^4 (%АС — Яве) ,
28
Распределение циркуляции по размаху
13126
29
13126
Распределение циркуляции по размаху
где Rac и Rbc — числовые значения коэфициента R соответственно для элерона
АС и ВС (фиг. 13125 —VIII).
— коэфициент, зависящий
от сужения крыла (фиг. 13125 —V).
Для элерона переменной отно-
сительной хорды числовое значе-
ние -^р- определяется по формуле:
<s>xl _____
Да’____
57Д zdZ'
J 19
о
где z = “ —относительная коор-
дината по размаху;
. Да’— переменная величи-
на, определяемая
согласно указаниям
13125;
— коэфициент момента
демпфирования кре-
I 1
на при = 1; для
х£ V
трапецевидных
крыльев приведен
на графике фиг.
13126 —III.
найденному для случая равномерного вращения, прибавляется отрицательное
значение Д-~-, определяемое по формуле:
х£ V
. . d<»x 1
2 V dt Шц Sql ’
где I—момент инерции самолета.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ КОЭФИЦИЕНТОВ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ, 13200
ИНДУКТИВНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ и МОМЕНТА ТАНГАЖА
Приводимый здесь метод расчета пригоден только для прямолинейной 13201
части зависимости cy=f (а) и для скоростей полета, при которых на крыле не
возникает волнового кризиса.
Расчет аэродинамических характеристик крыла при больших скоростях
полета с учетом сжимаемости воздуха приводится в 13600.
ПЛОСКИЕ ТРАПЕЦЕВИДНЫЕ КРЫЛЬЯ 13210
Аэродинамически плоские крылья характеризуются постоянством по размаху геометри-
ческого (без учета индукции), отсчитанного от нуля подъемной силы угла атаки.
Предварительно определяются основные параметры крыла к, т], Ьк, &КОнц, 13211
ск, с конц, учитывая скругление крыла на конце, для чего данное крыло заме-
няется эквивалентным трапецевидным крылом согласно фиг. 13211.
ПРИМЕЧАНИЕ. В случае, если скругление конца крыла занимает больше 25% по-
луразмаха, крыло рассчитывается, как указано в 13242.
Коэфициент подъемной силы крыла су определяется в зависимости от угла 13212
атаки по формуле:
су — лк [тк А[ (а — а0),
где а — угол атаки крыла, отсчитанный от внутренней хорды корневого се-
чения, проходящей через крайние точки профиля (носок и хвостик);
а0—угол нулевой подъемной силы крыла, равный соответствующему
углу корневого сечения; берется из экспериментальных данных, от-
носящихся к профилю сечения;
31
13212-13213
Определение су, cxi и ст
А'1—дано графиками фиг. 13212;
р.к=——характеристический параметр крыла: а0 — в корневом се-
4Z \ “а /Х=0О
чении крыла.
ПРИМЕЧАНИЕ. Графики фиг. 13212 составлены для среднего значения а0 =
, равного 5,6. Поэтому при расчете кривой cv = /(а) в случае ай, отличного от
Х=оо у
5,6 на величину, превышающую 0,2, следует величину из фиг. 13212 определять для
Формула для определения су остается прежней:
<у = гсХр.кЛ{(а — а0),
где X и р.к вычисляются обычным образом, но берется для X = X*.
13213 Коэфициент индуктивного сопротивления изолированного крыла cxi в за-
висимости от коэфициента подъемной силы крыла су определяется по формуле:
<?Х1
1 +8 С2 _
тсХ у
Значение 8 определяется по графику фиг. 13213.
32
Определение су, cxi и ст
13213-13214
ента
Коэфициент момента тангажа ст определяется в зависимости от
подъемной силы крыла су по формуле:
2
Mg хАр.г
2 А К\
J сеч
О
коэфици- 13214
где тк
—для профиля корневого сечения;
X — угол стреловидности крыла, образуемый линией фокусов
сечений с поперечной осью крыла (Oz); берется ср знаком
плюс, если линия фокусов отклонена от оси Qz к задней
кромке крыла;
Кг — дано графиками фиг. 13214;
5
33
13214-13220
Определение Су, cxi и ст
£т„сеч — нулевой (при су сеч = 0) момент профиля, в общем случае
переменный по размаху крыла.
Нулевой момент крыла (при ^ = 0), определяемый по формуле:
ч
ст0 ~ ~L о I Ь2 Стосеч dz ,
bkS J
о
13220
находится посредством графического интегрирования.
В случае постоянного нулевого момента по размаху стоСеч = const и ста на-
ходится с помощью аналитического интегрирования.
ЗАКРУЧЕННЫЕ ТРАПЕЦЕВИДНЫЕ КРЫЛЬЯ
Под нормальной закрученностью крыла разумеется монотонное изменение геометрических
углов атаки по полуразмаху, которое может достигаться как поворотом сечений друг относи-
тельно друга (геометрическая закрученность), так и подбором профилей сечений с различными а0
по размаху (аэродинамическая закрученность), при сохранении прямолинейности передней и зад-
ней кромок крыла.
Положительной считается закрученность, соответствующая Возрастанию углов атаки от
корня к концу крыла.
34
Определение су, cxi и ст
13221-13225
Закрученность не влияет на величины и , изменяются лишь вели- 13221
чины угла нулевой подъемной силы (на заданном угл"е атаки а), нулевого коэ-
фициента момента тангажа и индуктивного сопротивления.
Изменение угла нулевой подъемной
силы вследствие закрученности крыла на ве-
личину Да0 по сравнению с плоским крылом
определяется по графику фиг. 13222, на ко-
тором через обозначен угол закрученности
концевого сечения по отношению к корне-
вому.
Изменение коэфициента подъемной силы
на заданном угле атаки для закрученного
крыла по сравнению с плоским крылом опре-
деляется по формуле
Д<^ = —то.(хк/11Да0.
Значение Aj определяется, как указано
в 13212, а Да0 — как указано в 13222.
13222
13223
Изменение нулевого коэфициента момента тангажа вследствие закручен- 13224
ности крыла определяется по формуле
ь'К
Значение /<2 определяется по графику фиг. 13224.
Фиг. 13224
Изменение коэфициента индуктивного сопротивления
закрученности определяется по формуле
Дс . = _1_ 2
ср°Су ср°3 ?
с помощью графиков фиг. 13225—I и II.
крыла вследствие
13225
35
13225
Определение су, cxi и ст
36
Определение су, cxi и ст
13230—13234
КРЫЛЬЯ СО ЩИТКАМИ
(ЗАКРЫЛКАМИ)
При расчете кривых Cy—f-^b) и
de у dcm
ст =f2 (Су) производные и могут
быть приняты равными соответствую-
щим значениям для крыла с прижатым
щитком. Таким образом, влияние откло-
нения щитка сведется к изменению
величин
13230
13231
а0> Су И С xi.
Изменение угла нулевой подъем- 13232
ной силы вследствие отклонения щитка
на угол определяется с помощью
графика фиг. 13232—1.
Значение Дащ (в радианах) — угла
эквидистантного сдвига кривой су сеч (а)
вследствие отклонения щитка (фиг.
13232—II) — берется для сечения в сере-
дине щитка по соответствующим экспе-
риментальным данным, а при отсутствии
их — по приближенной формуле
8°
Дащ = (0,0508 — 0,0018щ +
D/
+o,ooi6c+),
где с и — относительные толщина
крыла и хорда щитка в сечении по
середине щитка.
Изменение коэфициента подъемной 13233
силы крыла вследствие отклонения щитка
на угол8щ определяется с помощью гра-
фика фиг. 13233. -
Значение Дащ определяется так,
как это указано в 13232.
Изменение нулевого коэфициента 13234
момента тангажа крыла вследствие откло-
нения щитка определяется по формуле
ДСт0—
с помощью графиков фиг. 13234—1 и II.
Значение ДсОТоСеч (фиг. 13234 —III)
берется по соответствующим экспери-
37
13234-13235
Определение су, сх! и ст
ментальным данным, относящимся к профилю в середине щитка, а. при отсут-
ствии их — по приближенной формуле:
где с — относительная толщина крыла в сечении, про-
ходящем по середине щитка.
13235 Изменение коэфициента Индуктивного сопротив-
ления крыла вследствие отклонения щитка на угол 8’ц
определяется по формуле
. A \Сх1 . ।
Cxi ~ Да^7 А ащ S + Дащ
с помощью графиков фиг. 13235—I—II.
Значение Дащ определяется, как указано в 13232.
38
Определение су, cxi и ст
13235
Фиг. 13235-1
39
13^40-13243
Определение су, cxi и ет
13240 КРЫЛЬЯ ПРОИЗВОЛЬНОЙ ФОРМЫ И ПРОИЗВОЛЬНОЙ
ЗАКРУЧЕННОСТИ
13241 Для расчета основных аэродинамических характеристик крыла произволь-
ной формы и произвольной закрученности предварительно производится расчет
циркуляции (см. 13100).
13242 В случае плоского крыла аэродинамические характеристики определяются
посредством полученных коэфициентов разложения циркуляции (см. 13113) по
нижеследующим формулам:
су — Аг (а — а0),
Cxi —
7tX
ст = — tn -j- 2^Р-Г J Гш№
о
где
1+8=^Г
4 !
Гпл = —«т- Ап sin и9,
irAj
£ — отклонение линии фокусов от по-
перечной оси крыла, проходящей через
фокус корневого сечения (фиг. 13242).
Фиг. 13242
13243 В случае закрученного крыла аэродинамические характеристики опреде-
ляются с помощью коэфициентов разложения циркуляции (см. 13114) по фор-
мулам:
су = тгХр.к Аг (а — а0 — Да0);
Сх1 — Су ^П —д- Ап 3 Су -ф- 3;
J_ 1 I
2 2 У
4-J Гпл^] су + J Ь*стасечdz - -2^у j Гз 'dz,
0 0 о
где <₽ — угол закрученности крыла в радианах
4Хр.к
I 3 = ----- ^Ап 3 Sin пи
(здесь п — 3, 5, 7).
РАСЧЕТ КОЭФИЦИЕНТА ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ КРЫЛА
НА РЕЖИМЕ МАКСИМАЛЬНОЙ СКОРОСТИ
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ХОРДЫ И ПРОФИЛЯ ЭКВИВАЛЕНТНОГО КРЫЛА
Хорда эквивалентного прямоугольного крыла принимается равной средней
геометрической хорде рассчитываемого крыла:
где S— площадь крыла (включая подфюзеляжную часть крыла),
I — размах^ крыла.
За профиль эквивалентного крыла принимается профиль рассчитываемого
крыла в том сечении, в котором текущая хорда равняется средней геометричес-
кой хорде крыла; относительная толщина этого профиля обозначается сэ .
ПРИМЕЧАНИЕ. При вычислении волнового сопротивления за профиль эквивалентного
крыла принимается профиль рассчитываемого крыла в том сечении, в котором относитель-
_, ск -ф сэ _
ная толщина с9 = -—s--"> здесь ск — относительная толщина профиля в корневом сечении.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПОЛОЖЕНИЯ ТОЧКИ ПЕРЕХОДА ЛАМИНАРНОГО
ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ В ТУРБУЛЕНТНЫЙ
Для профилей, имеющих наибольшую относительную толщину на 25—35%
хорды, положение точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный
определяется следующим образом: для заданной отделки поверхности по
табл. 13321 находится максимальная шероховатость &тах.
Таблица 13321
13300
13310
13311
13312
13320
13321
Значения feraax для различных отделок поверхности крыла
Отделка поверхности &тах W
ВИАМ В-3 2 X 10“ 6
Фанера, оклеенная тканью и покрытая нитролаком .... 10 X Ю“ 6
Пульверизационный камуфляж 20 X Ю“ 6
Ткань, покрытая нитролаком • . 25 X Ю“ 6
Кистевой камуфляж 40 X Ю“ 6
ПРИМЕЧАНИЕ. Если отделка поверхности не в точности соответствует
указанной в табл. 13321, то величина £шах принимается равной значению, соот-
ветствующему сходному покрытию поверхности.
Определяется относительная максимальная шероховатость по формуле
^тах—
^тах
где Ьэ—хорда эквивалентного прямоугольного крыла (см. 13311) и по графику
фиг. 13321 — I определяется Rebp .
6
41
13321
Расчет сх на режиме t/max
Затем для расчетной высоты полета подсчитывается значение числа Рей-
нольдса по формуле Re = вычисляется отношение^- и, по гра-
v ReKp *
фику фиг._ 13321 —И, для заданной относительной
толщины сэ (см. 13312) находится относительное поло-
6>-т—л
КТО______
21
2оП-
19
18
17
16
15
14
13
12
11
10
О
10
сэ
20 30
жение точки перехода xt = - f- . Численное значение
х( округляется до сотых долей.
Значение х( определяется, кроме того, в зависи-
мости от конструктивных особенностей поверхности
(фиг. 13321—III), по формуле xt — ^^^-.
Результаты вычислений xt записываются в табли-
цу по форме
&тах ^тах
ReKp
Re
Re
ЖР
xt
4
40
Е1..1-5 -L_L/?eK’p-10;6
50 /?е-10"6
Расчетным значением xt
будет меньшее из двух полу-
ченных.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Если
значение £тах>10£,„ (отно-
сительная предельная шерохо-
Фиг. 13321—1
42
Расчет сх на режиме Утах
13321-13332
ватость k,n = —определяется в зависимости от Re по графику фиг. 13321 — I), то по-
граничный слой считается целиком турбулентным (х^=0).
2. Если при наличии потайных
клепок и соединений листов впритык
редняя часть крыла тщательно шпатлюется
и прокрашивается, то расчет xt произво-
дится только по графику фиг. 13321—11.
Для специально спроектированных
ламинаризированных профилей со сме-
щенной максимальной толщиной по на-
правлению к задней кромке крыла зна-
чения xt
ствии с
отчетах
филей.
Влияние обдувки винтом и влияние
предкрылков на увеличение лобового
сопротивления крыла, вызванное смещением точки
крыла, учитывается непосредственно в формулах
(см. 13350).
за-
пе-
следует принимать в соответ-
указаниями, помещаемыми в
об исследованиях этих про-
перехода к передней кромке
для определения сх крыла
ОПРЕДЕЛЕНИЕ КОЭФИЦИЕНТА ПРОФИЛЬНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ КРЫЛА
С достаточной для практики точностью профильное сопротивление крыла
можно принимать равным профильному сопротивлению эквивалентного прямо-
угольного крыла равной площади, хорда которого равняется средней геометри-
ческой хорде рассчитываемого крыла.
Минимальный коэфициент профильного сопротивления крыла определяется
следующим образом.
1. Для заданного значения Re и найденного значения xt (см. 13320) по
графику фиг. 133321 определяется величина удвоенного коэфициента трения
плоской пластины 4cf.
2. Для заданного значения сэ по графику фиг. 13332—II находится вели-
чина коэфициента .
13322
13323
13330
13331
13332
3. Находится коэфи-
циент 7]м .
Для целей предва-
рительного аэродинами-
ческого расчета коэфици-
ент т]м находится в зави-
симости от величины чис-
ла Маха, соответствую-
щего полету на расчетной
высоте, по графикам фиг.
13332 — III. В том случае,
если заданные значения
х( не совпадают со зна-
чениями, приведенными
на этих графиках, значе-
ние т]м находится при
заданной эквивалентной
толщине по графикам лля
ближайшего меньшего и
ближайшего большего
значения xt, и затем окон-
чательное значение т]м
находится линейным ин-
терполированием но xf
между найденными зна-
чениями.
43
13332
Расчет сх на режиме Утах
Для уточненного расчета схр, когда уже известны набор профилей и форма
профиля эквивалентного крыла, коэфициент т)м определяется по графикам
фиг. 13332 —III не для числа Маха полета Ма, а для числа Маха Ма*_=
=Ма—0,5 (Макр—0,81 -ф 1,25сэ),
где Макр — критическое число
Маха для профиля эквивалент-
ного крыла.
Значение Макр находится
по графикам фиг. 13332 — IV
в зависимости от величины
2G
Су ~ р5У2 на
расчетной вы-
соте для заданной/ скорости
полета. В том случае, если
профиль эквивалентного кры-
ла отличается от профилей,
для которых даны значения
Макр, значение Макр опреде-
ляется для сходного профиля.
ПРИМЕЧАНИЕ. Если
значения числа Маха полета
(или значения Ма*) превосхо-
дят значения, до которых до-
ведены кривые сеток, приве-
денных на фиг. 13332 — III, то эти кривые можно экстраполировать по линейному закону,
но не более чем на 0,1 значения Ма.
Значение схр т\п изолированного крыла (без учета интерференции между
крылом и фюзеляжем) определяется по формуле:
Схр min — 0,92о • 2с*у Ус .
44
сл
1 <р Профиль BS Кризис на верхней поверхности
0 0,1 0,2 0,3 Су 0,4
Профиль СЪагк УН
кризис на верхней
------поверхности
------Кризис на нищней
поверхности
13332—IV
Расчет сх на режиме Утах_____________________ 13332
Ma,
3 9 Прогриль МАСА 22 1 Кризис на верхней поверхности — — Кризис на нижней поверхности
г Х ^8 %
X X /
^х' 16%
Л \ V \ ' \\ \ —V-1 \\\ \\
0,1
0,2
0,3 Су 0,4
0,8
Ma.
0,7
0,6
0,5
Профиль RAF -34 Кризис на верхней поверхности Кризис на нижней до, поверхности
/ /
/ / у X х — / 1 0\°/о\° <=“/ /11
X S / X х~" — 16%
01
I
0.2
0,3
Су 0,4
0,5
0,8
Ma
икр
°,7
0,6
Профиль RAF-3S Кризис на верхней , поверхности с. о о Кризис на нижней поверхности
/ / с — / <
г / / 7 х П\
/ X 16%
г" х X X X / X f /
^х '
0,1 0,2 0,3 Су 0,4
13332___________________________________Расчет сх на режиме Иг
Фиг. 13332—IV
Расчет сх на режиме Уш
13332-13341
Результаты вычислений записываются в таблицу по форме:
И = Ма =
сэ Re xt Ма Макр Ма* 2С/ •% схр
ПРИМЕЧАНИЕ. Если ^тах>^Я!. то при 1 <——— < 10 величина схр увеличивается
. — х
/ k \ _
умножением на коэфициент 1+0,054 I —-— 1 ), а при Лшах > 10 km — на коэфициент
_________ \ ^пг J
1 + 0,1621/4^-1.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ КОЭФИЦИЕНТА ВОЛНОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ 13340
Коэфициент волнового сопротивления крыла схв определяется следующим 13341
образом:
1. Строятся кривые Макр =f(cy) и Макр. фИКТ =/(«>) для профиля эквива-
лентного крыла (см. примечание в 13312), для чего, пользуясь значениями
pminнесж (минимального коэфициента давления для случая малой скорости) для
нескольких значений су „есж, соответствующих области малых углов атаки, по
графику фиг. 13341—I находятся значения Макр по величинерпПпнесж на верхней и
нижней поверхностях и Макр^фикт — по величине pmia несж на верхней поверхности
для значений рт\п несж. верхи рт\п несж. нижн! определяются соответствующие значе-
ния су:
Су несж ьу несж
С„ = --, ' 1 и си= г.. •
* /1-Ма’р ' /1-Ма*кр.фикт
ПРИМЕЧАНИЕ. На фиг. 13341—II приведены графики М а кр=/(<?_,,) и Макр, фИКТ =
— f(cy) (штрихпуиктирные линии) для профилей В, BS, IB10, Clark-YH, NACA 22, NACA 230,
RAF-34 и RAF-38.
47
13341__________________________________Расчет сх на режиме К
Фиг. 13341—11
со
Расчет сх на режиме Утах______________________________13341
13341-13353
Расчет сх на режиме Утах
2. Определяются: значение су на расчетной высоте для заданной скорости
полета по формуле:
С»~~ р5У3
и соответствующие значения Макр и Макр. фикт по построенным или имеющимся
заранее графикам.
3. Подсчитывается значение схв по одной из следующих формул:
при волновом кризисе на верхней поверхности профиля — по формуле
Сгв = 15(Ма — Макр)3 при Ма — Макр<0,1,
при волновом кризисе на нижней поверхности профиля — по формуле
Сгв = 3(Ма — Макр)3 + 12(Ма — Макр. фИкт)3
при
Ма — Макр 0,12, Ма — Макр. фикт 0,08.
В том случае, когда одна из разностей, входящих в выражение сх в, имеет
отрицательный знак, она принимается равной нулю.
13350 ОПРЕДЕЛЕНИЕ МИНИМАЛЬНОГО КОЭФИЦИЕНТА ВРЕДНОГО
ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ КРЫЛА
13351 Минимальный коэфициент вредного лобового сопротивления крыла с уче-
том интерференции между крылом и фюзеляжем подсчитывается по формуле:
Сх вР min
ИНТ
где — сумма значений коэфициентов дополнительных вредных сопротив-
лений (см. 13353),
SKp. ф — площадь крыла, занятая фюзеляжем,
#инт — коэфициент, учитывающий интерференцию между крылом и фюзе-
ляжем (см. 13352).
13352 Коэфициент £ИНт, учитывающий интерференцию между крылом и фюзеля-
жем, принимается:
при схеме низкоплана:
для фюзеляжа круглого сечения 0,25,
для фюзеляжа овального сечения 0,50,
для фюзеляжа с прямыми стенками 0,60;
при схеме среднеплана 0,85.
Для учета интерференции моторных гондол и крыла участки крыла, заня-
тые гондолами, из площади крыла не вычитаются.
13353 Коэфициенты дополнительных вредных сопротивлений определяются по
приведенным ниже формулам.
При наличии заклепок, слабо выраженной волнистости и соединении лис-
тов обшивки впритык значение Дс^закл равно:
где п — число заклепок,
h—высота головок заклепок, '
Ьэ и сэ — см. 13310.
ПРИМЕЧАНИЕ. При соединении листов обшивки внахлест к подсчитанному зна-
чению Дс добавляется величина 0,02 схр.
\ II _
) (1-Н>5Сэ),
Расчет сх на режиме Ут ах 13353
При потайной клепке, слабо выраженной волнистости и соединении листов
обшивки впритык величина А сЛИеРовн = 0,0006.
ПРИМЕЧАНИЕ. При соединении листов обшивки внахлест к этому значению добав-
ляется величина
Л/,/.
Д^соед =4-5 kcn~S\j,
где h — высота соединений,
/j — длина соединений,
п — число соединений,
kc — коэфициент, зависящий от скоса соединений листов обшивки: kc = 0,35 — для простого
соединения внахлест, kc = 0,25 — при скосе с уклоном 1:2, kc = 0,2 — при скосе с укло-
ном 1 :5.
При полотняной обшивке крыла значение ДсХПол = 0,0008.
При наличии явно выраженной волнистости поверхности в сумму
включается:
9/7
Доводи —0,05
Л
где а — амплитуда волны,
X — длина волны.
Величина ДсЛ за счет щелей между крылом и прижатыми предкрылками,
между крылом и закрылками и между крылом и элеронами вычисляется по
формулам:
при наличии предкрылков:
для истребителей ДДхПр = 0,002-^- 4-0,0001,
ч
для бомбардировщиков AcJcnp = 0,0015-^4'0>0001;
ч
компенсацией и профи-
при щелевых закрылках или элеронах с осевой
лированной щелью:
для истребителей &сх щ = 0,0017 уЕ,
ч
для бомбардировщиков Дсхщ =0^)015 ;
। 11
при элеронах с компенсацией типа Фрайз:
для истребителей ДсЛ Щ = 0,0012^-,
ч
для бомбардировщиков ксх щ = 0,001 ;
ч
при отсутствии осевой компенсации у элеронов и
у закрылков:
для истребителей щ = 0,0006,
ч
для бомбардировщиков ±сх щ = 0,0005 у5-.
ч
В этих формулах Znp—размах предкрылков, 1т —
профилированной щели
размах щелей, lY — раз-
мах крыльев за вычетом ширины фюзеляжа.
Увеличение сх, вызванное смещением точки перехода к передней кромке
крыла за счет обдувки части поверхности крыла винтами (как для одномотор-
ного, так и для многомоторного самолета), принимается равным ДсЛгобд = 0,0003.
ПРИМЕЧАНИЕ. В приведенных значениях ксх не учтено увеличение сх за счет по-
вышенной скорости потока в струе винта; это влияние учитывается соответствующим
снижением к.п.д. винта при расчете располагаемой мощности.
51
13354
Расчет сх на режиме 1/тах
13354
Пример расчета минимального коэфициента вредного лобового
сопротивления крыла
Пусть известны необходимые для расчета данные крыла, самолета и винта.
Определяем
S 15,75
6э=Т = -9л- = 1-675;
= 13%;
= 10 X IO -6 м (табл. 13321, для поверхности из фанеры, оклеенной тканью и покры-
той нитролаком);
^тах 10X10-6 ____
сэ
ъ
rtmax
kmax— ьэ “ 1,675 — ил1и
Re =0,9 х 106 (фиг. 13321-1, по Гтях);
^тах^э 161 X 1,675
V - 22,2 X Ю—6 — 12, 5 Х 10 ’
12,15X106 _
0,9X106
Re =
Re _
^екр
xt s;0,10 [ фиг. 13321—11,
Re
n°Re~ и сэ
1'скр
по Re и Х()',
по сэ и xty,
= 0,185;'
2с/ = 0,0055 (фиг. 13332—1,
7] с = 1,455 (фиг. 13332—11,
’ • 17 161
Ма~ а ~322 ~0>5;
2G 5680
СУ ~ pSRa - 0,0751 X 15,75 X 26000
Макр = 0,59 (фиг. 13332—IV для профиля Clark-YH, по су и сэ , кризис на нижней поверх-
ности профиля);
Ма* = Ма— 0,5 (Макр — 0,81 + 1,25сэ ) = 0,5 — 0,5 (0,59 - 0,81 4-0,162) = 0,529,•
т]м = 1,022 (фиг. 13332—III, по Ма и сэ );
сх„ = 0,925 X 2сл; т; =0,925 X 0,0055 X 1,455 X 1,022 = 0,00763;
•'см
Макр. фикт =0,635 (по фиг. 13341—И, профиль Clark-YH, по су и сэ );
cv„ = 0 (так как Ма<'Маь.п);
# =0,6 (низкоплан; фюзеляж^с прямыми стенками);
1Дсх — &сх щел 4" Дс, обд,
1т 3,7
Дс, щел = 0,0012 = 0,0012 8-48 = 0,00052;
^х обд = 0,0003;
2Дс, = 0,00052 4-0,0003 = 0,00082;
СХ вр min — (сх р + сх в) ^1 — =
= (0,00763 4-0) (1 — 0,6 X 0,1345) 4- 0,00082 = 0,00782-
РАСЧЕТ МАКСИМАЛЬНОГО ЗНАЧЕНИЯ КОЭФИЦИЕНТА
ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ КРЫЛА
ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ
В расчете предполагается, что коэфициент подъемной силы крыла су линейно изменяется
при изменении угла атаки до тех пор, пока хотя бы в одном из сечений крыла не будет полу-
чен максимальный коэфициент подъемной силы сечения су сеч тах. Дальнейшее возрастание коэ-
фициента подъемной силы крыла су будет совершаться менее интенсивно, чем это следует по
линейной теории су = аа, и будет происходить только за счет недостаточно быстрого распро-
странения срыва по размаху крыла н недостаточно резкого падения подъемной силы в сорван-
ной области.
Отношение действительного прироста коэфициента подъемной силы крыла
Дсг к приросту коэфициента подъемйой силы крыла, вычисленному по линейной
теории Дсу=аДа, может быть принято равным (см. фиг. 13411 —I):
13400
13410
13411
Где 5срыва (£у )
Vp-DiDQ \ у J ..
=----------------относительная величина площади крыла, охваченной
срывом, на угле атаки а===^-,
Хср — среднее значение величины
Хсеч в области крыла, охва-
ченной срывом ;Хсеч является
относительной характери-
стикой скорости измене-
ния коэфициента подъемной
СИЛЫ СеЧеНИЯ За Гу сеч max.
Для профилей с плавным изменением
подъемной силы за су сеч тах значение усеч
меньше единицы. Для профилей с резким
изменением подъемной силы за су сеч тах
значение /сеч больше единицы (об опреде-
лении усеч см. 13431).
До определенного значения ко-
эфициента подъемной силы крыла,
обозначаемого в дальнейшем cyi, ве-
личина £срыва (г») равна 0 и
Дс,
-г—- = 1. При развитии срыва по-
Су
тока возрастание S срыва (£„) обу-
дЛ
словливает уменьшение -г— . Для
и
Фиг. 13411-1
вполне определенного значения с обозначаемого в дальнейшем суц, величина
Дс»
относительного прироста-ду5- становится равной нулю, и коэфициент подъемной
53
13411-13412
Расчет Сутж
силы крыла су достигает своего максимального значения. При этом площадь
крыла, охваченная срывом, будет равна
Зсрыва (Су п) = । у "
Из этого соотношения определяется величина коэфициента Суп, при кото-
ром крыло имеет максимальную подъемную силу (фиг. 13411—I).
Значения Сушах и акр крыла определяются с помощью выражений:
' су II
Су max ==Су и (1 ^ср) J* ^срыва
еу1
___ Cyll
легко вычисляется численно (по правилу тра-
ПРИМЕЧАНИЕ. Величина интеграла
пеций) или графически (фиг. 13411 — II).
Фиг. 13411—И
Если в интервале су j <;£у<; су п 5Срыва (£у) линейно изменяется с изменени-
ем Су, то Сушах и акр определяются из более простых соотношений:
£у max— £у И
2 (ру п Су i)
Су I + Су п .
2
а —Су“
“кр —-
а
13412 В общем случае расчет крыла подразделяется на два этапа.
В первом этапе, после предварительного определения необходимых элемен-
тов расчета, находится величина коэфициента подъемной силы су\, при которой
на крыле начинается срыв потока. Затем устанавливается возможность опре-
деления Сушах крыла из первого этапа расчета, в котором за с^шах принимается
54
Расчет cym&s
13412-13413
величина cyi. При отсутствии этой возможности для определения cjmax пере-
ходят ко второму этапу.
Во втором этапе вычисляются вспомогательные величины ScpbIBa и '/ср,
находится су\\ и по формулам 13411 определяются с^шах и акр крыла.
Порядок расчета
13413
Для расчета су max и акр крыла необходимо:
Первый этап
Определить распределение по длине крыл 3 Су сеч max профилей, из кото-
рых оно составлено, с учетом местных значений числа Рейнольдса для
расчетной скорости полета.
Определить распределение с?уСеч по длине крыла, вычисленное по ли-
нейной теории при с — \ (это распределение в дальнейшем обозначается
символом cj,ce4).
Определить вдоль по-
луразмаха крыла распреде-
ление дополнительной на-
грузки Дсу, вызванной за-
крученностью крыла, откло-
нением щитков или за-
крылков.
Вычислить величину
Су сеч max Д Су
отношения —-------j-------—
и построить распределение
этой величины вдоль полу-
размаха крыла. Минималь-
ное значение этого отноше-
ния численно равно коэ-
фициенту подъемной силы
крыла су\, при котором на
крыле начинается срыв по-
тока. Местоположение этого
минимального значения со-
ответствует месту начала
отрыва потока. Точки пере-
„ Су сеч max С у
сечения кривой
с1
у сеч
с прямой, параллельной оси
абсцисс и удаленной от нее
на величину _с у^>су i, опре-
деляют границы области
срыва для этого значения
коэфициента подъемной си-
лы (в дальнейшем они обо-
значаются в порядке воз-
растания через х0 и zj
(фиг. 13413 — 1).
Определить по кривой-——™-^-------величину коэфициента подъем-
Су сеч
ной силы £у*, при котором половина размаха крыла охвачена срывом
(^-^ = 0,5) (фиг. 13413 — 1).
Если кривая имеет пологий вид и настолько слабо изме-
ну сеч
няется в окрестности своего минимума, что разность с* — су\ меньше или
55
13413 Расчет cymsyi
равна 0,1, то вследствие быстрого распространения срыва по размаху крыла
возрастание коэфициента подъемной силы су за су\ будет небольшое. В этом
случае Сушах и акр следует считать равными:
Су max — Су I j ^кр == —— .
а
Если же кривая —^_c.e2L?^------~у достаточно сильно изменяется в окрестно-
му сеч
сти своего минимального значения, так что разность су* — су\ больше 0,1, то
вследствие медленного распространения срыва по размаху крыла максимальный
коэфициент подъемной силы крыла может быть значительно больше cyi. Для
определения сутах и акр в этом случае необходим второй этап расчета.
Второй этап
Построить в области срыва, охватывающей 50% полуразмаха крыла,
распределение Хсеч (фиг. 13413 — 11) с учетом местных значений чисел
Рейнольдса и определить среднее значение этой величины, пользуясь гра-
фическим интегрированием или формулой
у ___ X сеч (1) А _|_ х сеч д/2 _ _х сеч А/ п
лср — ,
/2
у. А/, _
где AZ/ = —j1 относительные длины участков крыла, на которых Хсеч(г)
может считаться линейной функцией z;Xce4(i)—полусумма значений ве-
личины Хсеч (z) на границах г-го участка (фиг. 13413 —II).
56
Расчет сутл%.
13413-13421
Су сеч max ~&С„ ~ .
Определить по кривой ----------j-------— для 3 — 5 значений су£>су}
_ Су сеч
границы сорванной области [z0 (су) и z} (с)]; для трапецевидных крыльев
вычислить по формуле
z. (с„) — zn(cv) Г (- - Y
5срыва (Су) = _|_ 1 (1 — *1) (fy) + zo >
где — сужение крыла, величину относительной площади крыла, охвачен-
ной срывом, для этих значений коэфициента подъемной силы крыла су, и
построить ее изменение с изменением су (фиг. 13413—И).
ПРИМЕЧАНИЕ. При расчете крыльев произвольной формы в плане величина пло-
щади крыла, охваченной срывом, вычисляется по формуле
SVy)
S срыва (Су) — Ь (z) dz.
^о(£у)
По кривой 5срыва (су) определить величину коэфициента подъемной силы
Суп, при котором относительная величина площади крыла, охваченной срывом,
становится равной -j----------, т. е. определить су щ из условия (фиг. 13413—И)
1 “ Хер
Зсрыва (Су ц)= i------ .
1 Хер
Определить Су шах и акр крыла по формулам 13411.
Зависимость 5срыва (су) может быть использована для приближенного опре-.
деления кривой су по а крыла в области критических углов атаки.
Для построения кривой су по а необходимо для нескольких значений
СуУ>су\ по формулам
13414
—У _
Су 7=2 £ у (1 Хер ) *^>срыва (,£у) $£у
су I
И
где а — наклон линейного участка кри-
вой с по а (см. 13212), вычислить ве-
личину коэфициента подъемной силы
крыла су и соответствующий ему геоме-
трический угол атаки а.
Если 5СрЫва (£у) является линейной
функцией Су, то кривая су по а превра-
щается в окрестности су так в параболу
второго порядка, определяемую уравне-
нием
су (а) = да
____1 (аа — Cyi)2
2 (су п Су i)
В этом случае для построения кривой су по а на критических углах атаки
необходимо знать только величину су\ и cyll (см. фиг. 13414).
ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАКСИМАЛЬНОГО КОЭФИЦИЕНТА ПОДЪЕМНОЙ 13420
СИЛЫ СЕЧЕНИЯ
Для профилей серий ЦАГИ-В, ЦАГИ-1В10, RAF-34, RAF-38, Clark-YH, 13421
NACA 22, NACA 230, NACA 24, NACA 44 значения Сусечшах для значений Re
в пределах от 1 X Ю6 до 8 ХЮ6 определяются по графикам фиг. 13421—I—IX.
8
57
13421
Расчет су max
58
Расчет Сут^
13421
59
13421
Расчет gymait
60
Расчет сут^
13421
61
13422 В тех случаях, когда рассматриваемое крыло состоит из профилей серий,
не приведенных в 13421, надлежит определить зависимость cyze4maK этих про-
филей от числа Рейнольдса.
Эффективное значение числа Рейнольдса для трубы оценивается с помощью формулы
Кеэф =
нат
^екр. тр
Re,
где ReKp нат и ReKp —значения критического числа Рейнольдса для шара в условиях свобод-
ного полета и эксперимента в трубе.
ПРИМЕЧАНИЕ. Для труб с открытой рабочей частью обычно можно считать Кеэф = Re.
Определять значения су сеч max надлежит на основании измерения распре-
деления давления в центральном сечении прямоугольного крыла. В случае не-
возможности провести эти испытания су сеч max можно определить по испытаниям
прямоугольных крыльев в аэродинамической трубе на весах (см. 13711) или .
по приближенной формуле
Су сеч max ’===- 1, 13 су при К = 5-ч-6.
Переход от значений су сеч max, полученных в аэродинамической трубе при
малых значениях Re, к большим значениям Re осуществляется с помощью
расчетных сеток NACA (фиг. 13422), по геометрическим характеристикам профиля.
Все профили разбиваются на пять классов, в зависимости от их относительной толщины.
К классу А относятся профили со средней относительной толщиной 6%, к классам В, С, D и Е-
соатветственно профили с толщинами 9, 12, 15 и 18%. Все профили, отнесенные к классу А,
обладают постоянством су сеч тах с изменением числа Re. Каждый из остальных классов разбит на
девять групп в зависимости от вогнутости профиля. Номер группы соответствует вогнутости
профиля в процентах.
62
Расчет
Су шах
13422
•'Л. -*
63
13422
Расчет сут^
При отнесении профиля к той или иной группе необходимо иметь в виду следующее.
Увеличение относительной толщины профиля вызывает действие, аналогичное увеличению его
вогнутости. Поэтому, например, 'симметричные профили с относительной толщиной в 21 и 25%
отнесены соответственно к группам Е-1 и Е-2, т. е. изменение e^,ce4 max этих профилей прини-
мается аналогичным изменению су сеч тах профилей с относительной толщиной 18% и вогнуто-
стью в 1 и 2%. Разбивка по группам была произведена в основном по испытаниям профилей
NACA, у которых максимальная вогнутость расположена на 40% хорды от носика. Перемеще-
ние максимальной вогнутости к передней кромке вызывает действие, аналогичное увеличению
вогнутости или толщины профиля. Так, например, профиль 23012, у которого максимальная во-
гнутость расположена на 15°/0 хорды от носика, отнесен к группе D-2 вместо С-2; профиль 2212,
у которого максимальная вогнутость расположена на 20% хорды от носика, отнесен к группе
С-3 вместо С-2.
В табл. 13422—1 приведено распределение профилей NACA по группам сеток. Таблица по-
казывает, как изменение того или иного параметра влияет на отнесение профиля к той или
иной группе. Номера профилей, послуживших к составлению сеток, напечатаны жирным
шрифтом. При пользовании таблицей надо помнить, что в четырехзначных номерах первая цифра
обозначает вогнутость в процентах, вторая — местоположение максимальной вогнутости в десят-
ках процентов хорды от носика, две последних цифры—-относительную толщину в процентах.
В пятизначных номерах первая цифра соответствует приближенному значению вогнутости, вто-
рая и третья—удвоенному расстоянию максимальной вогнутости от носика в процентах хорды,
две последних цифры — относительной толщине в процентах.
Таблица 13422—1
Распределение профилей по группам сеток NACA для расчета <%. сеч тах
№
труп-
пы
Класс В
Класс С
Класс D
Класс Е
0009
2 2409
2509
2409
2309
4509
4409
4409
6509
4309
6409
6409
6309
0012
2412
4412
6412
2712
2612
2512
2412
2312
2212
0015
0018
4712
4612
4512
4412
4312
4212
0021
6712
6612
6512
6412
6312
6212
23009
2415
2515
2415
2315
4515
4415
4415
4315
63009*
6515
6415 6415
6315
23012
23015
43012
43015
63012
2418
4418
6418
2518
2418
4518
4418
4318
6518
6418
6318
2421
4421
6421
0025
2521
2421
4521
4421
4321
6521
6421
6321
,23018
23021
43018
43021
63015
63018
0
3
4
5
6
7
8
8318
63021
Пользование сетками NACA осуществляется следующим образом. В ос-
нову берется значение с^сеч max, измеренное при каком-либо Re3(i) = Re1. Сетки
дают приращение Д%Сеч max, вызванное переходом от Rei к другому значению
Re = Re2. Расчет производится по формуле:
Су сеч max (Re2)— % сеч max(RCj) сеч max (Re,)+сеч max (Re2).
В табл. 13422—11 приведено распределение различных профилей по группам сеток.
64
Расчет сутм
13422-13423
Таблица. 13422—11
Распределение различных профилей по группам сеток для расчета с чшах
IZ я Класс А № груп- пы Класс В Класс С Класс D Класс E
0 — —
1 В—8% RAF-34—8% В-120/о RAF-34—12,66% — —
BS- 80/0 2 D-2—8% Clark-YH—8% RAF-38—8% RAF-38—12,66% В—16% RAF-34—16% __
BS—12о/о Профили NACA с относитель- 3 Clark-Y— 3»/0 D-2—11% Clark-YH—11% Clark-Y—10% Clark-YH—14% RAF-38—16% —
иой толщиной 7 = 6«/о 4 — Gottingen 436" D 2—140/0 Clark-YH-14% B—20% D-2—17% Clark-YH - 170/0 RAF-34—20%
5 — Gottingen 532 USA 35В Gottingen 398 Gottingen 413 D-2-20% RAF-38-20<%
6 — — Gottingen 387 Clark-YH—20% Clark-Y-18% USA-35A
Пример расчета су сеч гаах
Вычислим изменение с сеч шах для профиля Clark-YH — 11%. По атласу профилей (см.
„Атлас аэродинамических характеристик профилей крыльев"—Б. А. Ушаков, П. П. Красильщиков,
А. К. Волков, А. Н. Гржегоржевский. ЦАГИ, изд. БИТ НКАП при ЦАГИ. 1941, стр. 105) находим
значение вогнутости профиля /=2,637; профиль относится к группе С-3 (табл. 13422—II).
По атласу (стр. 108) су сеч тах = 1,280 для Кеэф = 2 X 10».
Определяем по графику фиг. 13422 (кривая С-3) значения Д%сечтах для разных значений
числа Re.
Вычисляем разность
А = Д<уСеч max (Re) - S сеч max (Re = 2 X 10»)
и определяем
<у сеч max = су сеч max (Re = 2 X 10е) + А:
Re 1 X 10» 2 X 10» 3X io» 4X 10» 5 X 10» 6 x io» 7 X 10» 8 X Ю»
Др сеч max —0,440 -0,290 -0,190 -0,120 -0,075 —0,040 -0,015 0
A -0,150 0 0,100 0,170 0,215 0,250 0,275 0,290
cy сеч max 1,130 1,280 1,380 1,450 1,495 1,530 1,555 1,570
Определение максимальной подъемной силы профилей со щитком
13423
Отклонение щитка приводит к увеличению подъемной силы сечения и
изменению угла нулевой подъемной силы.
Значения приращения максимального коэфициента подъемной силы сече-
ния (ДСусечтах) для профилей серий ЦАГИ-В, ЦАГИ-BS, ЦАГИ-1В10, RAF-34,
9
65
13423
Расчет cymax
NACA22, NACA24, NACA 230, RAF-38, Clark-YH, при хорде щитка = 0,20 и
#cp. г
при отклонении на угол 8Щ = 60° определяются по графику фиг. 13423—I.
Для профилей других серий, если не имеется экспериментальных мате-
риалов, можно пользоваться кривой с надписью „средняя*1 того же графика.
Для перехода к другим углам отклонения щитка можно пользоваться
следующей табличкой:
8” 0 5° 10° 15° 20° | 25° 30° 35° 40° 45° 50° | 55° 60°
1 еч шах Д"су сеч max (Sm = 60°) 0 0,16 0,30 0,44 0,57 0,67 0,75 0,82 0,88 0,93 0,96 0,99 1,0
Следует иметь в виду, что для профилей средней толщины увеличение
относительной хорды щитка сверх 0,2 практически не отражается на величине
&Су сеч max при 8Щ — 60°. Уменьшение относительной хорды щитка на 0,01 ведет
к уменьшению ДСусечтах на 0,01 при 8щ=60о. При малых углах отклонения
щитка (бщ = 15°-:- 20°) уменьшение Дгусечшах может оказаться несколько боль-
шим, доходя до 0,015—0,020, при уменьшении относительной хорды щитка
на 0,01.
66
Расчет сут^
13423-13431
Приращение Дсусечшах обычно от числа Рейнольдса не зависит. С ростом Re
возможно некоторое возрастание Дб>Сечтах в тех случаях, когда кризис обте-
кания наступает на исходном и механизированном профилях при различных
Изменение угла нулевой подъемной силы сечения Дащ (выраженное в радиа-
нах) для профилей серий В, BS, ЦАГИ-1В10, NACA 22, NACA 230, RAF-34,
RAF-38 и Clark-YH, при отклонении щитков на 60° и относительной хорде
щитка ^-—0,20, дано на фиг. 13423—II. Для перехода к другим углам откло-
#ср. г
нения 8Щ можно пользоваться табличкой переходных коэфициентов:
6 щ 0 5° 10° 15° 20° 25° 30° 35° 40° 45° 50° 55° 60°
Даш Чц 0Щ = 6О°) 0 0,12 0,22 0,32 0,41 0,50 0,60 0,67 0,75 0,82 0,88 0,95 1,0
а для перехода к другим относительным хордам щитка приближенно можно
считать, что изменение хорды щитка на 0,01 ведет к изменению Дащ на 5%
при 8Щ = 60°.
В случае профилей других серий значения Дащ определятся по прибли-
женной формуле, приведенной в 13123.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАКСИМАЛЬНОГО КОЭФИЦИЕНТА ПОДЪЕМНОЙ 13430
СИЛЫ КРЫЛЬЕВ
Расчет Сушах аэродинамически плоских крыльев 13431
#(?)
Предварительно определяются значения относительных хорд -у-, отно-
сительных толщин сечений с (?) и чисел Рейнольдса Re (?) для значений
67
13431
Расчет су шак
z = изменяющихся через 0,1 по длине крыла, а также в„ точке z — 0,95.
Определяются значения сусечшах, как указано в 13420.
Для профилей серий В, BS, ЦАГИ-I BIO, RAF-34, RAF-38, Clark-YH, NACA 22, NACA 230,
NACA 24, NACA 44 и NACA 00 значения с сеч lnax определяются непосредственно по графикам
фиг. 13421- I—IX или но атласу характеристик сечения (13713).
Определяются значения Рсеч в зависимости от формы крыла в плане
с помощью графиков для Гпл, приведенных в 13121, по формуле
х.1 ____Г г
у сеч ь (г) •
Таблица 13431
Для расчета с^шах составляется таблица (табл. 13431).
2г г = Г b(z) ^ср. г С (Z) Re (г) при у г расч Су сеч max Г „л Р у сеч С у сеч max
С1 у сеч
1 2 3 4 5 6 7 8
0,0 Определяются по Определяется См. См. (6) (5)
0,1 0,2 0,3 0,95 чертежам крыла в зависимости от скорости и высоты полета 13420 13121 (2) (7)
Строится график изменения отношения
по размаху
Су сеч max
крыла и со-
у сеч
гласно 13413 определяются значения су ( и с* (см. фиг. 13413—1).
равна 0,1 то cvmax и акр крыла считаются
Если разность с* — су\ меньше или
равными:
Су шах — Cyl > акр —
Если разность с* —j больше 0,1, то для определения cVmax и aKp крыла
производится расчет по второму этапу.
Второй этап
По графику фиг. 13431 с учетом местных значений числа Рейнольдса
находится значение 7Сеч и по формуле, приведенной в 13413, или графическим
интегрированием определяется среднее значение величины ’/-сеч в области срыва,
охватывающей 50% размаха (см. фиг. 13413—II).
ПРИМЕЧАНИЕ. Величина у_сеч характеризует относительную скорость изменения
подъемной силы сечения за су сеч,тах- она определяется как отношение среднего наклона
кривой су сеч по а за су сеч тах к наклону кривой су по а на линейном участке. Для профи-
лей данной серии -/_сеч зависит главным образом от числа Рейнольдса. На графике фиг. 13431
приводятся осередненные по относительным толщинам значения усеч для различных серий
профилей.
Затем вычисляется кривая &рыва(£у), находится величина коэфициента суП
и, но формулам, приведенным в 13411, определяются значения^ у шах И ОСкр крыла.
68
Расчет сут^
13431—13432
Расчет закрученных крыльев
Вычисляются по сечениям крыла значения отношения
С у сеч max Дсу 3
13432
Су сеч
величины определяются:
Входящие в это отношение
—как указано в 13420,
— как указано в 13431,
— с помощью графиков
сеч max
СХ
у сеч
для Г3 , приведенных в 13122, по формуле
69
13432—13433 Расчет %Шах
, Строится график изменения отношения Су ссч ша1х--------по длине крыла и
согласно 13413 определяются значения су\ и с*. Если разность меньше или
равна 0,1, то % max и акр крыла считаются равными:
- „ . „ СУ I
Су max — Су I J #кр — ~
Если же разность с*— cyi больше 0,1, то для определения су тах и аир про-
изводится расчет по второму этапу, который в данном случае не отличается от
расчета плоского крыла (см. 13431).
13433 Расчет крыла с отклоненными щитками
На крыле со щитками, расположенными на части размаха, кривая распределения суСечшаХ)
построенная в предположении сохранения плоских характеристик сечений, имеет разрыв на границе
щитка. Значение максимального коэфициента подъемной силы сечения с одной стороны границы
щитка равно Су сеч тах + ДСу сеч тах , а с другой стороны границы щитка это значение равно
су сеч max* В действительности же благодаря сильному взаимодействию между сечениями крыла
этот разрыв устраняется. Значение максимального коэфициента подъемной силы сечения в обла-
сти щитка оказывается меньше значения су сеч тах ф- Дсу сеч тах , а вне щитка — больше су сеч тах .
Уменьшение максимального коэфициента подъемной силы сечений в области щитка и увеличение
максимального коэфициента подъемной силы сечений вне щитка определяются главным образом
относительной длиной щитка.
Распределение вдоль размаха максимального коэфициента подъемной силы
сечений на крыле со щитком определяется по формуле:
Су сеч max (*) = Су сеч max (г)+Г(г) к су сеч max
где Cj,сеч max — максимальное значение коэфициента подъемной силы сечения без
щитка (об определении су сеч max см. 13420).
Функция T(z) учитывает изменение су сеч max на крыле со щитком, обуслов-
ленное перетеканием и выравниванием давления вдоль по размаху крыла.
Функция T{z) определяется по графику фиг. 13433 — 1.
ПРИМЕЧАНИЕ. На графике фиг. 13433—I дано изменение функции T(z') по длине
крыла для различных относительных длин щитка при сужении 2 4 и удлинении
5 % X % 7 крыльев. Построение функции 7'(а) для щитков промежуточных длин произ-
водится интерполированием. Функция Т (а) для щитков, расположенных по всему размаху
крыла, равна единице. Функция Т (г) для несплошных щитков определяется, как разность
соответствующих функций Т'(2) для сплошных щитков. Например, функция 7'(а) для щитка,
расположенного от 10% до 65% длины крыла, равна
т (2) = Тб5"/„ (2) - W г). .
Приращение максимального коэфициента подъемной силы сечения ксу сеч max(z),
вызванное отклонением щитка, определяется, как указано в 13423.
Значения Д%щ определяются с помощью графиков для Гщ, приведенных
в 13123, по формуле
Д Су Щ = Гщ Д ССщ , ,₽ . ,
где Дащ — изменение угла нулевой подъемной силы, вызванное отклонением
щитка (в радианах).
Величина Дащ определяется, как указано в 13423.
ПРИМЕЧАНИЕ. Величина Г (а) для несплошного щитка равна разности соответствую-
щих величин Гщ (а), вычисленных для сплошных щитков. Например, значение Гщ (а) для
щитка, расположенного от 10% до65% по длине крыла, равно
! щ (г) — Г65% щ(г)— ГЮ°/0 щ (г)*
70
Расчет
13433
Фиг. 13433-
71
13433
Расчет cvmax
Значения Гщ (г) для щитков малых относительных длин приведены на графике
фиг. 13433 — II.
При наличии закрученности следует из £>цсечтах (определенных для крыла
Результаты расчета сводятся в таблицу (табл. 13433).
72
Расчет cymax 13433
Если разность су—су1 меньше или равна 0,1, то за Сд,тах и акр крыла со
щитком принимаются величины
I
Су max — Су ) И ОСкр-*
Если разность су — су} больше 0,1, то для определения Cj,max и акр крыла
со щитком производится расчет по второму этапу.
Второй этап
На крыле со щитком распределение ХСеч по размаху крыла (обозначаемое в
дальнейшем у“ч) вычисляется по формуле
'/"еч — Zce4 4~ Т 4) ДХсеч.
Значения Zce4 определяются, как указано в 13431, значения T(z) опреде-
ляются, как указано в 13433. Через ДХсеч обозначено приращение величины 'Zce4,
вызванное отклонением щитка. Значение ДХсеч определяется по графику
фиг. 13433—III.
ПРИМЕЧАНИЕ. Величина ДХ не зависит от относительной толщины профиля
и числа Рейнольдса.
Затем определяется 7ср— среднее значение величины Х«ч — Хсеч 4- T(z) ДХсеч
в области срыва, охватывающей 50% размаха крыла, так же, как и в случае
крыла без щитка, посредством графического интегрирования или по формуле,
приведенной в 13410.
В остальном расчет крыла со щитками ничем не отличается от расчета
крыла без щитков: по кривой отношения щ вычисляется кривая
__ 4сеч
5 срыва (<у), находится величина cyil (см. 13413) и по формулам 13411 опреде-
ляются Су шах и акр крыла со щитком.
10
73
13434—13437 Расчет Сухат
13434 Замечание о расчете сут^ крыла с закрылком
<
Расчет сутах крыла с закрылком производится так же, как расчет Сушах
крыла со щитком (13433). Значения Acvce4max и Да закрылка следует брать из
экспериментов с закрылками рассматриваемого типа. Поправки к распределению
циркуляции определяются в соответствии с графиками изменений циркуляции,
вызванных отклонением щитков. Распределение Су сеч шах на крыле с закрылками
определяется так же, как и на крыле со щитком, с помощью функции T(z).
13435 Замечание о расчете сутах крыла с предкрылком
Расчет су тах крыла с предкрылком производится так же, как расчет неме-
ханизированного крыла (13431). Значения су сеч шах в области крыла, на которой
нет предкрылка, определяются, как указано в 13431, а в области крыла, на
которой находится предкрылок, значения Сусечтах берутся из экспериментов
с предкрылками данного типа.
При отсутствии надежных экспериментальных данных по Су сеч шах про-
филей с предкрылками величину Сушах крыла с предкрылком можно прибли-
женно считать равной наименьшему значению отношения в области
Су сеч
крыла, на которой предкрылка нет. Вычисленный таким способом cyfflax будет
всегда несколько меньше действительного су тах крыла с предкрылком.
13436 Замечание об определении Су тах крыла по данным испытания
его модели
В тех случаях, когда имеется экспериментальный материал по испытаниям
модели крыла в малых аэродинамических трубах, для определения Сушах крыла
со щитками или закрылками в натурных условиях можно применять следующий
приближенный прием. Имея в виду, что разница между су шах крыла без меха-
низации и Сушах крыла со щитками или закрылками обычно мало зависит от
числа Рейнольдса, определяют эту разность ДСушах по испытаниям модели в ма-
лых аэродинамических трубах на небольшом числе Рейнольдса и подсчитывают
для натурного числа Рейнольдса Сушах крыла без механизации (13431—13432).
Тогда Сушах крыла со щитками или закрылками в натурных условиях можно
считать приближенно равным:
Су max (Re) = су шах (Re) -ф- Д Су шах (Reэксп)’
со щитком без щитка •
13437
Пример расчета
В табл. 13437—1 и на графиках фиг. 13437—I — III приведены результаты расчета cyraax, “кр
и кривой Су по а трапецевидного крыла со следующими данными. Крыло состоит из профилей
серий В и NACA 44: профили серии В — от корневого сечения до 30% длины крыла, между
30% и 50% длины крыла — переходная область, с 50% до конца — профили серии NACA 44.
Отсек крыла, состоящий из профилей NACA 44, закручен на 3° так, что крыло в целом является
аэродинамически плоским.
Сужение крыла -q = 2,0.
Удлинение крыльев Л — 5,5.
Корневая хорда Ьк = 2 м.
Средняя геометрическая хорда & г = 1,5 м.
Концевая хорда &конц = 1 м.
Относительная толщина профиля у корня крыла ск=15%. Относительная толщина про-
филя у конца крыла сконц=10%. Щиток с вырезом занимает 50% длины крыла; ои распола-
( \
гается между 10% и 60% полуразмаха крыла I =60°; —у =0,2 1. Скорость полета 40 м/сек.
74
Расчет сут.„
13437
75
13437
Расчет cymax
Сначала определяем су тах и акр крыла без щитка. Заполняем столбцы 2—8 табл. 13437—1 •
найденными значениями необходимых для расчета величин (см. 13431). Строим график изменения
Q
отношения —(восьмой столбец табл. 13437—1) по длине крыла (фиг. 13437—-I) и опре-
су сеч
деляем, как указывалось в 13413, значения су j и £*. Из графика фиг. 13437—1 видно, что раз-
ность — су1 = 0,28 оказывается больше 0,1; поэтому для определения су тах и акр крыла
переходим к расчету по второму этапу.
Т а б л и ц а 13437—I
Без щитка Со щитком
— 2z г ~ 1 »(z) С (Z) Re (г) при ^расч су сеч шах Г 1 пл 1 су сеч су сеч шах у сеч Т (г) Дс “\усеч max сщ у сеч шах Гш ^Су щ Щ — с_усеч max -Асу 1 щ — 1 су сеч max ~~ с'у сеч 1
^ср. г
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15
0 0,1 0,2 0,3 °-4. 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 0,95 1,33 1,27 1,20 1,13 1,07 1,00 0,93(5) 0,87 0,80 0,73 0,70 15,0 14,7 14,4 14,0 13,7 13,3 12,8 12,2 11,6 10,9 10,4 5,48X10» 5,20x10“ 4,92x10“ 4,65X10» 4,40X10» 4,10x10“ 3,83x10“ 3,58X10“ 3,30X10“ 3,03X10» 2,90x10“ 1,35 1,34 1,34 1,33 (о) 1,49 1,64(5) 1,63 1,61 1,58 (5) 1,54 (5) 1,51 1,272 1,262 1,236 1,189 1,130 1,059 0,981 0,899 0,803 0,651 0,515 0,958 0,995 1,030 1,052 1,055 1,059 1,050 1,032 1,002 0,891 0,735 1,41 1,35 1,39 1,27 1,41 1,55 (5) 1,55 1,56 1,58 1,73 (5) 2,06 0,58 0,56 (5) 0,71 0,81 0,81 0,74 (5) 0,62 0,32 (5) 0,23 0,20 0,20 1,14 1,95 1,13 1,98 1,12 2,13(5; 1,10 2,22(5) 1,04 2,33 1,03 2,40 1,01 2,25 0,98 1,93 0,94 1,80 0,89 >,72(5) 0,85 1,68 -0,275 -0,082 0,680 1,112 1,054 0,730 0,160 -0,960 —1,175 -1,040 -0,794 -0,056 -0,017(5) 0,153(5) 0,267 0,267 0,198 0,046 -0,299 -0,398 -0,386 —0,307(5) 2,00 (5) 2,09 2,00 2,01 1,98 (2) 1,92(5) 1,95 (8) 1,86 2,06 1,95(5) 2,20 2,09 2,20 2,09(5) 2,23 2,16 2,19 (8) 2,19 2,11 2,37 1,987(5) 2,71
76
PcLCHSlTL Су raax
13437
Второй этап
В области срыва, охватывающей 50% полуразмаха крыла, строим распределение хсеч(г)
(фиг. 13437—1). Среднее значение этой величины определяем по формуле, приведенной в 13413.
На участках 0<z%0,3n 0,3 < z 0,5 величина Хсеч изменяется линейно, поэтому, принимая
= 0,3; Д/2'=0,2,
будем иметь:
Хсеч (1) = - °>63; Хсеч (2) = ~ °'48-
Тогда по формуле, приведенной в 13413, получим:
_ Хсеч (1) + Хсеч(2)Д'г
Лер — = — 0,57.
Y
с
„ Д'сеч max —
. Но кривой —1-----— определяем согласно 13413 границы области срыва zx «и z0, для значе-
Су сеч
ний су (фиг. 13437—I), и по формуле
8срыва ( су ) = 3 I4 " (г1 + го)]
вычисляем относительную площадь крыла, охваченную срывом (табл. 13437—II). Полученная зависимость Зсрыва от су показана иа графике фиг. 13437—II (ощ = 0). По кривой ЗсрЫва (fy) согласно 13413 определяем Таблица 13437 II су п> Для этого находим то значение^, при котором V (г 1 ПЛ ПИЯ
С —У *0 «1 *^срыва (fy) ~ срыва 11/ 8 срыва (су ll) - 1 — Хср - 1 _|- 0,57 “ °’637' Как видно из фиг. 13437—II, величина су п оказы- вается равной 1,55. Так как 5ср1ява (су) не является в интервале cyi<Jy<cyn линейной функцией то су тах и «кр определяем по формулам (см. 13411): 1,55 су max = i.55 — !>57 J 8срыва (fy) d£y> 1,27 1,55 акр = 5'73 -а-'- по правилу трапеций или графическим интегрированием. 'ЛОЙ
1,27 1,35 1,40 1,45 1,55 1,65 3 Л 0 01 0 0 /о (0 0 качение Тожио в 0 0,36 0,39 0,425 /0,5 (0,7 0,86 интегра оспользо 0 0,31 0,47 0,51 1о,58 (0,77 0,90 ла находится ваться форм}
су 11
8срыва (fy) ^£у 8 срыва (1) &су (1) 4“ 8 срыва (2) ^су (2) i ’ •' • 8 срыва (п~)^су (га)’
су I
где ДСу,— интервал, на котором $срыва может считаться линейной функцией^;
S срыва (i) ' полусумма значений ScpbJBa на концах Z-ro интервала.
Принимая в данном случае (фиг. 13437—11)
ДСу(1) = 1,4— 1,27 = 0,13, Дсу(2)= 1>55 - 1,4 = 0,15,
найдем
8 срыва (1) = 0,23, 8 срыва (2) = 0,53,
откуда
1,55
f 8сры ва (fy) ^у = 8 срыва (1)Дсу (1) + 8 срыва (2)Дсу (2) =
1,27
Для вычисления акр определяем, как указано в 13212, величину наклона линейного участка
кривой су по а.
Для крыла без щитка с..оичательно получаем:
^тах=1,38; - у «кр = 21% 7.
77
13437-13442
Расчет cymax
Для определения с^тах и акр крыла со щитком заполняем остальные столбцы (с 9 по 15)
табл. 13437—I найденными значениями необходимых для расчета величин. Затем строим график
сщ — ДС
изменения отношения ------------,----------(15-й столбец табл. 13437— 1) по длине крыла
су сеч
(фиг. 13437—III). Так как в данном случае разность с— с*, ( — 0,24 оказывается больше 0,1, то
для определения сутлх и акр производим расчет по второму этапу.
Второй этап
В области срыва, охватывающей 50% длины крыла, строим согласно 13433 распределе-
ние х«ч (фиг. 13437— Ш). Среднее значение этой величины, подсчитанное по формуле, приве-
денной в 13413, получаем равным
Хер = - 1.86.
Строим кривую 5срь1Ва (су) (см. фиг. 13437—II, при = 60°) и определяем су[[: находим то
значение су, при котором
$ срыва (су п ) = 1 _ = 0,85.
Так как 5срыва(Сд,) в интервале Су1<^Су<^Су[[ может считаться линейной функцией су
(фиг. 13437—II), то сугаах и акр определяем по формулам (см. 13411):
На фиг. 13437—II приводятся также кривые су по а крыла (без щитка и со щитком),
вычисленные по формулам, приведенным в 13414.
13440 ОЦЕНКА tymax И акр САМОЛЕТА
13441 При оценке Cj,max и акр самолета по cvmax и акр изолированного крыла,
рассчитанных, как указано в 13431—13436, необходимо иметь в виду следующее:
При неотклоненных щитках или закрылках cj,max и акр самолета обычно
мало отличаются от таковых для изолированного крыла.
ПРИМЕЧАНИЕ. Однако на самолетах с моторами воздушного охлаждения или при
плохом сочленении крыла с фюзеляжем вследствие ухудшенного обтекания центральной
части крыла с mex самолета может оказаться меньше изолированного крыла на 5—7%.
При отклоненных щитках или закрылках Cj,max и акр самолета обычно на
6 — 8% меньше Сутах и акр изолированного крыла со щитками или закрылками.
14442 Разница между сутах изолированного крыла и сутах самолета, а также
разница между акр изолированного крыла и акр самолета обычно мало зависит
от числа Рейнольдса. Поэтому, определив эту разность по испытаниям модели
самолета и крыла в аэродинамической трубе на небольшом числе Рейнольдса
И ПОДСЧИТАВ Су max И ОСкр изолированного крыла (по 13431 — 13436) для натурного
числа Рейнольдса, можно сутах и акр самолета в натурных условиях считать
приближенно равными:
с’^1шах самолете ~ СУ гаах кРыла (^е) ^СУ (Кеэксп )‘,
Якр!самолета = “«Р- кРыла (^е) Н~ ^Р (^е эксп)’
ПРИМЕЧАНИЕ. Чтобы избежать при определении су тах и акр самолета ошибок,
обусловленных переходом (на малых числах Рейнольдса) ламинарного отрыва пограничного
слоя в турбулентный отрыв, испытания следует производить на числах Рейнольдса порядка
2 X 106 и больше.
РАСЧЕТ ПОЛЯРЫ КРЫЛА
Изложенный метод построения поляры крыла пригоден только для тех
скоростей полета, при которых на крыле не возникает волнового кризиса.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ КОЭФИЦИЕНТОВ сх и ср
Коэфициент лобового сопротивления крыла определяется как сумма
сх = сх min ~Г схр сх1 >
где Асхр — приращение коэфициента профильного сопротивления, вызываемое
увеличением су,
Cxi — коэфициент индуктивного сопротивления,
Crmin — минимальный коэфициент лобового сопротивления в первом прибли-
жении; принимается равным сумме
с ( 1 — + (см. 13350).
\ 1
Приращение коэфициента профильного сопротивления Ьсхр является
функцией отношения
~ __ су су opt
L-y шах Ъу opt
Здесь су opt — оптимальный коэфициент подъемной силы (при схр min);
Су max — максимальный коэфициент подъемной силы (см. 13514).
Зависимость Асхр = /(г?у) в виде некоторой средней для наиболее употре-
бительных профилей (NACA 230, NACA 44, Clark-YH, RAF-34 и др.) кривой
представлена на фиг. 13511.
13500
13501
13510
13511
Для профилей, существенно отличающихся от перечисленных выше своими
очертаниями, возможны некоторые отклонения от средней-кривой, приведенной
79
13511-13521
Расчет поляры крыла
на фиг. 13511. Однако этим обстоятельством в аэродинамическом расчете и
расчете на прочность можно пренебрегать. Если коэфициент cv opt профиля
неизвестен, то приближенно его можно принимать равным 0,25 (за исключением
симметричных профилей, для которых CyOpt = 0).
13512 Коэфициент индуктивного сопротивления cxt крыла заданной формы в плане
с учетом влияния фюзеляжа и моторных гондол следует определять по формуле:
1
где Si — сумма площадей подфюзеляжной части крыла и частей крыла, занятых
моторными гондолами. Значение 3- см. 13213.
13513 Значение су на прямолинейном участке кривой cy—f(a} определяется, как
указано в 13201).
13514 Значение СуШах определяется, как указано в 13400.
13515 Расчет рекомендуется производить в следующей последовательности:
1 Су 0 0,1 0,2 0,3 I . . . су шах
2 СУ су opt
3 Су
4 ДСд.
5 с2 су
6 cxi
7
13520 ПОСТРОЕНИЕ ПОЛЯРЫ
13521 Разметку углов атаки на кривой cx=f(cy} следует производить с помощью
кривой cy—f(a), полученной для крыла.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОСНОВНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ 13600
ХАРАКТЕРИСТИК КРЫЛА ПРИ БОЛЬШИХ СКОРОСТЯХ ПОЛЕТА
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОСНОВНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК 13610
ПРОФИЛЯ ПРИ БОЛЬШИХ СКОРОСТЯХ ПОЛЕТА
Нижеприведенные формулы позволяют определять характеристики профиля 13611
крыла при больших скоростях потока (отмечаются индексом „сж“ — с учетом
сжимаемости воздуха) по значениям соответствующих характеристик, опреде-
ленных при малой скорости ^отмечаются индексом „несж“—сжимаемость воз-
духа не учитывается).
Формулы справедливы для крыловых профилей любой толщины при углах
атаки, соответствующих линейному участку кривой су по а.
Формулами допускается пользоваться при Ма Ма кр -ф- 0,1. Значения Макр
для различных профилей даны кривой на фиг. 13611 в зависимости от величины
минимального коэфициента давления (рттнесж), соответствующего малой ско-.
роста.
В большинство формул помимо числа Маха входит величина к, числовое 13612
значение которой зависит от геометрических параметров профиля и су.
Для практических расчетов допустимо пользоваться осредненными зна-
чениями величины k. Значения k2 приведены на фиг. 13612 в зависимости от
13612-13613
Характеристики крыла при большой скорости
числа Маха для различных значений су и для различных значений эффективной
относительной толщины профиля с* [%].
ПРИМЕЧАНИЕ. Эффективная относительная толщина профиля подсчитывается по
формуле:
7. =7+0,17/2,
где с — относительная толщина профиля в процентах хорды;
/—относительная вогнутость средней линии (или осевой дуги) профиля в процентах
хорды.
13613 Формулы для определения аэродинамических характеристик при больших
скоростях полета (см. 13611 и 13612):
I
Коэфициент подъемной силы
______________ Су несж г
Наклон кривой подъемной силы
fdcy\ ______fdcy\ k_________
\d* Лж ~ /несж /1 — Ma2 '
Угол нулевой подъемной силы
еж == &0 несж •
82
Характеристики крылй при большой скорости.
13613-13621
Коэфициент момента
Коэфициент момента профиля крыла относительно передней кромки
определяется по формуле:
Ст сж — [ 0тв “4
UCт \ К ____ Ст несж
^7 7несж уТ^м? ~ уТ-ма2
№.
При cy = Q коэфициент момента равен:
„ £тонесж
Ста сж — ~~г--— „
/1—Ма2
Л2;
в частности, стоСЖ = 0 при стоНеСж = О.
Наклон кривой коэфициента момента профиля крыла
/&Ст\ __ (&С„\ р
\^СУ / сж \dCy /несж
Центр давления
Положение центра давления при заданном значении cv определяется по
формуле:
~____х____7—7 — Ст°несж_________________|_ f
b о Jсж Су сж 1 — Ma2 \dcy)несж
Положение центра давления при заданном угле атаки (или заданном значе-
нии б-унесж) определяется по формуле:
V — 7 Ст° -4- ь
- д \ с ' de I
\ СУ иьУ J несж
Смещение центра давления
Смещение центра давления назад вдоль хорды профиля при заданном
значении с определяется по формуле:
____&2____ Ста несж
У 1 — Ма2 ) 'СУ сж
//У/' \
/несж
Смещение центра давления назад вдоль хорды профиля при заданном
угле атаки (или заданном cv несж) определяется по формуле:
длд-(^-1)7^+^7 .
\ У /несж
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОСНОВНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК 13620
КРЫЛА ПРИ БОЛЬШИХ СКОРОСТЯХ ПОЛЕТА
Аэродинамические характеристики крыла конечного размаха при больших 13621
числах Маха полета следует определять, пользуясь обычно принятой схемой
(dcy\
Прандтля; при этом величину a0 = l-^- I следует брать равной
Uq несж г
83
13621-13622
Характеристики крыла при большой скорости
Приведенные в 13620 формулы для определения характеристик крыла при
большой скорости по соответствующим характеристикам, отвечающим малой
скорости, получены этим способом.
ПРИМЕЧАНИЕ. Индексом „сж“ обозначаются величины, определяемые с учетом
сжимаемости воздуха (полет на больших скоростях, при больших числах Маха), а индексом
„несж" — определяемые без учета сжимаемости воздуха.
Формулами можно пользоваться при Ма Макр —|—0,1, где Макр — крити-
ческое число Маха в сечении, соответствующем средней геометрической хорде.
Величину Макр можно определять по кривой фиг. 13611, пользуясь значе-
ниями минимального коэфициента давления (ртынесж), соответствующими малой
скорости.
Значение Макр в сечении по размаху крыла для серии профилей ЦАГИ-В, BS,
IB 10, Clark-YH, NACA 22, NACA 230^ RAF-34 и RAF-38 в первом приближении
можно определять по графикам фиг. 13341—II.
13622 В большинство формул помимо числа Маха входят величины k и р.
Значение k может быть определено для эффективной толщины профиля
крыла, соответствующего средней геометрической хорде крыла, с помощью
графика фиг. 13612.
Значение р может быть определено по графикам фиг. 13622—I—III или по
формуле:
о А = + а°
м if а<> ь
УГ- Ма2
где Ащ —первый коэфициент в разложении циркуляции (AJ в тригонометри-
ческий ряд при удлинении
. . /1—Ма2
тм—значение т по Глауэрту при удлинении \м.
Фиг. 13622-1
84
Характеристики крыла при большой, скорости
13622
Фиг. 13622—II
85
13623
Характеристики крыла при, большой скорости
13623
Коэфициент подъемной силы
& «
СУ сж — С V несж г-——- р.
у 1 — Ма
Наклон кривой подъемной силы
/”dcy \
\ / сж
dcv \ k
_JL —-----------й
. ^/несжУ'1 —Ма2‘
Для определения с^еж и «сж можно пользоваться непосредственно гра-
Су СЖ ^СЖ
фиками фиг. 13623—I—II, на которых представлены кривые -------------- и -----
Су несж Янесж
в функции числа Маха для крыльев различных удлинений.
Угол наклона кривой подъемной силы крыла
сж----«0 несж>
86
Характеристики крыла при большой скорости
13623-13624
Коэфициент момента крыла
13624
Коэфициент момента крыла относительно оси, проходящей через переднюю
кромку центрального сечения, отнесенный к средней геометрической хорде,
определяется по формуле:
(, I Г Л J А
mKk -г Г "о" tg X ) Су несж =
о ср. г z J у 1-—-Ма3
2
— -- I Ст сеч несж kcw^b^dZ О Кчм lg X1
bcp.tS /1-Ма3 J /1-Ма2
о
Значение определяется, как указано в 13214; значение о—значе-
ния k в сечениях крыла при су~0; значение Кзм— значение (см. 13224) для
87
13624
13626
Характеристики крыла при большой скорости
. 1 У 1 — Ма2 , , ..
удлинения лм = л----------, / — угол стреловидности крыла (см. 13214); в этой
К
формуле изменением у под влиянием сжимаемости пренебрегается.
Наклон кривой коэфициента момента
dcm \
dcy / сж
t'cp. V £ J
13625
Коэфициент индуктивного сопротивления
Коэфициент индуктивного сопротивления при заданном значении сусж крыла
определяется по формуле
__1+8 2
Cxi сж — Су сж •
Коэфициент индуктивного сопротивления при заданном значении угла
атаки (или заданном значении суНесж) определяется по формуле:
Cxi сж — СХ1 несж
1 — Ма2
13626
Распределение циркуляции и коэфициента подъемной силы
по размаху крыла
Плоские трапецевидные крылья
Распределение циркуляции при заданном числе Маха в форме Гпл =
= у сеч берется по графикам фиг. 13121.
СуОср. г
Значение Су сеч. сж при заданном угле атаки или заданном значении сунесж
крыла определяется по формуле:
—
Су сеч. сж — Су сеч. несж г-- Р.
/1 - Ма2
При заданном значении сусж определяется по формуле
„ ____г ^ср- г „ _ г г О
''У сеч. сж — 1 пл ^у сж — I пл ~$д~ *
Закрученные крылья
Дополнительная циркуляция от закрученности определяется по формуле
(см. 13114 и 13122):
k
Гз. СЖ Гз. м -----_—,
/1 — Ма2
г ; . /1— -Ма2
где Г3.м — величина 13 при лм = л.----------
Приращения коэфициентов подъемной силы в сечении определяются по
формулам:
. Л « Г3. СЖ . о &ср. г
А Су з. сж 7е ^£у з р" ИЛИ &Су з, сж з. с ж .
88
Характеристики крыла при большой скорости.
13626-13628
Крыло с отклоненными элеронами
Дополнительная циркуляция, вызванная отклонением элеронов, опреде-
ляется по формуле (см. 13115 и 13124):
Гэ. сж Гэ. М
k
т^ма2 ’
г- г , К 1 -Ма3
где Гэ. м — величина Гэ при ----------т----.
Пт
Приращения коэфициентов подъемной силы в сечениях по размаху крыла
определяются "но формулам:
Л Л Гэ.,сж Ьср. г
ДСу э. сж — ДСу э р- ИЛИ Дсу э сж — Гэ. сж ,
где Да’ — эффективный угол атаки от отклонения элеронов.
Крыло, вращающееся относительно продольной оси
Дополнительная циркуляция, вызванная вращением крыла относительно
продольной оси, определяется по формуле (см. 13116 и 13125):
где Гш м — величина Гш при = k
/1 — Ма3
k
Приращения коэфициентов подъемной силы в сечении по размаху опреде-
ляются по формулам:
* Л Л Гц> СЖ А Л ____ р ^ср. г
АС у (О СЖ-Д Су ш г ИЛИ Д Су Ш сж - 1 Ш СЖ ~ - 2 у
Истинные углы атаки по размаху крыла
13627
Истинные углы атаки по размаху крыла для плоских крыльев при задан-
ном значении сусж определяются по формуле:
__ ^ср. гг |/ 1 — Ма2
^ИСТ. СЖ - А пл Су сж--------7----- ,
До несж и к,
а при заданном угле атаки (или ему соответствующем tj, кр. несж) — по фор-
муле:
“нет. сж == ~ , ГплСунесжР.
&0 несж и
Приращения истинных углов атаки вследствие закрученности,- отклонения
элеронов и вращения относительно продольной оси определяются по формуле
(см. 13626):
^ср. Г Гр о |р Даэ | р
а0 несжЬ 3- м? + 1 э- м 57,3 + “ м 2V
Д &НСТ. сж
Центр давления 13628
Положение центра давления в сечениях по размаху крыла определяется
по формуле:
с' k2 / г]г \
ь т0 сеч, несж сеч । / ист \ ,
Сусеч.сж /1—Ма2 \ dcy у сеч. несж
где ^сеч —- значение k для взятого сечения (см. 13612).
12
89
13628-13631
Характеристики крыла при большой скорости
Значение б>сеч. сж для заданного значения с^сж крыла при наличии крутки,
отклонения элеронов и вращения относительно продольной оси определяется по
формуле (см. 13626):
Су сеч. сж Су сеч. сж. пл А Су з. сж ^Су э, сж + Ьсу ш СЖ’
сеч. несж — значение нулевого момента в соответствующем сечении при ма-
лой скорости,
Ст0 сеч. несж = C"h несж Ч~ несж>
где Дсто Несж — приращение нулевого момента при малой скорости, вызванное
отклонением элеронов, определяемое по графику фиг. 13628.
13630 РАСЧЕТ РАСПРЕДЕЛЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ ПРИ БОЛЬШИХ
СКОРОСТЯХ ПОЛЕТА
13631 Рекомендуемый метод расчета может быть использован для скорости
полета, при которой максимальная скорость на поверхности профиля не пре-
вышает значения 0,95 критической скорости (при которой Хтах=-----------<Х),95;
а*
здесь w — местная скорость в потоке воздуха, а* — скорость в точке потока,
равная по величине местной скорости звука). В соответствии с этим, если pmin несж
и число Маха, для которого желательно произвести расчет, таковы, что соот-
ветствующая им точка на фиг. 13631—I расположена выше кривой Х = 0,95,
то расчет данным методом производить нельзя.
Если рты несж и число Маха, для которого производится расчет, таковы,
что соответствующая им точка на фиг. 13631—1 находится ниже кривой, соответ-
ствующей X = 0,85, то пересчет эпюры давления следует производить, ограни-
чиваясь „первым приближением" (13632).
Если Рты несж и число Маха, для которого производится расчет, таковы,
что соответствующая им точка на фиг. 13631—1 расположена между кривыми,
соответствующими Х = 0,85 и к = 0,95, то расчет следует вести по „второму
приближению" (13633).
ПРИМЕЧАНИЕ. При необходимости пересчета эпюры давления, полученной при
большом числе Маха, на другое число Маха, следует вначале пересчитать эпюру давления
на малую скорость, а затем полученную эпюру давления пересчитать на заданное новое
значение числа Маха.
Для ориентировки, с каких чисел Маха следует начинать такой пересчет,
на фиг. 13631—II приведены кривые для определения значений р и Ма, при
которых р изменяется под влиянием сжимаемости на Д/? = — 0,03 и —0,05.
90
Характеристика крыла при большой скорости '
13631
91
13632
Характеристики крыла при большой скорости
13632 Пересчет эпюры давления по „первому приближению"
1. По значениям рнесж, пользуясь кривыми, приведенными на фиг. 13632,
для выбранных в достаточном количестве точек верхней и нижней поверхно-
стей профиля определяют для заданного числа Маха полета величину прира-
щения коэфициента давления кр вследствие влияния сжимаемости воздуха.
2. Величину коэфициента давления в каждой точке на поверхности про-
филя для заданного числа Маха полета подсчитывают по формуле:
рсж == Рнесж ~кр.
Результаты подсчетов записываются в таблицу:
X [%] Верхняя поверхность Нижняя поверхность
/’сж Др /’сж Р несж Р сж
92
Характеристики крыла При большой скорости
13633
Пересчет эпюры давления по „второму приближению"
Пересчет эпюры давления производится отдельно для верхней и нижней
поверхностей профиля. Перед проведением расчетов определяют эффективную
толщину профиля по формуле:
ё* [%] =7 + 0,17р,
где с — относительная толщина профиля в процентах хорды,
f —относительная вогнутость средней линии (или осевой дуги) профиля
в процентах хорды.
Пересчет эпюры давления на верхней’поверхности при + 0
1. По значениям рНесж, пользуясь кривыми, приведенными на фиг. 13633—1,
определяют для заданного числа Маха безразмерные значения местной ско-
рости (к).
13633
2. По полученным значениям к, ^пользуясь графиком, приведенным на
фиг. 13633—11, определяют значения ьр.
3. Для выбранных в достаточном количестве точек верхней поверхности
вычисляют вспомогательные коэфициенты давления рНесж по формуле:
' Рнесж == Рнесж +
93
13633
ХарактерисМики крыла при большой, скорости
4. Дальнейший пересчет эпюры давления производится по „первому прибли-
жению", полагая /?несж — р'несж (см. 13632).
Результаты подсчетов записываются в таблицу:
X [%] Р несж —, Р несж Рсж
Пересчет эпюры давления на нижней поверхности при су'^0
1. Для выбранных в достаточном количестве точек нижней поверхности
вычисляют вспомогательный коэфициент давления рНесж по формуле:
рнесж — Рнесж + О,00/?тах верхи,
где — определяется по значениям рнесж на нижней поверхности по гра-
фикам фиг. 13633—I и ПЛ _
8/?тах верхи — максимальное значение ср, соответствующее /?min на верхней по-
верхности профиля, определяемое по тем же графикам.
ПРИМЕЧАНИЕ. При су<0,05 третьим слагаемым в приведенной формуле можно
пренебречь.
2. Дальнейший перерасчет эпюры давления производят по „первому прибли-
жению", полагая раесж=рнесж (см. 13632).
Результаты подсчетов записываются в таблицу:
X [%] Р несж к ср — I! Р несж ' Рсж
ПРИМЕЧАНИЕ. При <<0 пересчет эпюры давлений на верхней поверхности
производится так Же, как для нижней поверхности в случае су^0, а пересчет эпюры давле-
ний на нижней поверхности — как для верхней поверхности в случае с>; >0.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРОФИЛЕН 13700
ХАРАКТЕРИСТИКИ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ ПРОФИЛЕЙ 13710
Основной характеристикой сечения является характеристика подъемной силы (кривая
су сеч (“))• Она позволяет определить величину коэфициента подъемной силы крыла произвольной
формы в плане (13200 и 13400), рассчитать распределение нагрузки вдоль размаха крыла (13100),
найти индуктивное сопротивление (13200).
Характеристика подъемной силы сечения может быть определена либо посредством пере-
счета коэфициента сДа) прямоугольного крыла конечного удлинения иа бесконечно большое
удлинение (13711), либо определена по испытаниям прямоугольного крыла на распределение
давление (13712), либо по атласу характеристик подъемной силы профилей (13713).
Определение характеристик подъемной силы сечений по испытаниям 13711
прямоугольного крыла в аэродинамической трубе на весах
По экспериментальной кривой с по а (исправленной на индукцию трубы)
находится наклон линейного участка а, и по формуле а0 =-----йИол-> где —
1 U,ooUd
1 X
удлинение, определяется наклон линейного участка профильной характеристики.
По графику фиг. 13711 определяются значения функций
То = То(«о). и 71 = Т1 («о)-
95
13711—13712
Характеристики профилей
Для нескольких значений геометрического угла атаки вычисляются вели-
чины:
Су сеч = 1,274 (а) — а0-;0 (а0)(а°—а°);
а°ст = (а0 — %)(!+ «oYi («о)) - СМ
Полученная зависимость сусеч от а„ст является искомой характеристикой
сечения.
При определении характеристики сечения геометрические углы атаки на
нелинейном участке следует брать через один градус.
13712 Определение характеристик подъемной силы сечения по распределению
давления в центральном сечении и весовым испытаниям
прямоугольного крыла
По кривой су по а, полученной из испытаний в аэродинамической трубе
, 1,04 a
на весах, определяется наклон линейного участка а и по формуле а0 = — „„„ ,
где X — удлинение, вычисляется наклон линейного участка профильной харак-
теристики.
По графику фиг. 13712 определяется значение функции ъ = ъ(ао)-
Тг^о)
3 . 4 5 а0 б
Фиг. 13712
Планиметрированием эпюр давлений определяется кривая Сд,сеч по а в цент-
ральном сечении крыла (эта кривая в дальнейшем будет обозначаться сУсечо(а)).
Для нескольких значений геометрического угла атаки вычисляются вели-
чины:
Су сеч = Су сеч 0 (a) 1
3 2
О-ист :-(1 аоТ2 («о))(а %) ^7СУ сеч 0 (°0 I ^7Су (®) •
Полученная зависимость су сеч от аИст будет искомой характеристикой се-
чения.
ПРИМЕЧАНИЕ. Экспериментальные кривые су по а и Сусеч0 («о) предполагаются
уже исправленными на индукцию аэродинамической трубы по способу, принятому в лабо-
ратории.
96
Характеристики профилей.
13713
Атлас 13713
характеристик подъемной силы профилей серий
BS, В, NACA 00, NACA 22, NACA 230, NACA 24, NACA 44,
Clark-YH, RAF-34 и RAF-38
В атласе приводятся (фиг. 13713—I—X) характеристики подъемной силы
сечений 30 профилей с относительной толщиной 9%, 12%, 15% для чисел
Рейнольдса от 2 до 8 миллионов всех указанных серий
BS —фиг. 13713—1
В-фиг. 13713—II
NACA 00 - фиг. 13713—III
NACA22-фиг. 13713—IV
* NACA 230-фиг. 13713—V
NACA 24—фиг. 13713—VI
NACA44-фиг. 13713—VII
Clark-YH - фиг. 13713—VIII
RAF-34 — фиг. 13713—IX
RAF-38-фиг. 13713-Х
и характеристики подъемной силы сечений 12 профилей с относительной
толщиной 12%, 15% со щитками, отклоненными на 60°, 45° и 20°, для чисел
Рейнольдса от 2 до 8 миллионов, серий BS, В, NACA 230, Clark-YH, RAF-34
и RAF-38.
Построение характеристик сечения для промежуточных относительных
толщин, чисел Рейнольдса и отклонений щитка производится интерполированием.
Для построения нелинейного участка кривой суСеч по а интерполирование реко-
мендуется вести по углам атаки, равно удаленным от критических углов.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. При 8Щ = 45° и 20’ в атласе даются характеристики сечения
для Re = 2Х10в. При определении характеристик сечения для больших Re следует пользо-
ваться тем обстоятельством, что приращения ДСуСечтах и Дакр, вызванные отклонением
щитка, не зависят от числа Рейнольдса.
2. Небольшое расхождение между значениями су сеч тах , &су сеч тах , определенными
по атласу характеристик сечений и найденными по графикам фиг. 13421, объясняется
тем, что для графиков фиг. 13421 эти значения определялись по приближенной фор-
муле су сеч тах = 1,13 су тах и выравнивались.
13
97
Характеристики профилей
a^s LO S Qq
0) о G95 соъ СЯ OQ 0,6 o“ S'
о о CO 0 i
о
о Q 1Q
'3*
r-H
сх 0
a о CO r-H
X
я <•*’*'>
e CO
• co
0) и о
>
<©«©«©«© О о О Ф
(2 хххх
со со lQ cs
СО
№ n/n г— CSCO
СЧ
о 0
о V—-Ч
СЧ
о СЗ ю •
Q. о
а О СО т“Ч
х
я о
g
OJ
Я*
и о
5© <о с© о ф О О О
т
о с* хххх
00 со ю сч
со
№ п/п О) ГОМ"
a^s
1
^5
|> 1- S- 'S
с?3
о о 00 0 ” о
4,72
& о 00 о см т“Ч
X я 6 5 0,860
Re | сс> t© с© с© О О О О хххх 00 со Ю "Ч со~
№ п/п Т“" сч СО
98
co
13713
5‘о1— 06‘t 8‘oH 010‘I 901X2
S‘ol— t6‘t Iz'oSI 081‘I goixs'e £
S'ol— 20‘S 6'oSl 0i2’l 901X9 z
S‘ol~ Ol'S I*o9l 018‘ I 901X8 I
Od Op d»B ХВШ ЬЭЭ X aa U/11
O'ol— 01‘5 6‘oSI 890'1 901X2 t
0‘ol— 11 ‘S S'oSl 082'1 901X8'8 8
0‘ol- SI'S S‘o91 SS8‘1 901X9 2
0‘ol- oe's 9‘o91 OOi^‘1 901X8 1
0B 0» d>1o ХЕШ ЬЭЭ aa u/u
9‘o0— OS'S 9‘o21 096‘0 901X2 t
9‘o0— Oi/'S S'oSl 001‘1 90ixs‘e 8
9*o0- Siz'S 8‘oSl size‘I 901X9 2
9‘o0— OS'S 2X91 08^'1 901X8 1
0p хеш ьээ эа 11 /11 5X
Характеристики профилей
OOt 08 09 Otz 02 0
о
о
13713
Фиг. 13713—II
101
13713
Хар акт ериапики профилей
Фиг. 13713—III
102
Характеристики профилей.
13713
103
Характеристики профилей
8ХЮ6 1 650 17°,5 5 70 —1° 1 1 8X10»! 1,720 18°,51 5,75 —1°,2 1 8X10» 1,712 18°,8 5,65
6ХЮ6 1’620 17°,0 5,70 —1°,1 2 6xl0»i 1,670 18°,3' 5,75 -1°,2 2 6x106 1,674 |18°,7 5,65
3,5X106 1,520 15е,5 5,70 — 1°, 1 3 З.бхЮ6, 1,580 17°,5 5,75 -1°,2 3 3,5X10» 1,574 _18°, 1 5,65
104
Oi
13713
13713
Характеристики, профилей
Фиг. 13713—VI
106
Характеристики профилей
13713
Фиг. 13713-VII
107
Характеристики профилей
© о о © 0 о о о 04 04 04 04 1111
© © оо © о © © tO 'Т © © © ©
сх £ в 18°,0 17°,0 15°, 1 14° ,1
су сеч шах • ©©©© O. O> © ’— © © co cm
о СС 40 CO 40 40 О© О О хххх оо © © сч ео
№ | п/п |
108
13713
Фиг. 13713—V111
Характеристики профилей
© а со СО СО со о е о о 7777
© осч^о Ю) XF со со 10)10)1^10)
сх а: а ь. СЧ СП сч О С О !» ь- ь- ю ю
С i у сеч rnaxj g2S« ^г со 22 г-Ч г-Ч р
. Re ©©<£>© © © О © хххх 00 Ю1О)СЧ со'
u/u 1 < сч со
ПО
13713
Фиг. 13713—IX
Характеристики профилей,
I
112
13713
Фиг. 13713—X
СОДЕРЖАНИЕ
Стр. Mi
Расчет распределения циркуляции по размаху крыла............... 3 13100
Определение коэфициентов подъемной силы, индуктивного сопротивле-
ния и момента тангажа........................................ 31 13200
Расчет коэфициента лобового сопротивления крыла на режиме макси-
мальной скорости............................................. 41 13300
Расчет максимального значения коэфициента подъемной силы крыла . . 53 13400
Расчет поляры крыла . ........................................ 79 13500
Определение основных аэродинамических характеристик крыла при боль-
ших скоростях полета.......................................... 81 13G00
Аэродинамические характеристики профилей...................... 95 13700
Для служебного пользования
Экз. №
РУКОВОДСТВО
для
КОНСТРУКТОРОВ
Том I
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ
РАСЧЕТ САМОЛЕТА
— 14000 —
ИЗДАНИЕ 2
ИЗДАТЕЛЬСТВО
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НКАП
1943
С ос т а в и л и; - - -
Л. С. КАМЕНОМОСТСКИЙ, инженер
Е. И. КОЛОСОВ, кандидат технических наук
П. П. КРАСИЛЬЩИКОВ, кандидат технических .наук
В. Н. МАТВЕЕВ, кандидат технических наук
В. Г. НИКОЛАЕНКО, кандидат технических наук
И. В. ОСТОСЛАВСКИЙ, доктор технических наук
Г. П. СВИЩЕВ, кандидат технических наук
А. И. СИЛЬМАН, кандидат технических наук
Г. И. ТАГАНОВ, инженер
В. М. ТИТОВ, кандидат технических наук
! - К. А. УШАКОВ, доктор технических наук
В. С. ФРОЛОВ, инженер-
Д. В. ХАЛЕВОВ, доктор технических наук
Н. И. ШАРОХИН, кандидат технических наук
Редакторы части 1 (10000)
И. В. ОСТОСЛАВСКИЙ, доктор технических наук
В. Н. МАТВЕЕВ, кандидат технических наук
Редактор Руководства для конструкторов
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
Ответственный редактор А. А. Горяйнов
Объем 8т/2 печ. л., 42 880 зн. в печ. л.
Подписано к печати 1/VIII 1943 г.
Учетно-авторских листов 9
ЦВЦ РККА № 5342
Тип. изд-ва БНТ НКАП
Зак. № 335
ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ ПО АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ
КОМПОНОВКЕ САМОЛЕТА
14100
ОТДЕЛЬНЫЕ УКАЗАНИЯ ПО ВЫБОРУ КРЫЛА
Выбор удельной нагрузки на крыло
Повышение нагрузки на 1 кв. метр площади крыльев улучшает только
максимальную скорость полета: все остальные летные характеристики, комплекс
которых определяет боевые свойства самолета: взлетно-посадочные данные,
маневренность, быстрота набора боевой высоты, при увеличении нагрузки на
крыло с неизменной механизацией ухудшаются.
14116
14111
Для иллюстрации изложенного на
фиг. 14111 приведена зависимость увели-
чения максимальной и посадочной скоро-
стей. А Ртах И и ДУП0С% от удельной на-
грузки на крыло р. Из рассмотрения этого
графика следует, что, например, при А'кр =
= 0,25 Хсаи и су пос = 1,67 увеличение р
со 150 до 200 кг/м2 приводит к увеличению
максимальной скорости на 2,2% при одновре-
менном увеличении посадочной скорости на
15,5%, что соответствует увеличению Ипос
со 123 до 142 км/час. Дальнейшее увеличе-
ние р до 250 кг/м2 вызывает дополнитель-
ное увеличение посадочной скорости на
14%, что в итоге приводит при взятом су пос
к возрастанию посадочной скорости до
Упос ~ 1(50 км/час при увеличении Итах
всего на 1;6%.
Выбор нагрузки на крыло дол-
жен производиться обязательно в
соответствии с техническими требо-
ваниями, предъявленными к манев-
ренным и взлетно-посадочным свой-
ствам самолета, основываясь на де-
тальных расчетах максимальной и
посадочной скоростей, времени на-
бора высоты, времени и радиуса
виража для различных вариантов
площади крыла.
Статистика показывает, что
средняя по годам величина на-
грузки на 1 кв. метр площади
крыльев непрерывно увеличивается
без значительного ухудшения взлет-
ных и маневренных свойств само-
лета, вследствие совершенствова-
ния аэродинамики самолета и роста
мощности моторов.
При выборе нагрузки на крыло
надо иметь в виду, что величина
длины разбега самолета и ухудше-
ние’ его маневренности при повы-
шении нагрузки на крыло могут
3
14111 — 14112
Аэродинамическая компоновка
14112
быть компенсированы соответствующим повышением мощности моторов (сни-
жением нагрузки на 1 л. с. мощности).
Для бомбардировщиков с значительным весом горючего и бомб величина
нагрузки на крыло может приниматься большей, чем для истребителей, так
как в момент посадки полетный вес бомбардировщика, а следовательно, и на-
грузка на крыло меньше, чем в момент взлета.
Выбор профиля крыла
Основными факторами, влияющими на профильное сопротивление крыла,
являются величина относительных толщин профилей, из которых набрано крыло,
относительная шероховатость поверхности крыла и форма профилей в различ-
ных сечениях крыла. С целью рационального выбора геометрических параметров
крыла необходимо учи-
Н-0,5000 и 10000м, с-’12%, bcf 1.75м, у- 190^ ,Л =5,5, kmax=10MHpw
схр
0,030
0,028
0,026
0,024
0,022
0,020
0,018
0,016
0,014
0,012
0,010
0,008
0,002
0,004
0,002
О
0,002
0,004
0,006 -Ч)
0,008 -
0,010 2’
0,012 --
0,014 —
0,016 =-
0,018 =-
0,020 --
0,022 = -
EAcJ.+czjL±
ч
сэ
II
а
ч
«
V [час
600
• 0,02441
•0,022
0,020
0,018
0,016
0,014
0,012
0,010
-0,008
0,006
0,004
0,0027
н = юоол
«=5000м
схр
0,024
0,022
0,020
0,018
0,016
0,014
0,012
0,010
0,008
0,006
0,004
0,002
о
Ч
а
ч
«
5Э
Н = 0
500
гьсх- за счет неровностей
и слабой болнистости
лсх- за счет интерферен-
ции между крылом и
фюзеляжем
дсж-за счет ице-
! пей у злерОноб
” асТ-за счет об-
дубки части
поверхности
крыла бинта-
т—<ми
Обозначения
— Профиль 5-12%
- » » НАСА 23012
» » Clark-УН-12%
- индуктибн.сопр.(сХ))\
тывать как схему само-
лета, так и величину
предполагаемой макси-
мальной скорости и вы-
соту полета.
При схеме самолета
с тянушими винтами и
при большой части пло-
щади крыла, обдуваемой
винтами, следует выби-
рать профили с положе-
нием максимальной тол-
щины на 30 — 35% хорды
крыла в том случае, если
число Маха полета пре-
вышает критическое чис-
ло Маха для этих про-
филей на величину не
более 0,025 при кризисе
на верхней поверхности
и на величину 0,1 при
кризисе на нижней по-
верхности профиля. В
противном случае реко-
мендуется выбирать спе-
циально спроектирован-
ные профили с. положе-
нием максимальной тол-
щины на- 40— 50% хорды,
у которых критические
числа Маха больше, чем
у обычных профилей.
Как в первом, так и
во втором случае поверх-
ность крыла рекоменду-
ется отделывать таким
образом, чтобы макси-
мальная шероховатость
поверхности была бы не
больше 10 ~ 20 [х.
При использовании
ламинаризированных про-
филей необходимо обес-
Фиг. 14112
печить весьма хорошую
отделку поверхности кры-
ла (типа ВИАМ-ВЗ), так
как в противном случае вследствие смещения точки перехода из ламинар-
ного пограничного слоя в турбулентный по направлению к передней кромке
крыла ламинаризированные профили теряют свои преимущества.
4
Аэродинамическая компоновка 14112
14113
Так как при Ма полета <Макр лобовое сопротивление профилей одинако-
вой толщины с положением максимальной толщины на 30~35% хорды весьма
мало зависит от формы профиля (если относительная вогнутость не превышает
3~4%), то при выборе профилей крыла следует, в первую очередь, стре-
миться обеспечить у проектируемого крыла хорошие аэродинамические харак-
теристики на больших углах атаки. При выборе профилей следует также отдать
предпочтение профилям с меньшим моментом при су—0, особенно для скоростных
самолетов, так как влияние сжимаемости воздуха при больших скоростях полета
увеличивает значение т0, вызывает существенное смещение центра давления по
направлению к задней кромке и увеличивает крутящий момент крыла.
Влияние формы профиля на величину коэфициента лобового сопротивления крыла иллю-
стрируется графиком %=/('/), приведенным на фиг. 14112. На этом графике даны результаты
расчетов, выполненных для трех крыльев современного истребителя (GIS = 190 кг/м2, S=\l м2)
с различными профилями: NACA 23012, Clark-YH—12% и В—12%. Вверх от оси абсцисс отложены
значения коэфициента профильного сопротивления с учетом влияния шероховатости поверхности
на положение точки перехода (в расчетах принято, что максимальная высота бугорков шерохова-
тости составляет 10 р), а вниз отложены значения коэфициента индуктивного сопротивления для
различных высот полета и значения Дсх коэфициентов добавочных сопротивлений, вызванных ин.
терференцией между крылом и фюзеляжем, щелями у элеронов, неровностями поверхности крыла
и обдувкой части крыла струей винта. Из рассмотрения графика видно, что в случае, если ско-
рость полета меньше скорости, при которой возникает волновой кризис, форма профиля весьма
мало влияет на величину коэфициента профильного сопротивления. Наоборот, при большой ско-
рости полета форма профиля сильно влияет на лобовое сопротивление крыла, и поэтому при
проектировании самолета, предназначенного к полету с весьма большой скоростью, следует
предпочесть профили с большими значениями критического числа Маха.
Расчеты показывают, что при У<700 км\час увеличение относительной
толщины корневого профиля на 1% хорды уменьшает максимальную скорость
истребителя на 1,5 км)час, а увеличение относительной толщины концевого
профиля крыла на 1% хорды уменьшает максимальную скорость приблизительно
на 1 км/час. Поэтому, стремясь повысить максимальную скорость самолета, не
следует чрезмерно уменьшать относительные толщины профилей крыла, так
как это вызывает лишь небольшой прирост скорости и идет в ущерб ёмкости
крыла, увеличивает в'ес крыла, а в ряде случаев (например, при уменьшении
толщины концевых сечений крыла) может привести к ухудшению аэродинами-
ческих качеств крыла на больших углах атаки.
Отдельные указания по аэродинамической
компоновке крыла
14113
Рекомендуются следующие пределы для основных геометрических парамет-
ров крыла: сужение т] = 2,2-г-2,6, положительная стреловидность не свыше 4°,
относительная толщина профилей на концах крыла не меньше 9~ 12%, причем
следует стремиться выбирать профили с большим значением критического угла
атаки и пологим протеканием кривой су по а как до, так и после кризиса (по-
степенное развитие срыва предупреждает летчика о приближении к опасному
режиму полета).
Форму концов крыла в плане следует выбирать с таким расчетом, чтобы
профиль крыла не искажался (особенно в от-
ношении положения максимальной толщины).
Необходимо правильно выдерживать контуры
профилей на внешних частях консолей крыла
и избегать асимметричного искажения про-
филей крыла.
Форма в плане концевой части крыла образуется
дугами окружности или эллипса таким образом, чтобы
точка касания этого контура с теоретической концевой
хордой ab (фиг. 14113) находилась примерно на рас-
стояния от точки а, равном 30 — 40% этой хорды.
Начало элерона должно отстоять от конца крыла на
5 — 7% полуразмаха.
5
14113—14121
Аэродинамическая компоновка
В случае наличия концевого предкрылка закругление передней кромки следует осуществить
таким образом, чтобы торец концевого предкрылка был удален от хорды ab не далее чем на
5% полуразмаха.
Полезно применять в сочетании с установкой на концах крыла профилей
с большими значениями критических углов атаки крутку до 4°.
Наиболее эффективным средством увеличения безопасности полета на малых
скоростях являются концевые предкрылки благодаря тому, что они увеличи-
вают критический угол атаки концевых сечений крыла на 5°—7° и тем самым
устраняют опасность возникновения срыва потока на концах крыла и обеспе-
чивают необходимое демпфирование при случайном крене самолета. При необ-
ходимости выйти из рекомендованных выше пределов основных геометрических
параметров крыла желательно применять концевые предкрылки; в некоторых
случаях даже при соблюдении рекомендаций установка концевых предкрылков
может оказаться необходимой.
Для уменьшения взлетной и посадочной дистанций рекомендуется механи-
зировать крыло специальными взлетно-посадочными приспособлениями. Наиболь-
шим распространением в настоящее время пользуются простые щитки и, в
меньшей степени, простые и щелевые закрылки с фиксированной осью вращения.
К широкому распространению этих видов механизации привела их сравнительно
удовлетворительная эффективность и простота конструктивного оформления.
Эти виды механизации следует признать наиболее целесообразными для прак-
тического использования, причем при необходимости возможно больше улуч-
шить взлетные качества самолета следует устанавливать щелевые закрылки.
Среди различных типов щелевых закрылков следует предпочесть щелевые
закрылки с фиксированной осью вращения и автоматически закрывающейся
щелью при неотклоненном закрылке.
Следует отметить, что щитки обладают большим недостатком по сравнению с закрылками:
вследствие больших шарнирных моментов управление щитками затруднено и, кроме того, под
влиянием аэродинамических нагрузок на малых углах атаки щитки весьма часто отсасываются
от нижней поверхности крыла, отклоняясь на 2°~3°; лобовое сопротивление крыла в этом случае
сильно увеличивается и максимальная скорость может уменьшиться на 20 — 25 км/час.
Зависание элеронов увеличивает максимальную подъемную силу крыла,
но резкость сваливания самолета на крыло увеличивается, поэтому применять
зависание элеронов не рекомендуется.
На крыльях истребителей с большим сужением 3,5-г-4) с целью пред-
отвращения срыва потока с концов крыла рекомендуется устанавливать кон-
цевые предкрылки; в этом случае помимо предотвращения сваливания самолета
на крыло увеличение максимальной подъемной силы крыла вследствие вли-
яния концевых предкрылков становится заметным.
14120 РЕКОМЕНДАЦИИ ПО ОБЕСПЕЧЕНИЮ УСТОЙЧИВОСТИ САМОЛЕТА
И ПРОЕКТИРОВАНИЮ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ
14121 Расположение оперения по длине и по высоте
По данным испытания в натурной трубе ЦАГИ, удаление оперения от
крыла значительно снижает интенсивность затенения оперения крылом. Основной
характеристикой положения оперения служит отношениегде хг.о— рас-
стояние от задней кромки центральной части крыла до оси шарниров руля
высоты, корневая хорда крыла по борту фюзеляжа.
Значение отношения должно быть не менее 1,50.
Более длинная хвостовая часть фюзеляжа является благоприятной и с
точки зрения уменьшения дестабилизирующего действия винта на режиме набора
высоты.
6
Аэродинамическая компондвка
14121—14122
Для самолета с низким или средним расположением крыла рекомендуется
выбирать положение оперения таким образом, чтобы затенение на посадке,
оцениваемое отношением скоростных напоров -, было не более 0,85.
Вместе с тем оперение де должно быть расположено слишком высоко,
так как необходимо, чтобы на режиме набора высоты оперение находилось в
зоне наиболее интенсивной обдувки.
В случае двухмоторной схемы с моторами, расположенными на передней
кромке крыла, указанному требованию удовлетворить труднее, поэтому в край-
нем случае следует принимать компромиссное решение, допуская увеличение
затенения оперения на посадке и понижая интенсивность обдувки оперения на
режиме набора высоты.
Для выбора положения оперения в случае высокоплана следует принимать
во внимание те же факторы . с той разницей, что оценка затенения оперения,
кроме посадки, должна производиться и для режима планирования вдали от земли
с открытыми щитками.
При компоновке самолета выгоднее располагать оперение таким образом,
чтобы уменьшение эффективности оперения вследствие интерференции с фюзе-
ляжем было минимальным. С этой целью является выгодным применение фюзе-
ляжа овального сечения, плавно переходящего в киль (при однокилевом опере-
нии). Еще более выгодно размещение оперения на киле выше фюзеляжа, если
только интенсивность обдувки на режиме набора высоты остается еще достаточно
высокой.
Рекомендации по проектированию горизонтального оперения 14122
Форма оперения в плане в случае однокилевого оперения не имеет с точки
зрения аэродинамических характеристик оперения существенного значения.
Рекомендуется или эллиптическая форма, или трапецевидная с сужением ~2,2.
Условие расположения шарниров руля высоты нормально к оси самолета тре-
бует наличия некоторой положительной стреловидности оперения. Желательно,
Ьп
чтобы отношение т— было сохранено неизменным по всему размаху оперения.
#Г. о
Выгодно увеличение удлинения оперения, так как при большем размахе
меньшая относительная доля оперения находится в сфере влияния пограничного
слоя фюзеляжа и вырезов руля. Вырезов руля по возможности следует избегать;
это удается совсем легко для двухкилевого оперения.
Максимальная подъемная сила оперения, которая может быть развита при
отклонении руля, несколько повышается при переходе от тонких профилей
оперения с относительной толщиной 6 — 8% к более толстым, с относительной
толщиной порядка 10 — 13%. Эффект утолщения оперения оказывается весьма
заметным при наличии значительной осевой компенсации оперения; при тонких
профилях уменьшение эффективности оперения вследствие выступающей за габа-
риты прифиля носовой части руля оказывается более значительным. При большой
осевой компенсации, порядка 0,22 — 0,25 площади руля высоты, толщину опе-
рения рекомендуется выбирать таким образом, чтобы отношение— (/ — длина
компенсирующей части руля от оси вращения до носика, с — толщина руля у
шарниров) было не более 1,30. При отсутствии осевой компенсации относитель-
ную толщину оперения следует принимать не менее 8 — 9°/0.
Опасения относительно вредного влияния утолщения оперения на скорость
неосновательны, так как большую долю сопротивления оперения составляет сопро-
тивление трения. Разница в максимальной скорости при переходе с относительной
толщины в 7°/0 к 1О°/о составляет в среднем около 1 — 1,5 KMj4ac.
Увеличение относительного размера руля высоты до известного предела
может повысить максимальный момент руля высоты на посадке. Хотя момент,
,, Sb
отнесенный к отклонению руля в один градус, при увеличении =— непрерыв-
*“>Г. о
но возрастает (приблизительно пропорционально]/ л к ), критический
\ F *^г. о /
7
14122-14124
Аэродинамическая компоновка
угол отклонения руля, дающий максимальный момент при нулевом угле атаки
оперения, непрерывно уменьшается.
Следует иметь в виду, что при увеличении размеров руля высоты требуется
и увеличение аэродинамической компенсации руля, что всегда приводит к пониже-
нию его эффективности. Кроме того, при увеличении относительных размеров руля
наблюдается быстрый рост производной что вредно отражается на устойчи-
5в
вости со свободным рулем. В итоге рекомендуемой величиной -=-2- является
*Ьг.о
0,35 - 0,40.
$
Для средней величины порядка 0,36—0,38 отклонение руля до 8 ~ — 35°
*^г.о
еще оказывается эффективным, если осевая компенсация отсутствует и щель
между рулем и стабилизатором сведена до возможного минимума. При наличии
осевой компенсации предельное отклонение при минимальной щели рекомендуется
брать — — 30°.
5
При изменении указанные предельные отклонения должны быть изме-
йены. Так, для ориентировки можно считать, что для руля с относительной
площадью 45°/0 при наличии осевой компенсации следует принимать 8°ред не бо-
лее — 25°.
14123 Рекомендации по проектированию вертикального оперения
Почти все рекомендации по проектированию горизонтального оперения
(14122) остаются в силе и для вертикального оперения. Обычно расчетным
случаем для вертикального оперения служит управляемость при рулежке, когда
управление осуществляется путем резких движений рулем направления; для двух-
моторных самолетов расчетным случаем управляемости может служить оста-
новка одного мотора. По отношению к вертикальному оперению более важна
величина максимального момента при резкой даче руля направления и поэтому
его относительная площадь должна быть больше, чем у руля высоты.
Удлинение однокилевого вертикального оперения рекомендуется принимать
не менее —1,2—1,4,' при двухкилевом возможно осуществление больших
значений Хв. 0 — до 2.
Форма вертикального оперения в полете должна быть близкой к эллиптиче-
ской или трапецевидной с сужением —2 — 2,3; резкая коничность понижает
эффективность оперения. Хорда руля направления должна быть пропорциональна
хорде оперения.
Относительная толщина вертикального оперения играет меньшую роль,
чем для горизонтального оперения, вследствие меньшей величины аэродинамиче-
ской компенсации и может быть принята в пределах 6 — 8°/0.
Рекомендуемые значения относительной величины площади руля направле-
ния приведены в 16320.
Максимальная величина угла отклонения руля направления в случае отсут-
ствия осевой компенсации может быть взята равной 8Нтах = 35°; при осевой
компенсации свыше 15% рекомендуется 8Ншах = ЗО°.
14124
Выбор компенсации рулей
Для понижения усилий на ручке управления для руля высоты рекомендует-
ся осевая компенсация.
Падение устойчивости при освобождении руля значительно уменьшается,
что является достоинством осевой компенсации.
Практически осевую компенсацию руля высоты не следует делать более 25°/0
по следующим соображениям:
1) С увеличением компенсации эффективность руля заметно понижается.
8
Аэродинамическая компоновка
14124-14125
2) Начинает резко сказываться нелинейность кривой /пш по 8, приводящая
к неравномерному росту усилия при отклонении руля.
3) Производственные дефекты при выполнении руля высоты (например,
неодинаковый размер щели между рулем и стабилизатором и неодинаковая
форма носовой части руля на самолетах одной и той же серии) приведут к
заметно отличающимся характеристикам усилий при управлении.
При значительной потребной компенсации большого внимания заслуживает
комбинация сервокомпенсатора и осевой компенсациипоследующимсоображениям:
1) Как уже указывалось, при осевой компенсации свыше 20 — 22°/0 потеря
устойчивости при освобождении ручки становится небольшой; из формул для
оценки устойчивости со свободным рулем следует (см. 16260), что при этом усло-
вии любое изменение гпш, например, путем добавления сервокомпенсатора,
значительного отрицательного влияния оказать уже не может.
2) При значительной потребной компенсации вопрос правильного назначе-
5
ния величины—является особенно трудным, так как небольшая ошибка в
Ов
этой величине может привести к большим изменениям в усилии при управлении.
Поэтому в тех случаях, когда величина требуемой осевой компенсации
составляет более 25°/0, будет вполне целесообразным сочетать осевую компен-
сацию с установкой сравнительно небольшого сервокомпенсатора.
При этом рекомендуется соотношение углов отклонения сервокомпенсатора
и основного руля брать меньшим единицы, порядка 0,5—0,6, с тем, чтобы при
больших отклонениях руля сервокомпенсация не теряла своей эффективности.
Совмещение функций триммера и сервокомпенсатора является обычно
нецелесообразным, так как при сложении углов отклонения сервокомпенсатора,
работающего как триммер и как сервокомпенсация, этот тип компенсации может
быстро потерять свою эффективность.
Применение сервокомпенсаторов, как единственного способа компенсации
руля высоты, не может быть рекомендовано, так как требует применения весьма
серьезных мер по увеличению устойчивости со свободным рулем.
На руле направления может быть осуществлена как осевая, так и роговая
компенсация.
Роговая компенсация по ряду свойств весьма схожа с осевой компенсацией.
При одинаковом проценте от площади руля высоты роговая компенсация является
более мощной по сравнению с осевой. В отношении влияния освобождения
ручки роговая компенсация является не менее выгодной, чем осевая. Потреб-
ные изменения роговой компенсации при доводке опытных самолетов с конструк-
тивной стороны выполняются довольно легко. Недостатками роговой компенса-
ции являются возникновение нежелательных усилий на ручку при скольжении
самолета и возможность тряски руля при .значительных отклонениях последнего.
Ориентировочно для истребителей с площадью крыла 15 — 20 л/2 рекомен-
дуется осевая компенсация, порядка 15 — 2О°/о, для бомбардировщиков с площадью
крыла 40 — 60 м2 — осевая компенсация в пределах 22 — 25°/0. Как было указано
выше, в тех случаях, когда требуется большая осевая компенсация, следует
ограничивать ее величину 25°/0 с добавлением небольшого серворуля.
Для рулей направления истребителей часто оказывается достаточно 5 — 6°/0
роговой компенсации. Для рулей направления бомбардировщиков с двухкилевым
оперением рекомендуется ориентировочно осевая компенсация порядка 15% или
роговая порядка 8 — 10°/0.
Рекомендации по проектированию элеронов 14125
Для элеронов современных самолетов с нагрузкой на крыло 170—190 кг)м?
рекомендуются следующие соотношения:
Истребители Двухмоторные бомбардировщики
Размах элерона в долях полураз- маха крыла Относительная хорда элерона (включая осевую компенсацию) Осевая компенсация 32 — 370/0 22 — 25% 22 — 25% 35 — 42% 20 — 23»/0 25 — 28%
2
9
14125-14126
Аэродинамическая кдмпондзка
Концы элеронов должны быть удалены от концов крыла не больше, чем
на 5 — 7% полуразмаха крыла (фйг. 14125).
Относительную хорду элерона следует выдерживать постоянной по всему
размаху.
Предельное отклонение элерона вверх
_=____________ L рекомендуется выбирать не более 25°, вниз—
2 не более 15°.
Для элеронов наиболее распространен-
____________________________—--—-ной компенсацией является осевая, типа
м"'________________________Фрайз.
< Форму носка элерона рекомендуется
выполнять в соответствии с указаниями, при-
i \ веденными в 16420.
\ ——__________ \ Роговую компенсацию применять на
I элеронах не следует, так как онц может
——______ / вызвать тряску элеронов и, кроме того, при
«у- 0,07-ojjbирл, I скольжении самолета может привести к по;
р5о 7 2 явлению неблагоприятных усилий на ручке.
' ’ 2 Сервокомпенсация конструктивно слож-
Фиг. 14125 нее, чем осевая, требует постоянного наблю-
дения и может вызвать необходимость уста-
новки специальных противофлаттерных балансиров. Достоинством ее является
при хорошем конструктивном выполнении малое лобовое сопротивление.
14126
Выбор длины и положения концевых автоматических предкрылков
Концевые автоматические предкрылки применяются для увеличения поперечной устойчи-
вости и управляемости на больших углах атаки.
Действие концевых предкрылков состоит в увеличении критического угла атаки концевых
сечений крыла, благодаря чему при достижении %[пах и наличии срыва в центральной части
крыла концевые части крыла обтекаются без срыва, обеспечивая достаточный по величине
демпфирующий момент, препятствующий сваливанию, и достаточную эффективность элеронов.
Концевые автоматические предкрылки повышают несколько су тах крыла. Однако величина
прироста су шах крыла при употребительных размерах концевых предкрылков и сужениях -q =
= 1,5 ч-3,5 не превышает 3 — 5%. При увеличении сужения крыла прирост су шах возрастает.
Для получения значительного прироста су шах крыла с помощью предкрылков необходимо
ставить их по всему размаху. Расчет су тах крыла с предкрылками — см. 13400.
Выбор длины предкрылков. Длина концевых предкрылков опреде-
ляется из условий получения достаточного демпфирующего момента крыла при
полете в области критического угла атаки и сохранения эффективности элеронов.
Длину концевого предкрылка можно определять из соотношения
2/
-J_ = 0,35 н-0,45.
Фиг. 14126-1
Хи
При этом предкрылок должен по крайней мере доходить до сечения
внутреннего конца элерона.
Рекомендуется доводить предкрылок до начала скругления на конце
крыла (см. 14113).
Размеры, форма и положение предкрылка выбираются из условий
повышения критических углов атаки концевых сечений крыла на 5°-—7°.
Рекомендуется следующий прием постро-
ения предкрылка и определения его размеров
(фиг. 14126 — I).
На расстояний хн от носка проводится
линия, перпендикулярная внутренней хорде до
пересечения с контуром профиля в точках А
и В. Точка А является нижней кромкой пред-
крылка. Точка С, представляющая верхнюю
кромку предкрылка, находится пересечением
дуги, проведенной из точки Л, как из центра,
радиусом Ьк , с верхним контуром профиля.
Носок основной части профиля крыла образуется дугой радиуса R = 0,8h, про-
веденной через точку Л из центра, лежащего на линии, проведенной из точки Л
8ни.'гуенмя хццдд пцарим
10
Аэродинамическая компановка
14126-14131
под углом х к внутренней хорде. Затем из точки С проводится плавная линия
до касания с дугой. Внутренний контур предкрылка строится по носку основ-
ной части профиля с оставлением некоторого зазора так, чтобы соприкасание
предкрылка с крылом происходило только в точках А и С.
Рекомендуемые размеры профиля предкрылка:
Хн = (0,025-:-0,035)6;
Ьк = (0,12 0,13) Ь-,
х = 10°= 15°;
/? = 0,8Л.
Положение предкрылка относительно крыла в рабочем положении опреде-
ляется координатами а, b и с (фиг. 14126 — II).
Рекомендуемые координаты предкрылка в процентах хорды сечения крыла:
а = 5н-6%;
b= 1,5-^-2,0%;
с
отношение — — в пределах:
— = 0,25 = 0,35.
а
ПРИМЕЧАНИЕ. Большие значения — следует брать для предкрылков, устанавливае-
мых на профилях с более тонким носком (типа В; ЦАГИ — Шит. п.).
Автоматика открытия предкрылка. Открытие предкрылков дол-
жно происходить не раньше, чем при угле атаки а 10°. В противном случае
сопротивление крыла возрастает на таких режимах, как набор высоты, что
влечет за собой ухудшение летных данных.
Во избежание преждевременного открытия предкрылков необходимо механизм предкрылков
устраивать таким образом, чтобы угол ₽ между касательной к начальному участку траектории
иоска предкрылка и хордой сечения крыла был не меньше 14° (фиг. 14126 — Ш).
Другим средством борьбы с преждевременным открытием является создание разрежения на
внутренней поверхности предкрылков. Для этого рекомендуется применять уплотнительные про-
кладки в нижней щели предкрылка. Такое уплотнение будет способствовать также снижению
дополнительного лобового сопротивления, вносимого предкрылком, на режиме Vmax.
ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ ПО КОМПОНОВКЕ ВИНТОМОТОРНОЙ ГРУППЫ 14130
Выбор редукции и типа винта 14131
Общим требованием к аэродинамической компоновке винтомоторной группы
является требование возможно более низкого числа оборотов винта и соответ-
ственно возможно большего диаметра его. Величина диаметра винта обычно
ограничивается условиями общей конструктивной компоновки самолета и, в
частности, удобством уборки шасси, шириной колеи и т. д.
11
14131—14141
Аэродинамическая компоновка
14132
14140
14141
Общие соображения о выборе винта и редукции мотора сводятся к следую-
щему (подробнее — см. 15500): диаметр винта и число оборотов следует выби-
рать из того условия, чтобы отношение скорости концов лопастей винтов на
расчетном режиме к скорости звука в случае металлических винтов не превос-
ходило 0,95 — 0,97 для истребителей и 0,97— 1,00 для бомбардировщиков; в
случае деревянных винтов соответствующие значения: 0,93 — 0,95 и 0,95—0,97.
Компоновка охлаждающих мотор устройств
При компоновке систем жидкостного охлаждения моторов следует стремить-
ся к установке радиаторов с оптимальной площадью фронта, т. е. таких, ко-
торые на режиме максимальной скорости дают минимальное лобовое сопротив-
ление радиаторной установки. Некоторый предел увеличению фронта радиато-
ров ставит увеличение их веса и иногда невозможность размещения в имею-
щихся габаритах самолета.
Общие соображения по компоновке охлаждающих устройств следующие
(подробнее см. 54000). При температуре охлаждающей воды ^°=100°Ц опти-
мальный фронт водяного радиатора лежит в пределах 0,21—0,24 м? на каждую
тысячу л. с. мощности мотора. Длина входной части туннеля и ее форма должны
обеспечивать безотрывное течение потока, площадь входа желательно принимать
равной 0,35 — 0,45 фронта радиатора. По возможности следует избегать увели-
чения миделя, размещая радиатор внутри фюзеляжа, моторных гондол или
крыла. В последнем случае выходное отверстие желательно размещать на нижней
поверхности крыла; если выход помещен по верхней поверхности крыла, сле-
дует делать специальные выходные заслонки во избежание вредной интерфе-
ренции.
ВЫБОР СТОЯНОЧНОГО УГЛА АТАКИ
Величина стояночного угла атаки (угла атаки крыльев при стоянке само-
лета на трех точках) должна быть увязана с величиной угла атаки при су—сутлх.
Слишком малая величина аст не позволяет при взлете и посадке использовать
все ресурсы крыла, так как в момент взлета или посадки при этом будет
cy<Z су тах; слишком большая величина аст может привести к проваливанию
самолета, так как в этом случае при достижении стояночного угла атаки крыло
будет работать в сорванном потоке.
Стояночный угол атаки должен быть меньше угла атаки, соответствующего
суmax самолета с отклоненными щитками, так как эффект влияния земли и
парашютирования самолета приводит к тому, что при посадке истинный угол
атаки оказывается больше стояночного угла. Опыт показывает, что для обычного
типа шасси наилучшие результаты получаются при выполнении условия
аст — апос ~ aCj, max 3 .
Для трехколесного, шасси соотношение между апос и остается тем же; предельный
угол атаки при касании самолета земли задними колесами и хвостовой частью фюзеляжа выбира-
ется как %ос + (2° 3°).
В случае крыла с концевыми предкрылками аст можно брать больший,
однако не превышающий aCT = aCymax—2°.
РАСЧЁТ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ САМОЛЕТА 14200
Изложенный ниже метод расчета основан на результатах соответствующих работ ЦАГИ
за последние два года и на основании экспериментальных материалов по испытанию различных
самолетов в натурной трубе. При составлении метода расчета лобового сопротивления исполь-
зованы результаты работ проф. Б. Т. Горощенко.
РАСЧЕТ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ 14210
Расчет лобового сопротивления крыла 14211
Расчет лобового сопротивления крыла производится методом, изложен-
ным в разделе „Аэродинамика крыла" (13350).
Расчет лобового сопротивления оперения
14212
Лобовое сопротивление оперения с учетом влияния шероховатости и сжи-
маемости воздуха определяется методом, аналогичным методу подсчета лобо-
вого сопротивления крыла, принимая пограничный слой полностью турбулент-
ным (13300); влиянием сжимаемости воздуха в данном
случае можно пренебречь. /ш/лК
Рекомендуется при подсчете площади горизон- _______ J/////// '//К
тального оперения включать в нее площадь подфюзе- Г ' ///X
ляжной части оперения (для учета интерференции). I /////)
При расчете сопротивления вертикального опере- у __
ния его площадь определяется по фиг. 14212. L-—------ "
Увеличение коэфициента лобового сопротивления Фиг 14212. Схема определе-
оперения, вызываемое наличием щелей между непо- ния площади вертикального
движной частью (стабилизатор, киль) и рулем, учи- оперения
тывается следующими величинами:
ДСл-щел =0,0015-5-0,0020—при наличии осевой компенсации;
ДЦгщел =0,0006-5—0,0010 — при отсутствии осевой компенсации.
Для учета дополнительного сопротивления, вызываемого соединениями
листов обшивки внахлест, волнистостью, неточностью выдерживания профиля,
коэфициент лобового сопротивления оперения следует увеличить на Дсхнер =
= 0,0004 -5- 0,0006.
РАСЧЕТ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ФЮЗЕЛЯЖА 14220
И МОТОРНЫХ ГОНДОЛ
Ламинарное течение в пограничном слое фюзеляжа и мотогондол на значительном протя-
жении (порядка 25—30% их длины) в натуре возможно лишь при соблюдении следующих условий:
1) при отсутствии обдувки фюзеляжа (мотогондолы) потоком от винта;
2) при специальной форме меридианального обвода (например, типа 4794 ЦАГИ);
3) при высоком качестве отделки поверхности фюзеляжа или мотогондолы (бугорки
шероховатости не выше 5—8р.).
Для истребителей и штурмовиков нормальной схемы с тянущими винтами не соблюдается
ни одно из указанных условий, поэтому пограничный слой в этом случае считается полностью
турбулентным.
Предлагаемая методика определения коэфициента лобового сопротивления фюзеляжей и
мотогондол предполагает полностью турбулентный пограничный слой.
Для фюзеляжей безмоторных и для фюзеляжей и мотогондол с толкающими винтами при
соблюдении указанных выше условий (хорошая отделка поверхности и специальная форма ме-
ридианального обвода) для учета ламинарного участка пограничного слоя можно рекомендовать
снижение коэфициента лобового сопротивления, подсчитанного в предположении турбулентного
пограничного слоя, на 5—10% при значении числа Re до 50 X Ю6.
13
14221
Расчет лобового сопротивления
14221
Расчет лобового сопротивления фюзеляжей
Коэфициент лобового сопротивления фюзеляжа может быть подсчитан с
учетом влияния числа Рейнольдса и числа Маха по формуле:
__ - ;'Ф
Сх ф --- Cj 7] с 7]jvu —
ф
Л сх ф -J-
^Сх над
5М.
над.
S„. ф
В этой формуле сХф — коэфициент лобового сопротивления фюзеляжа,
отнесенный к площади его миделя, Р$ — поверхность фюзеляжа, cf — коэфици-
ент трения плоской пластинки, ДсЛф— увеличение коэфициента сопротивления
фюзеляжа, вызванное изменением формы носовой части фюзеляжа вследствие
установки мотора и наличием надстроек, мидель которых трудно выделить из
миделя фюзеляжа, G-над— коэфициент лобового сопротивления надстроек на
фюзеляже, площадь миделя которых SM.над легко выделить из миделя фюзе-
ляжа, — коэфициент, учитывающий переход от коэфициента трения-плоской
пластинки к коэфициенту сопротивления фюзеляжа, и т)Ма — коэфициент, учи-
тывающий влияние числа Маха (Ма).
Порядок расчета
1) По заданной скорости, высоте полета и длине фюзеляжа Лф подсчиты-
вают число Рейнольдса Re = К*”а- и число Маха Ма= ^тах.
2) Пользуясь графиком
фиг. 14221—1 для найденно-
го числа Re, определяют
значение cf. При металличе-
ской обшивке фюзеляжа для
учета влияния заклепок и
соединений листов обшивки,
сделанных внахлест, cf сле-
дует увеличить на 0,0004—
0,0005, при клепке впотай—
на 0,00015 — 0,00020, при
полотняной обшивке — на
0,0003—0,0004.
3) Подсчитывают полное
удлинение фюзеляжа Хф ,
как отношение длины фюзе-
ляжа к диаметру круга, ра-
вновеликого по площади
миделю фюзеляжа, и удли-
нение носовой части фюзе-
ляжа Хв.ф, как отношение
Фиг. 14221—1. Зависимость коэфициента трения {cf}
плоской пластинки от числа Рейнольдса при xt = 0
Фиг. 14221—II. Зависимость коэфициента iq-
от удлинения фюзеляжа
длины носовой части фюзеляжа (до ми-
делевого сечения) к радиусу гн круга,
равновеликого по площади миделю фю-
зеляжа. Для найденного значения Хф по
фиг. 14221—II определяют значение т;-
и для значения Хн.ф и числа Ма по
фиг. 14221 —III — значение коэфициен-
та 7|ма.
4) Определяют поверхность фюзе-
ляжа Гф. В нее должны быть вклю-
чены поверхность фонаря, если мидель
последнего не может быть выделен из
миделя фюзеляжа, и те участки, кото-
рые фактически заняты крылом и опе-
рением.
14
Расчет лобового сопротивления
14221
Длялодсчёта Рф может быть использована формула -
^=(^.6 -фГф.„л) <2-0,4
\ *ф. б J
где Рф. б — площадь боковой проекции фюзеляжа,
^Ф . пл площадь проекции фюзеляжа при виде в плане.
5) Оцределяют значе-
ние &сХф, учитывающее уве-
личение лобового
вления фюзеляжа
установки мотора,
мого фонаря или
ния конфигурации
жа (табл. 14221).
6)Подсчитывают сумму
коэфицйентов £схнад 5м.над
дополнительного сопроти-
вления надстроек, мидель
которых может быть выде-
лен из миделя фюзеляжа, а
также деталей, расположен-
ных на поверхности фюзе-
ляжа (табл. 14221).
7) Подсчитывают коэ-
фициент лобового сопроти-
вления фюзеляжа.
сопроти-
за счет
обтекае-
измене-
фюзеля-
Фиг. 14221—III. Зависимость коэфициента т1Ма от удлинения
носовой части фюзеляжа
Таблица 14221
Значения для расчета лобового сопротивления фюзеляжа
.№ п/п т Наименование. - Схема Де*. отнесено к мндел-ю фюзеляжа Приме- чание
2 3 4 5 "
1 Фонарь кабины пилота с плос- кими гранями и острыми ребрами окантовки, без сте- кателя на задней кромке крышки фонаря и с корот- ким гаргротом е. Сечение А-А Qcmj)det^%' оебро т Сечение 8 Уступне 1 Сечение Б-Б Стенко фюзеляжа Л 1^лтттш, * Z- (/ подвижной части \/ • • 0,041
2 Фонарь кабины пилота с плос- кими гранями, но со скруг- ленными ребрами окантовки, без стекателя и с коротким гаргротом । <5 к. t Сечение АЛ Скруглениеост Т " "" Т «г Сечение 8-8 X тыхрейер км ___ _ 1 Сечение 8'8 л л „/г/to. /Я Ц енатель на уступ- / / и фонаря \ \ а ртаподвижной части \а 0,035
3 Фонарь кабины пилота со скругленной передней ча- стью, без стекателя и с ко- ротким гаргротом A\/'— 0,021
— j L • 'Л £| л4 --
Селение А-/ 2J-- ' — _ Селение 5-Ь Стен.~д умззяляжа
15
14221
Расчет лобового сопротивления
Таблица 14221 (окончание)
№ п/п Наименование Схема Де*. отнесено к миделю фюзеляжа Приме- чание
4 5 Фонарь п. 3, на задней кромке крышки поставлен стекатель То же. но стекла поставлены запод- 0,014 0,012
__/лг 1 Л
6 7 лицо с окантовкой То же, но поставлен средний rapipoT То же, но поставлен длинный гар- грот (оптимальный вариант) 1— Сечеше А-А ^ора/пшеаргрт_ J Сечение Ь-6 лтенка дкзетжа ® 5Z-*—СтатлтшИни & нсЛчсатеюнщя 0,010 0,005
8 9 Фонарь обтекаемой формы, плавно переходящий в хво- стовую часть фюзеляжа То же, но с плоскими гранями |Х ]В &чмие Ь~6 г4=У 1 к 1» \ / Сечение 8-8 /Т\ Сечение A A [ \ Г - ' Фонарь обтекаемей , формы — — Фонарь сплоскими юаням! 0,005 0,012
10 Фонарь обтекаемой формы с плоским передним стеклом — 4 0,007
11 12 Открытие бокового стекла на фонаре Открытие кабины пилота 0,025 0,025 0,043 Бомбарди- ровщик Истреби- тель Бомбарди- ровщик
13 14 Установка мотора жидкостного охла- ждения в фюзеляже или мотор- ной гондоле (в случае установки мотора жидкостного охлаждения в средней части фюзеляжа Ас* можно принять равным ~ 0) Установка, мотора воздушного охла- ждения в фюзеляже или мотогон* доле 0,005 0,025— 0,030
15 Фонарь пилота на фюзеляже транспортного многомотор- ного самолета Г-У5о | £ 0,0095 0,0120 0,025
16 Сферическая стрелковая баш- ня (надстройка) 0,22 Ьсх отнесе- но к миде- лю над- стройки
17 Цилиндрическая стрелковая башня (надстройка) 0,31
16
Расчет, лобового сопротивления
14222—14231
Лобовое сопротивление моторных гондол
Лобовое сопротивление моторных гондол подсчитывается по формуле:
Fm г
Сх м. г Of 7] с 7(Ма ё Н ^Ох м. г-
•^м. г
Все обозначения, приведенные в этой формуле, аналогичны обозначениям
в формуле подсчета коэфициента лобового сопротивления фюзеляжа (14221).
Определяя число Re и удлинение моторной гондолы с капотом NACA,
длину гондолы следует принимать так, как показано на фиг. 14222.
При определении поверхности моторной
гондолы не следует учитывать ту часть гон-
долы, которая утоплена в крыле, а только
поверхность гондолы, омываемую воздухом.
Для гондолы с мотором воздушного охла-
ждения в капоте NACA поверхность внутрен-
ней части капота учитывать не нужно, но в
значение FM. г следует включить площадь вход-
+2 ,
ного отверстия ——, где а -диаметр вход-
длины мотогондолы
ного отверстия.
Величина &схм. г, учитывающая увеличение сопротивления гондолы от
установки мотора, находится по табл. 14221. При тонком крыле для гондолы
с мотором воздушного охлаждения Дсхм. г берется по высшему пределу.
При относительно толстом крыле (отношении толщины крыла к диаметру
гондолы порядка 0,5—0,6) для гондолы с жидкостным мотором Дсжм. г может быть
понижено до 0,0070идля гондолы с звездообразным мотором — до 0,015 — 0,020.
Если колесо не убирается полностью в гондолу, то сопротивление его
выступающих частей подсчитывается отдельно.
В остальном расчет коэфициента сопротивления моторных гондол ничем
не отличается от расчета коэфициента сопротивления фюзеляжей.
14222
РАСЧЕТ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ СИСТЕМ ОХЛАЖДЕНИЯ
Расчет лобового сопротивления радиаторов
Метод расчета и подбора радиаторов для мотора самолета изложен в разделе 54000.
При аэродинамическом расчете приходится иметь дело с вполне определенным капотом или
радиаторной установкой, для которых нужно определить лобовое сопротивление системы охлаж-
дения (слЛ)охл.
Величина лобового сопротивления охлаждения определяется типом радиаторной установки
и зависит от скорости полета.
В первом приближении величины (сх Е)0Хл могут быть определены по гра-
фикам фиг. 14231—I—VI, на которых приведена зависимость (г^охл от вели-
чины фронта радиатора для различных максимальных скоростей и скоростей
подъема.
При расчете выбирается график для соответствующего типа радиаторной
установки, и для значения имеющегося фронта радиатора определяется (схР)0ХЛ
как ДЛЯ Птах, ТЭК И ДЛЯ Плод.
Графики построены для высоты полета 77=5 000 м, однако для всех
других высот (не превышающих 8 000 м) изменения значений (схР)тл лежат
в пределах +0,005; таким образом, графиками фиг. 14231—I—VI можно поль-
зоваться и для других высот.
Все графики построены для мощности мотора 1000 л. с. При пользовании
графиками для случая мотора другой мощности площадь фронта установленного
„ 1000 . „
радиатора Гр изменяется в отношении, а получаемая величина (схг)охл — в
N
отношении до . На графиках обозначено через сх0 — коэфициент внешнего
сопротивления радиатора, -----отношение длины к диаметру трубок радиатора,
/^•—площадь выхода радиатора.
14230
14231
3
17
14231
Расчет лобового сопротивления
Фиг. 14231—I. Зависимость величины (Ac*/?) от фронта
радиатора (лобовой радиатор)
Фиг. 14231—II. Зависимость величины (ДсЛЕ)охл от фронта
радиатора (радиатор под фюзеляжем)
Фиг. 14231—III. Зависимость величины (ДСд.Е)охл
от фронта радиатора (радиатор в крыле)
18
Фиг. 14231 —IV. Зависимость величины (Дсхр)01Л от фронта
радиатора (радиатор внутри хвоста самолета)
Расчет лобового сопротивления
Фкг. 14231—V. Зависимость величины (dcrF)0XJI от фронта
радиатора (радиатор в передней части самолета)
14231-14232
Расчет лобового сопротивления
14232
В случае последователь-
ного расположения под фюзе-
ляжем масляного и водяного
радиаторов, когда второй ра-
диатор находится в спутной
струе за первым, суммарную
величину (схР)0-,л следует опре-
делять по формуле:
охл =(,CXF)масл +0,65(^Л) вод •
Расчет внутреннего лобового
сопротивления установок
воздушного охлаждения
Лобовое сопротивление капо-
тов моторов воздушного охлажде-
ния складывается из внешнего и
внутреннего сопротивлений.
Внешнее лобовое сопротивле-
ние капота неотделимо от сопроти-
вления всего фюзеляжа и учитывает-
ся при определении лобового сопро- фиг. 14231—VI. Зависимость величины (Дсд-Д)охл
тивления фюзеляжа или гондолы (дан- от фронта маслорадиатора подвесного типа
ные табл. 14221).
Внутреннее лобовое сопротивление капота для современных моторов и скоростей полета
обычно бывает мало и отрицательно, так как благодаря нагреву воздуха в капоте имеется
небольшая реактивная тяга. На практике увеличение лобового сопротивления вследствие всегда
имеющейся некоторой негерметичности капота сводит к нулю эффект указанной выше реактив-
ной тяги.
При расчетах капотов на максимальной скорости полета при условии
найлучшей герметизации внутренним лобовым сопротивлением можно пренеб-
речь.
В случае недостаточной герметичности капота в расчет следует вводить:
hcxS = 0,015^-0,025 м2— при прососах воздуха через пулеметные
или пушечные желоба,
Фиг. 14232. Определение для мотора
воздушного охлаждения
расположенные в пе-
редней части капота,
= 0,01-н 0,02 м2—
при прососах воздуха
через щели в швах ка-
пота,
ДггЛ=0,015=0,020лг2—
при прососах воздуха
через щели и отвер-
стия у шарниров юбки
капота или у заслонок
на выходе.
Эффект дополни-
тельного лобового со-
противления мотора
воздушного охлажде-
ния на режиме набора
высоты рекомендуется
относить к располагае-
мой мощности. Значе-
ния ДМ>хл— уменьше-
ния располагаемой
мощности вследствие
увеличения лобового
сопротивления установ-
ки воздушного охла-
ждения— могут быть
20
Расчет лобового сопротивления
14232—14241
определены по графику фиг. 14232 в зависимости от мощности мотора и вы-
соты полета. Значения ДМохл в первом приближении можно считать не завися-
щими от скорости полета.
РАСЧЕТ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ДЕТАЛЕЙ ВООРУЖЕНИЯ И ОБОРУ- 14240
ДОВАНИЯ САМОЛЕТА. УЧЕТ ДРУГИХ ИСТОЧНИКОВ СОПРОТИВЛЕНИЯ
Расчет лобового сопротивления установок вооружения 14241
Коэфициент лобового сопротивления наружной подвески, состоящей из
бомбы и держателя, с учетом взаимного влияния крыла определяют по фор-
муле
г --Г , Ъ Ъ !
X Н. ПОДВ - Ь х б. ИЗ 'C'l rt’2 о
Ом. б
Коэфициенты kx и k2 учитывают взаимное влияние бомбы и крыла, причем
kY зависит от зазора h& между поверхностью крыла и корпусом бомбы, a k2 —
от расстояния Ь& между корпусами соседних бомб вдоль размаха крыла;
с.г-б. из—коэфициент лобового сопротивления изолированной бомбы, отнесенный
к миделю бомбы
с _ ndl
*^М. б - ’
где d6 — наибольший диаметр корпуса бомбы;
(с?5)деР — лобовое сопротивление держателя, на котором подвешена данная
бомба, с учетом интерференции крыла и бомбы.
Значения коэфициентов для расчета лобового сопротивления установок
вооружения приведены в табл. 14241.
Расчет изменения лобового сопротивления самолета от п наружных подвесок
(или подвески, состоящей из п штук бомб заданного калибра) ведется по
формуле
------- ПСх Н. ПОДВ 5м. б
Сх воор -_ ~ •
Точно так же производится, расчет изменения коэфициента лобового сопро-
тивления самолета, вызываемого установкой одних держателей (без бомб),
торпед, реактивных снарядов и орудий и т. п., с помощью данных табл. 14241.
Таблица 14241
Определения лобового сопротивления наружной подвески объектов
вооружения самолета
Наименование
п/п
Примечание
1 Авиационные бом-
бы (на крыле)
на держателях с
учетом интерфе-
ренции крыла и
бомб
сх или cxS
где сх из ~ коэфициент
лобового сопротив-
ления изолированной
бомбы соответствую-
щего типа,
сх д — коэфициент ло-
бового сопротивления
держателей в присут-
ствии крыла и бомб,
п — число бомб
где S6 —ми-
делевое се-
чение бом-
бы, a d6 —
максималь-
ный диа-
метр кор-
пуса бомбы
(без бугеля)
х е м а
21
14241
Расчет лобового сопротивления
Таблица 14241 (продолжение)
№ п/п Наименование Схема сх или CXS Примечание
2 Авиационные бом- бы (иа крыле) на кассете типа КД-2 с учетом интерференции крыла и подвес- ки бомб 1 Т 11 ' 1 |-е— * ц -" ">? | о Сх= 1,1 «1+ -Ц. .--К «2, дб где Л] — число бомб на кассете, л2 — число кассет, сх к = 1,7~ коэфициент лобового сопротивле- ния кассеты в присут- ствии крыла, SK миделевое сече- ние кассеты SK = bK kK
3 Авиационные бом- бы изолирован- ные с бугелями и ветрянками ФАБ-50 ФАБ-100 ФАБ-100ЦК ФАБ-250 ФАБ-500 ФА Б-1000 АО-20М АО-25М] АО-25М, РРАБ-1 РРАБ-2 БЕТАБ-150ДС ЗАБ-ЮТГ ЗАБ-50ТГ САБ-ЗМ сх из сх из 0,12 0,0054 0,20 0,0120 0,24 0,0140 0,20 0,0160 0,22 0,0350 0,22 0,0430 0,40 0,0035 0,45 0,0052 0,30 0,0035 0,70 0,2860 0,70 0,2080 0,26 0,0085 0,40 0,0034 0,20 0,0065 0,60 0,0042 Со сложенными лопа- стями стабилизатора То же
4 Держатели наруж- ной подвески бомб Дер-19 И Дер-20 Схц 0,050 В присутствии крыла и бомб
0,035 В присутствии крыла
Дер-32 0,024 0,015 В присутствии крыла и бомбы В присутствии крыла
Дер-31 0,020 В присутствии крыла и бомбы
0,012 В присутствии крыла
0,013 В присутствии крыла и бомбы
Дер-31 с замками, ленными наполовину утоп- в крыло
0,008 В присутствии крыла
22
Расчет лобового сопротивления
14241
Таблица 14241 (окончание)
№ п/п Наименование Схема | сх или cxS Примечание
Рид сбоку | Узбаты 1 0,008 Ухваты снаружи, в присутствии крыла
0,0025 Ухваты сложены
обтекатель Вид снизу Дер-31 в обтекателе
5 Авиационные тор- педы на фюзе- ляже ГД i 1 Jrr и сх 1,55 С включением лобо- вого сопротивления держателя торпеды
Обогреватель Фюзеляж обтекатель /'Л А • i — ?—] ' г~4 4-)—( Стбарни открыть! Стоорни закрыты 1,2 Створки открыты Отнесен к миделю SM обте- кателя торпеды
0,2 Створки закрыты
6 Авиационное ору- жие cv S 0,0100 РО-|-РС 82 в присут- ствии крыла
0,0160 РО-|-РС 132 в присут- ствии крыла
0,0033 PC 82 в присутствии крыла
0,0066 PC 132 в присут- ствии крыла
0,0094 РО 132 в присут- ствии крыла
<—„— 0,0067 РО 82 без обтекателя в присутствии крыла
Bui сбоку Обтекатель Г д/—J ЦАГИ \ •— РО " 0,0020 РО 82 с обтекате- лями в присутствии крыла
' , ' " I I 1/50 L-. _ —- 1340 3 1 г
Вид снизу
0,0053 РО 82 в обтекателе и PC 82
23
14242
Расчет лобового сопротивления
14242
Сопротивление отдельных деталей самолета и его оборудования
В табл. 14242 приведены данные по сопротивлению отдельных деталей
самолета и его оборудования, как-то: всасывающих и выхлопных патрубков,
тормозных щитков, антенны, костыльного колеса и т. д.
Лобовое сопротивление мелких деталей, не поддающееся раздельному учету,
как-то: приемников гироскопических приборов, трубки Пито, установок борто-
вых сигнальных огней и т. д., могут быть оценены в 3% от величины cxS
самолета.
Сопротивление деталей самолета
Таблица 14242
№ п/п Наименование детали Схема Примечание
1 Антенна - ~i 0,0120 Истребитель
0,0160 Бомбардировщик
J) j
2 Костыльное колесо (не убирающееся) z' '^s\\ 0,0100 Истребитель
0,0230 Бомбардировщик
3
Открытые части
куполов шасси
24
Расчет лобового сопротивления
14242
№
п/п
Наименование детали
Тормозные решетчатые
щитки
запшнител оешетки прижатого щита
5
Лыжи, прижатые к
крылу, на самолете-
истребителе
Вид по А-а
Наружная подвеска
обтекателя в форме
веретена^Дна крыле)
с учетом интерфе-
ренции крыла
k = _L=3,5
d
Наружная подвеска об-
текателя в форме
цилиндрической
стойки с разным
удлинением с уче-
том интерференции
крыла
к = 2,5
к = 3
к = 4
Таблица ki'
Re 1-10» 2-10’ 3-106| 4-10® 5-10» 6-10®| 7-10®
fti' 2 1,35 1,15 j 1,05 1,02 1 1 1
Таблица 14242 (продолжение)
Примечание
0,0600
0,0300
0,0320 Зазор между лыжей и кры- лом отсут- ствует
0,0520 Зазор равен — 10 мм
0,0930 Зазор равен — 50 мм
Сх = Схизй1'^'> ГДе Схиз=°>04’ ky =/(Re), см. табл., й2' = 1,7 для данной схемы
сх —сх^\ ,
где
Сд.о = 0,035,
а в зави-
симости от к
стойки,
см. справа
таблицы
сх отнесен к
миделевому
сечению
обтекателя S
° 2,5 5 | 10 20 | 30 40 | 50 60 70 80 90 100
У 0 I l I I 19,8^19,0 1 1 17,4 15,2(12,2 8,4 0
у 2,5 5 | 10 20 | 30 40 | 50 60 70 80 90 | 100
0 5,6 8,0 11,6 15,о|16,4 16,4’15,6 i 14,2 12,2 9,6 6,0 0
0 2,5 5 10 | 20 | 30 40 | 50 | 60 70 80 90 100
У 0 - 6,1 9,1 12 12,5 ^s'njio.s I I 21 7,1 4,7 0
&Х=2,5 = 2’1
= i’8
^-4 = 1
х и у даны
В % \т
4
25
14242
Расчет, лобового сопротивлений.
№
Наименование детали
Схема
8
Наружная подвеска об-
текателя в форме
конической стойки
с учетом интерфе-
ренции крыла
х | о| 2,б) 5 | 10 | 20 | 30 | 40 50 | 60 I 70 80 | 90
9
Х = 3
О 5,6
8 11,6 15 |16,416,4 15,6^14,2^12,2
Координаты профиля корневой и концевой части
обтекателя
Выхлопные патрубки
(значения сх S отне-
сены к мотору
в 1 000 л. с.)
(cxS)N — (cxS)Mm 1000
а/
уплотняющие пластины
на
шток
экранирующие щитки
Обтекатель
. Коллектор „
выхлопных газоо
Делали герме- Нижний
тизаиии колота шит
Таблица 14242 (продолжение)
9,б1 6
।
сх S [-М3] Примечание
сх = cxfii.< где сг = 0.035 *L3=’> сх отнесен к миделевому сечению обтекателя S k = bEL Сст х и у даны в % *ст
100
0
0,0180 Тип а
0,0120 Тип б
0,0100 Тип а
0,0060 Тип б
0,0050 Тип в
0,0100
духа для пробу=
во. обтекателя..
Короб для герме-i
тизарии налога
вид по то. а
Выхлопной коллен^у
торный патрубок
мотора бездушного охлаждения
0,0100
26
Расчет лобового сопротивления
14242
Таблица 14242 (продолжение)
№ п/п Наименование детали Схема Cx S [-w'2l Примечание
10 / Всасывающие патрубки (значения crS отне- сены к мотору в 1000 л. с.) (cxS)N — (c-t5)1000 1000 1 lip 'ж 0,0150
Ci2,1 1 111 S Ци^М ж 0,0075
r г fpA L .П Стета фюзеляжа ; . Сеч А -а \' 0,0075
1 Тип „б"-, /-Тип„а" 1 \ 4—WK ' 1 1 / 5» 0,0200 0,0120 Без обтекателей, тип а С обтекателем, тип б
0,0160
27
14242-14243
Расчет лобового сопротивления
Таблица 14242 (окончание)
Схема
Приме-
чание
Наименование детали
сх S [л2]
11 Отверстия в капоте, необходи- мые для работы мотора (значения сх S отнесены к мотору в 1000 л. с.) (ca4>)w (ct>5)iooo Продув картера мотора, отверстие забор- ника воздуха для трубки Вентури, отверстия дренажа 0,0075
Добавлены заборники воздуха для обдува мотора с фиксированным патрубком для выпуска воздуха из-под капота 0,014
12 Установка неподвижного стрелкового вооружения (значения сх S отнесены к одной стрелковой точке) Пулеметное отверстие в капоте с герме- тизацией 0,0030
Пулеметное отверстие в капоте мотора без герметизации 0,0100
14243 Учет влияния отверстий и щелей на лобовое сопротивление самолета
Щели в местах стыка крышек капота, отверстия под дренажные трубки,
излишне большие отверстия под стрелковые установки и т. д. являются причинами
возникновения внутри фюзеляжа, моторных гондол и в крыле самолета вредных
протоков воздуха, приводящих в отдельных случаях к значительным потерям
в максимальной скорости (до 25 км/час). Поэтому совершенно необходимо
добиваться полной внешней и внутренней герметизации самолета.
Внешняя герметизация, т. е. устранение всех отверстий на поверхности самолета, должна
достигаться установкой эластичных прокладок в местах стыка съемных частей капота мотора и
туннелей радиаторов, а также тщательной и плотной подгонкой всех лючков на поверхности
самолета и доведения до минимальных размеров отверстий под дренажные трубки. Внутренняя
герметизация самолета для устранения продольных токов внутри фюзеляжа должна достигаться
заделкой всех отверстий в противопожарной перегородке и установкой герметичной перегородки
в хвостовом отсеке фюзеляжа. Точно так же должны быть полностью герметизированы внутрен-
ние каналы водо- и маслорад^аторов.
Сопротивление необходимых отверстий для продува картера мотора и
компрессора может быть оценено величиной
сх отв = 0,009-4-0,012
для одного мотора жидкостного охлаждения (см. табл. 14242).
28
Расчет лобового сопротивления
14250-14251
ОПРЕДЕЛЕНИЕ МИНИМАЛЬНОГО ВРЕДНОГО ЛОБОВОГО
СОПРОТИВЛЕНИЯ САМОЛЕТА
После подсчета коэфициентов лобового сопротивления отдельных частей
самолета (14210— 14240) составляется сводка лобовых сопротивлений самолета
(табл. 14251).
14250
14251
Таблица 14251
№ п/п Наименование частей и дета- лей самолета и его оборудо- вания Площадь или мидель ('х СХ$и [3/2] Примечание
1 2 3 4 5 6 7 • 8 9 Крыло (с учетом интерфе- ренции) Горизонтальное оперение . Вертикальное оперение . . Фюзеляж Моторные гондолы .... Радиаторы Установки вооружения . . Отдельные детали самолета и его оборудования . . . (Отверстия, щели) S Sp.o «В.,0 ф <? м. м-г F * охл <? м.воор м. Д См. 13350 и 14211 См. 13300 и 14212 То же См. 14221 См. 14222 См. 14231 См. 14241 См. 14242 См. 14243
н м И Н Для режима ]7тах Для режима 17под
Коэфициент минимального вредного сопротивления всего самолета вычис-
ляется по формуле:
Сх вр min — * Q---
отдельно для режима’1/тах и режима подъема на высоту (1/под).
В этой формуле коэфициент х введен для учета таких источников сопро-
тивления, которые не поддаются расчету (см. 14242), и может быть принят
равным 1,03.
14300
14310
14311
РАСЧЕТ ПОЛЯРЫ ЛИЛИЕНТАЛЯ САМОЛЕТА
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ НА РЕЖИМЕ
МАКСИМАЛЬНОЙ СКОРОСТИ
Величину сх самолета на режиме ожидаемого значения 1/тах определяют
Сг \г — Сх вр min "Т Cxi ,
итах
где сх вР min означает
коэфициент минималь-
ного вредного сопро-
тивления (см. 14251),
а сх1 — коэфициент ин-
дуктивного сопротив-
ления, определяемый
по формуле
Поправка (1-}-В)
учитывает превыше-
ние индуктивного со-
противления крыла дан-
ной формы в плане над
индуктивным сопротив-
лением эллиптического
крыла (фиг. 14311 — I).
Эффективное уд-
линение крыла самоле-
та кЭф определяется по
формуле
оно отличается от геометрического
удлинения крыла К множителем
—. Поправка 1 + учи-
1 I -Ькр
°кр
тывает возрастание индуктивного
сопротивления вследствие перерас-
пределения циркуляции из-за фю-
зеляжа и моторных гондол. Вели-
чина Si представляет собою сумму
площадей подфюзеляжной части
крыла и части крыла, занятой мотор-
ными гондолами (фиг. 14311 —II).
Коэфициент k учитывает изме-
нение эффективного удлинения из-
Фиг. 14311-11
за установок охлаждения мотора
(створки туннеля радиаторов, юбка капота и т. п.). Его значения для различных
типов установок охлаждения мотора, полученные из опытов в больших трубах
ЦАГИ, приведены в табл. 14311.
30
Расчет поляры самолета
14311-14321
Таблица 14311
Вариант системы охлаждения На режиме подъема На режиме 'чпах
1 Радиаторы в туннеле под фюзеляжем (вход и выход открыты) . 0,910 0,950
2 Радиаторы в туннеле под крылом (вход и выход открыты) . . . 0,870 0,930
3 Радиаторы в крыле, выходное отверстие на верхней поверхности (жалюзи открыты) 0,800 0,900
4 Капот на моторе воздушного охлаждения, выходное отверстие сбоку фюзеляжа (совок открыт) 0,740 0,870
5 Капот на моторе воздушного охлаждения, выходное отверстие снизу фюзеляжа 0,820 0,910
н ПРИМЕЧАНИЕ. При полном закрытии входа и выхода туннеля переходный коэфициент нмать равным единице. можно при-
самолета — определяют для
Значения су — коэфициента подъемной силы
режима Umax по формуле = ——- .
A v max
Если аэродинамический расчет покажет, что
самолета максимальная скорость не совпадает с
принятая при определении сх 14312
полученной из расчета, то
поправку в вычисленные значения коэфициентов лобового сопротивления крыла,
оперения и др., обусловливаемую изменением числа Рейнольдса, следует вносить
лишь при наличии расхождения в VInax более 10 —15%.
14321
ПОСТРОЕНИЕ ПОЛЯРЫ ЛИЛИЕНТАЛЯ САМОЛЕТА С НЕОТКЛОНЕННЫМИ 14320
ЩИТКАМИ. ПОСТРОЕНИЕ КРИВОЙ
Для построения поляры Лилиенталя зависимость коэфициента сопротивле-
ния самолета сх от угла атаки (или с„) в диапазоне изменений су от 0 до cVInax
берется в виде 0,05 Дхвр min 4~ + Cxi. bCg Здесь Дсг означает приращение коэфици- ента вредного сопро- 0,04 тивления самолета, об- условливаемое измене- нием угла атаки, а сх1— коэфициент индуктив- ного сопротивления са- молета, определяемый 0,03 по формулам 14311. Величина crBpmin определяется по фор- муле 14251 для приня- того значения Vmax на °.°2 расчетной высоте Нр и берется одной и той же для всех высот, принимаемых в рас- чете. 0,01 Приращение Дсл коэфициента вредного сопротивления самоле- та определяется в фун- кции относительного
За висимост ь лсхса МОЛ ет Z 0 ZLf.y
•
коэфициента с =—0 Л Су тах по графику фиг. 14321. 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1,0 Сц Фиг. 14321
31
14321-14323
Расчет поляры самолета
Таким образом, для построения поляры самолета должны быть известны:
Рх вр min (см. 14251), Су max (см. 13400) и Хэф (см. 14311).
14322
Рекомендуется следующий порядок определения сх самолета:
1. Пользуясь чертежом общего вида самолета, определяют (1 ф-8),
и Хэф (см. 14311).
2. Для ряда значений с у самолета от су = 0 до сут.^ включительно вычис-
ляют значения cxi (см. 14311).
3. Определяют су и соответствующие значения ксх (см. 14321).
4. Далее, простым суммированием подсчитывают значения сх самолета
(см. 14321).
Результаты подсчетов записываются в‘таблицу (табл. 14322), с помощью
которой и строится поляра Лилиенталя самолета.
Таблица 14322
СУ 1 0 0,1 | 0,2 | 0,3 |
cxi
\
Д сх
сг
Ппах
CxV I
-под
Разметку углов на поляре делают с помощью кривой cy=f(d) (см. 14323),
14323 Построение кривой cJZ==/(a) самолета с неотклоненными щитками
Исходными данными для построения кривой cy=f(a} служат значения а0
de de
(угол атаки при су = 0), и Cj,max . Значения % и для крыла с задан-
ными геометрическими размерами и профилем определяются на основании данных,
приведенных в 13200, величина су тах определяется методом, указанным в 13400.
Построение выполняется следующим
dcy
образом. По значениям а0 и проводит-
ся линейный участок кривой cy--=f(d) до пе-
ресечения с линией су ~-су тах, параллельной
оси абсцисс.
Метод определения величины критичес-
кого угла атаки а.Су тах (угла атаки при cvmax),
необходимой для построения верхней части
кривой cy=f(d), основанный на данных ис-
пытания модели, приведен в 13400. В случае
отсутствия.таких данных можно рекомендо-
вать следующий приближенный способ пост-
роения верхней части кривой cy ==f(p) для
натурных условий. Можно принять, что кри-
тический угол атаки получается как сумма
1°,5, где а.' — значение а в точке пересе-
чения продолжения линейного участка кри-
вой су с прямой Сушах (см. фиг. 14323). Верх-
няя часть кривой су = /(а) может быть про-
32
Расчет поляры самолета
14323-14332
ведена по лекалу, если иметь в виду, что начало отступления кривой cy=f(a)
от линейного закона в среднем соответствует значению у - 0,80.
Су max
Точность такого метода расчета вполне достаточна для выполнения расчетов
виража, разбега и пробега.
ПОСТРОЕНИЕ ПОЛЯРЫ ЛИЛИЕНТАЛЯ САМОЛЕТА
С ОТКЛОНЕННЫМИ ЩИТКАМИ
14330
Коэфициент сопротивления самолета со щитками, открытыми на взлет или
посадку, следует подсчитывать по формуле:
— J?'11
Сх = сх вр 4“ ) £
14331
Здесь Стр означает коэфициент
вредного сопротивления самолета, вклю-
чающий в зависимости от рассматри-
ваемого случая коэфициенты сопротив-
ления радиатора с полностью открытыми
створками и сопротивления выпущенного
шасси (см. 14545); Д^ — приращение
коэфициента вредного сопротивления
самолета, вызываемое открытием щит-
ков; Дс* — функция (см. 14321) и сх1 —
коэфициент индуктивного сопротивления
самолета с отклоненными щитками (см.
- К определению —J
Фиг. 14331 1
см. фиг. 14331 —I) учитывает
относительную долю площади
крыла, обслуживаемую щит-
ками.
Приращение Д^ коэфи-
циента вредного сопротивле-
ния, вызываемое открытием
щитков, зависит от угла откры-
тия Зщ и относительных разме-
~Г _ &131
ров Ьщ= -------хорды щитка
к хорде крыла. Эта зависи-
мость Д1сг=/0щ; Ьщ} пред-
ставлена на фиг. 14331 —II.
Значениедругих коэфициентов,
необходимых для расчета по-
ляры самолета с отклоненными
щитками, можно определять
по формулам, приведенным в
14311 и 13321.
Расчет сх самолета с от-
клоненными щитками рекомен-
дуется производить в следу-
ющем порядке:
1. По чертежу самолета
определяют и затем под-
считывают поправку
14332
5
33
14332-14343
Расчет поляры самолета
2. Далее, задавая последовательно ряд значений су самолета (включая Сушах,
соответствующий расчетному открытию щитков), подсчитывают cXi.
3. Для данных 8Щ и Ьт (^помощью графика фиг. 14331—II определяют Ьхсх.
4. Подсчитав значения су для взятых су самолета, по графику фиг. 14321
определяют Ьсх.
5. Затем суммированием по формуле 14331 находят значения сх самолета,
отвечающие заданному режиму полета.
14340 ПОСТРОЕНИЕ ПОЛЯРЫ САМОЛЕТА НА ОСНОВАНИИ
РЕЗУЛЬТАТОВ ИСПЫТАНИЯ МОДЕЛИ
14341 Если имеются результаты испытания модели самолета, построение поляры
самолета целесообразно базировать на них.
14342 Поляра, получаемая из продувок модели в малой аэродинамической трубе,
не совпадает с полярой самолета в натурных условиях. Это несовпадение
cx=f(cy) модели и самолета в натуре вызывается:
1. Отсутствием на модели некоторых деталей самолета, обусловливающих
изменение лобового сопротивления и подъемной силы в натурных условиях.
2. Изменением подъемной силы и вредного сопротивления при переходе
от модели к натуре, обусловливаемом разницей чисел Рейнольдса Еемод и ReHaT.
3. Различием структуры пограничного слоя у поверхности модели и само-
лета (в частности, различным местоположением области перехода ламинарного
пограничного слоя в турбулентный).
4. Отсутствием на модели работающего винта, в натурных условиях обу-
словливающего изменение лобового сопротивления и подъемной силы.
Приводимый ниже метод пересчета поляры модели на условия натуры
учитывает лишь первые три фактора; поправки на влияние винта надлежит
вводить по методу, изложенному в 14531.
14343 Поляра самолета в условиях натуры может быть построена по поляре
модели, полученной в малой аэродинамической трубе, пересчетом по формуле:
- Хмод
СТ = О вР min + Д^°Д (СТ) + ^°Д ’
эф
Здесь схвр ты — коэфициент минимального вредного сопротивления само-
лета, подсчитываемый для условий натуры (см. 14251);
дсмоД — приращение коэфициента вредного сопротивления модели
самолета,'обусловливаемое изменением угла атаки;
с“ат — относительный коэфициент подъемной силы су самолета;
с“°д — коэфициент индуктивного сопротивления модели само-
лета;
Х“°д и Х»ат — эффективное удлинение крыла самолета в условиях модели
и натуры.
Приращение Дс“од—коэфициента вредного сопротивления модели самолета—
определяется с помощью поляры модели, перестроенной в координатах с“од, (с^)мод
Дсмод = смод _ ^Сх вр min ^_ CxifT
оно представляет собою разность значений с“од, взятых на кривой с“од =/(с2)мод
и прямой, экстраполирующей начальный участок этой кривой. Определяемое
таким образом приращение Дс“од является функцией относительного коэфици-
ента с“од:
“мод — _____
Ly гмод *
^у max
Обычно это приращение не превышает значений, приведенных на фиг. 14343,
и при 0,125 <с“од< 0,75 равно нулю. Однако при неудачной компоновке самолета
и в особенности сопряжения крыла и фюзеляжа отклонение кривой с”од =f(c^)voa
от прямой, экстраполирующей ее начальный участок, может наступить при Су0Л >
34
Расчет поляры самолета
14343-14344
меньших 0,75, а само Дс“од существенно превысить величины, приведенные на
фиг. 14321.
Пересчет Дс“од на условия натуры производится путем замены с“од соот-
ветственными значениями для самолета в натуру, определяемыми по формуле:
z-иат — ;__У____
У £нат
у max
Величина эффективного удлинения модели самолета определяется йакло-
(см. фиг. 14343):
1
) МОД ——
' эф
л \д&)
\ у/
Отношение —-41 — эф-
X
фективного удлинения само-
лета — к геометрическому уд-
линению крыла может служить
известным критерием совер-
шенства компоновки самолета.
Для хороших истребителей-
низкопланов с мотором водяно-
го охлаждения это отношение
обычно равно 0,85 — 0,90, с мо-
тором воздушного охлажде-
ния — 0,80 — 0,85.
Величина эффективного
удлинения самолета всегда ока-
зывается меньше Х"фД. Это
уменьшение ХЭф при переходе
от модели к натуре вызывает-
ся имеющимися на самолете,
но не моделируемыми при ис-
пытаниях в малых аэродина-
мических трубах некоторыми
деталями, находящимися в по-
токе. Оно может быть также
следствием недостаточной гер-
метизации самолета.
Пересчет эффективного удлинения модели
по формуле:
Х«ат = /г)м°д,
эф эф ’
на условия натуры производится
где k — известный переходный коэфициент, значения которого были определены
из опытов в натурных трубах ЦАГИ (см. табл. 14311).
Если на модели воспроизведены охлаждающие устройства с правильно моделированным
протоком, можно принимать Х"фТ ~ Х“фД. Такое моделирование возможно на моделях с миделем
фюзеляжа или мотогондолы не менее 0,05 лР.
Таким образом, для построения поляры самолета в условиях натуры по
результатам испытаний его модели в малой аэродинамической трубе должны
быть известны поляра модели, сутах самолета, £\BPmin для данного режима
полета (Umax, набор высоты, вираж).
Пересчитывать поляру рекомендуется в следующей последовательности: 14344
1. Экспериментальную поляру модели самолета перестраивают в коорди-
натах с”од;'(^)мод.
2. Начальный участок кривой с“од =/(cj;)M0JI экстраполируют прямой так,
как это показано на фиг. 14343, и определяют величину эффективного удлине-
ния модели Х“°д.
35
14344
Расчет поляры самолета
3. По к“°д и переходному коэфициенту k подсчитывают эффективное удли-
нение и коэфициент индуктивного сопротивления самолета
^мод
/.нат — /.мод ЭФ
xi xi \ нат '
эф
4. Зная су max самолета й его модели, для ряда значений cv подсчитывают
смод и снат п0 формулам:
/«мод — ^У . снат — __£у_.
У гМОД , ’ у £нат
у шах max
Далее из графика с“од=/(с“од) определяют Дс“од, вычерчивают кривую
д^мод—у^мод^ с помощью которой и подсчитывают Дс”ат при соответствую-
щих значениях 7"ат-
5. Затем, определив с^вртт по методу, изложенному в 14251, подсчиты-
вают cx—f(c^) самолета простым суммированием по формуле (14343).
РАСЧЕТ ПОТРЕБНЫХ И РАСПОЛАГАЕМЫХ МОЩНОСТЕЙ
14400
ПОСТРОЕНИЕ ВЫСОТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК МОТОРА, СНАБЖЕННОГО 14410
ПЦН, С УЧЕТОМ СКОРОСТНОГО НАДДУВА И ПОТЕРЬ ВО ВСАСЫВАЮ-
ЩЕМ ПАТРУБКЕ
При построении высотных характеристик с учетом скоростного наддува
необходимо знать величину коэфициента внутренних потерь во всасывающем
, t кН АТТ <
патрубке ? где ^/7—потеря напора во всасывающем патрубке, а
р I/ /2
14411
V—
скорость полета.
; При отсутствии экспериментальных данных этот коэфициент может быть
принят равным 0,10 — 0,15 для выступающих и крыльевых патрубков. Для
внутренних патрубков необходимо, кроме того, учитывать потери напора на
участке между входом в капот и входом в патрубок.
Построение высотных характеристик мотора при наличии полной 14412
заводской высотной характеристики
1. По данным значениям коэфициента внутренних потерь в патрубке $
и скорости полета V по графику фиг. 14412—I определяют величину прироста
высотности вследствие эффекта скоростного наддува ДЯС.Н.
2. Мощность мотора на новом пределе высотности, с достаточной для
аэродинамического расчета точностью, принимают равной мощности на исход-
ной расчетной высоте, и начальный участок высотной характеристики от Н=0
до Й=Л/р-|-А^/с.и строят параллельно начальному участку исходной заводской
характеристики (фиг. 14412—II).
3. Кривую изменения мощности за пределом высотности проводят экви-
дистантно кривой исходной заводской характеристики.
Построение высотной характеристики производят для 5—6 значений V,
охватывающих весь летный диапазон скоростей от до IZmax.
37
14413
Расчет мощностей
14413 Построение высотных характеристик мотора при отсутствии
полной высотной характеристики, когда известны только
высотность и соответствующая мощность мотора
В этом случае предварительно производят при помощи графика фиг. 14413
построение приближенным способом высотной характеристики без учета ско-
ростного наддува, для чего:
1. Наносят на график точку А с координатами М/р и Нр.
- 2. Значение No при Н = 0 вычисляется по формулам:
---—для МОТОРОВ водяного охлаждения;
=NH (1—„ дЛЯ моторов воздушного охлаждения,
у
Точки N/fp и No соединяются прямой линией.
Фиг. 14413
3. Кривую изменения мощности за расчетной высотой проводят, интерпо-
лируя между кривыми графика фиг. 14413.
4. Построение высотных характеристик с учетом скоростного наддува
выполняют способом, описанным в 14412.
3S
Расчет мощностей. - 14420
ПЕРЕСЧЕТ ВЫСОТНОЙ ХАРАКТЕРИСТИКИ ДЛЯ ДРУГИХ СТЕПЕНЕЙ
НАДДУВА pk И ЧИСЕЛ ОБОРОТОВ п
Пересчет высотной характеристики для других степеней наддува pk произ-
водят следующим образом:
1. Определяют новый предел высотности, для чего через точку О (например),
соответствующую исходным значениям Hpi (точка Р) и pkl (800 мм рт. ст.,
например; фиг. 14421—I), проводят прямую, параллельную оси высот (ON), до
пересечения с кривой, соответствующей новому значению pk~pk2 (900 лог рт. ст.,
например). Проводя из полученной точки пересечения горизонталь до
14421
14420
14421
пересечения с осью высот, получают на последней новую величину предела
высотности Яр2.
2. Мощность на новом пределе высотности при новой степени наддува pk
определяют в координатах N и Н высотной характеристики (фиг. 14421—11), как
пересечение перпендикуляра, восстановленного из точки Яр2, с исходной кри-
вой мощности в точке В (при Нр2 > Нр) или ее продолжением в точке А
(при Н*2 <НР). При этом участок от точки NHd до точки А строят по
39
14421-14431
Расчет мощностей.
закону изменения мощности на высотах выше расчетной (исходной высотной
характеристики), а участок ниже расчетной высоты проводят параллельно
такому же участку исходной характеристики.
14422 Пересчет высотной характеристики для других чисел оборотов мотора про-
изводят следующим образом:
/ \2
1. Определяют величину (Лад. н )„, = (ku. н к ( —Ч ,
\ ni)
где (Лад. н к —адиабатическая работа нагнетателя при исходном, числе оборотов
п.. на исходной расчетной высоте Нр (определяется по исходным
значениям рн и Нр , фиг. 14421—I);
и2— новое число оборотов, при котором требуется построить высотную
характеристику;
(Лад. нк — адиабатическая работа при новом числе оборотов.
2. На графике фиг. 14421—1 проводят прямую (Лад. H)„=const до пересечения
с прежним значением pkl. Из полученной точки пересечения проводят горизон-
таль до оси ординат, где читают новое
значение предела высотности Нр при числе
оборотов мотора п2.
3. В координатах N—Н наносят точку
(фиг. 14422), взятую для числа обо-
ротов п2 по внешней земной характеристике.
4. Строят начальный участок высотной
характеристики путем проведения через точ-
ку прямой, параллельной началь-
ному участку исходной высотной характе-
ристики, до пересечения с перпендикуляром,
восстановленным из точки Яр„а. При этом
точка пересечения М определит величину
Нр„ нр„ ч мощности на новом пределе высотности при
2 * * числе оборотов п2.
Фиг. 14422
5. Участок высотной характеристики для
высот, ббльших расчетной, строят по закону изменения мощности такого же
участка исходной заводской высотной характеристики.
14423
Пересчет высотной характеристики для других окружных скоростей (чисел
оборотов) крыльчатки при неизменном числе оборотов мотора производится
следующим образом:
1. Для исходного и нового значений окружной скорости крыльчатки иг и
и2 по номограмме фиг. 14421—1 находят для данного pk величины отношений
ЛЛя, Мя3
ЛЛо Nio ~Ё2'
2. Новое значение мощности NeH, находят по формуле:
©
14430 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ДОПОЛНИТЕЛЬНОЙ МОЩНОСТИ В СЛУЧАЕ УСТАНОВКИ
РЕАКТИВНЫХ ПАТРУБКОВ
14431 В случае установки на самолете оптимальных реактивных патрубков коллек-
торного типа определение дополнительной мощности может быть произведено
при помощи диаграммы фиг. 14431.
Имея значение высоты полета Н и суммарной площади выходных отверстий
выхлопных патрубков Ра, отнесенной к мотору, имеющему эффективную мощ-
ность Д/= 1 000 л. с., графически, как показано на номограмме, определяют
величины: — реактивной мощности и ДАТ — потери мощности на валу мотора
вследствие повышения противодавления на выхлопе. Так как номограмма по-
строена применительно к мотору, имеющему эффективную мощность N—1 ООО л. с.,
40
Расчет мощностей.
14431
необходимо полученные значения мощностей умножить на отношение . „„„ , где
Af—эффективная мощность данного мотора на данной высоте.
Фиг. 14431
Таким образом определяются величины реактивной мощности N'R) потери
мощности вследствие повышения противодавления на выхлопе Д^, а отсюда
6
41
14431-14443
Расчет мощностей.
и общая величина дополнительной мощности, могущая быть полученной за
счет установки коллекторных реактивных патрубков.
14432 На фиг. 14431 штриховой линией приведена зависимость реактивной тяги
от скорости выхлопных газов P'R~f(c^ и показан способ определения реактив-
ной тяги на месте (Я=0, У=0).
14433 Номограмма фиг. 14431 применяется как для случая моторов жидкостного
охлаждения, так и для случая моторов воздушного охлаждения.
14434 Индивидуальные реактивные патрубки при правильно выбранных раз-
мерах выходного сечения (см. 56000) и современных скоростях полета
(~600 — 650 км)час) могут дать дополнительный выигрыш мощности мотора
порядка 6 — 3% (//= 0 ч-10 000 м) по сравнению с коллекторными патрубками.
14440 РАСЧЕТ РАСПОЛАГАЕМЫХ МОЩНОСТЕЙ
14441 Метод расчета располагаемых мощностей дается только для случая винта
изменяемого в полете шага (ВИШ), автоматически поддерживающего постоян-
ным заданное число оборотов.
Для расчета располагаемой мощности необходимо иметь заданными:
высотную характеристику мотора, полученную при испытаниях на
станке или расчетом;
тип винта, его диаметр и относительную толщину лопасти на отно-
сительном радиусе г — 0,9;
аэродинамические характеристики винта;
площадь выходных отверстий выхлопных патрубков;
эквивалентный диаметр фюзеляжа или моторной гондолы с участком
крыла, обдуваемым винтом;
коэфициент потерь всасывающих патрубков.
14442 Предварительно высотную характеристику мотора при заданных pk и п,
полученную при испытаниях на станке или построенную расчетным порядком
(см. 14410), перестраивают с учетом влияния скоростного наддува и потерь на
всасывании (см. фиг. 14412 — II).
Задаваясь Ушах, по этой построенной характеристике определяют границы
высотности на первой и второй скоростях нагнетателя и Н2) и высоту,
• соответствующую включению второй скорости нагнетателя (7/3).
Расчет располагаемых, а также потребных мощностей производят для сле-
дующих высот: Н=0, H=10QQ, Н = Нг, Н=Н%, Н=НЪ, Я = Я2-|-1000,
Н— 2000. Этб количество кривых является необходимым и достаточным
минимумом для построения характеристик Ушах=/(Я) и
14443 Прежде чем приступить к расчету располагаемой мощности, определяют
коэфициент ^ф, учитывающий потери на взаимное влияние винта и самолета.
Коэфициент приближенно принимается постоянным для всех высот и не
зависящим от режима полета.
Это объясняется тем, что при расчетах располагаемой мощности обычно пользуются харак-
теристиками винтов, полученными при испытаниях совместно с каким - либо телом (фюзеляж,
например, и т. п.), и таким образом взаимное влияние винта и самолета в основном оказывается
уже учтенным. По существу с помощью коэфициента йтф вводится лишь поправка на различие
в условиях работы винта на экспериментальной установке и на самолете.
Коэфициент определяется по формулам:
k-фф = 0,985 ---Для моторов жидкостного и воздушного охлаждения при
ф° пользовании соответствующими графиками характеристик
винтов;
^Ф — 0,970-т®---для моторов воздушного охлаждения при пользовании
графиками характеристик, полученных из испытаний
винтов с гондолой мотора жидкостного охлаждения.
42
Расчет мощностей
14443-14445
Здесь и k$. —поправочные коэфициенты на влияние фюзеляжа
соответственно на самолете и в опыте, относимые к изолированному
винту. Коэфициент принимается зависящим только от относительных размеров
эквивалентного диаметра тела d3 и диаметра винта D, Зависимость k$ =
( d3 \
приведена на фиг. 14443.
Эквивалентный диаметр d3 опреде-
ляют следующим образом:
для мотора воздушного охлаж-
дения —
d3 = dK,
где dK—диаметр капота мотора;
для мотора жидкостного охлаж-
дения—
о ____ __
^=-7-УЛ = 1,128/Л,
у я
где Л — площадь габаритного сечения
фюзеляжа (без частей крыла, обдува-
емых винтом).
Потери мощности за счет противодавления на выхлопе определяют по 14444
формуле
где ДМ' — потери мощности, отнесенные к 1 000 л. с. (определяются по графику -
фиг. 14431), a Nh — мощность мотора на высоте И без учета скоростного над- " •
дува — принимается не зависящей от скорости ввиду малости величины ДЛ-'м.
Расчет располагаемых мощностей для каждой высоты (см. 14442) произ- 14445
водится следующим образом.
Для выбранных значений скорости V определяются значения относительной
поступи винта по формуле
tts D
и значения мощности ДГс.н по характеристике мотора с учетом скоростного
наддува (см. 14442).
Определяются значения расчетной мощности по формуле
NP =Nc.H— ДМ, (см. 14444)
и соответствующие значения коэфициента мощности мотора °м по формулу
8 - 75Np
Рм Р«з£>5 •
гл V v*+(™71w
Определяются значения числа Маха по формуле Ма«= -----------------—
или по номограмме фиг. 14445 — I.
Определяются значения <р—угла установки лопастей на относительном ра-
диусе г — 0,75 — из характеристик винта по значениям X и рм —и значения кажу-
щегося угла притекания струй у винта В = arctg---по графику фиг. 14445—II,
U, /сиг
а затем геометрический угол атаки лопасти винта на относительном радиусе
г= 0,75 — по формуле
аг = ср — р.
43
Фиг. 14445—1
14445_________________ _________________________________________Расчет мощностей
Расчет мощностей
14445
По полученным значениям Ма# и аг определяются по графику фиг. 14445—III
значения поправочного коэфициента на влияние сжимаемости воздуха к коэ-
фициенту мощности рм, после чего определяются расчетные значения последнего
коэфициента по формуле
Затем из характеристик винта
по значениям X и рр определяются
расчетные значения: <рр —угла уста-
новки лопасти на относительном
радиусе г = 0,75—и т]—коэфициен-
та полезного действия винта.
Далее, во втором приближе-
ний, определяются значения гео-
метрического угла атаки лопасти
винта на относительном радиусе
г = 0,75:
&г.р----- фр Р*
По известным значениям аг.р и Мад определяются значения коэфициента
волновых потерь винта ма для металлических винтов—по графику фиг. 14445—IV,
а для деревянных винтов —по графику фиг. 14445 — V.
ПРИМЕЧАНИЕ. Эти графики построены для характерных толщин концевых сечений
металлических и деревянных лопастей винтов (4,5% и 6,5% соответственно, на радиусе
г =0,9). При необходимости произвести расчет для винта с другой толщиной концевых
сечений можно пользоваться аналогичными графиками для других толщин, приведенными в
45
14445
Расчет мощностей
Фиг. 14445—V
46
Расчет мощностей
14445-14452
Значения расчетного к. п. д. ?]р определяются по формуле
Г)р == k-r\ Ма ^1-
Значения располагаемой мощности Afpacn определяются по формуле
Л^расп = Ар Г)р -|- /V/? ,
где М?— реактивная мощность патрубков, определяемая, как указано в 14431.
Результаты расчетов записываются в таблицу (табл. 14445). - л. .
Перед каждой таблицей для отдельной высоты выписываются следующие
данные:
расчетная высота Н-,
мощность мотора на расчетной высоте без учета скоростного наддува Nh‘>
относительная плотность воздуха Д;
потери мощности за счет противодавления на выхлопе ДЛ/м.
В результате расчета строят кривые Afpacn = f (V) для различных высот.
РАСЧЕТ ПОТРЕБНЫХ МОЩНОСТЕЙ
Определение потребных мощностей и скоростей производят по формулам:
У = 14,4
N -° V —С V
су/сх~^ cJcx’
где V—скорость [км/час],
G — полетный вес [кг].
При Н~0, Д = 1,0 эти формулы имеют вид:
1 и Л/цотр о — С2 ,® .
V Су су1сх
Для перехода к высотам, отличным от Н — 0, пользуются формулами:
V/f == Гд“ И Л^потр Н~ Л^потр 0
Расчет потребных мощностей для всех высот производят отдельно для
режима Ушах и режима подъема на высоту, вводя каждый раз соответствующее
значение коэфициента лобового сопротивления системы охлаждения.
14450
14451
14452
14500
РАСЧЕТ ЛЕТНЫХ ДАННЫХ САМОЛЕТА
14501 Для расчета летных данных самолета кривые располагаемых и потребных
мощностей в функции скорости строятся на одном графике; при этом полу-
чается график типа графика фиг. 14501 (на этом графике обозначения Ни Н.2 и
Нл соответствуют обозначениям фиг. 14412—1, Н4 обычно берется равным
1 000 м, Нй — Н2-\-1 ООО, Hf. = H.2-Jr2 ООО м и т. д.; см. 14442).
Фиг. 14501
ПРИМЕЧАНИЕ. В некоторых случаях (например, в случае расчета для нескольких
значений полетного веса) весьма целесообразным оказывается метод расчета по индика-
торным скоростям. При пользовании^ этим методом по оси абсцисс откладываются значения
индикаторных скоростей И,- = V VД , а по оси ординат — значения потребных и распола-
гаемых мощностей, умноженных на УД. При таком построении вместо сетки кривых
ЛГпотр=7(У) для Различных И получается всего одна кривая, совпадающая с кривой
дГпотр=ПЮ Для Я=0. В пересечениях этой кривой с кривыми УраспУД получаются
значения индикаторных максимальных скоростей, близких к тому, что дает указатель ско-
рости в кабине пилота. Для получения истинных скоростей найденные значения Vt шах
должны быть разделены на соответствующие значения ]/Д. Полученные значения избы-
точных мощностей также делятся на ]/Д; подобным же образом поступают, например,
и для получения истинных значений скоростей, соответствующих Vy шах и т. д.
14510 РАСЧЕТ МАКСИМАЛЬНЫХ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА
14511 Значения максимальных скоростей горизонтального полета на разных вы-
сотах определяются, как абсциссы точек пересечения кривых потребных мощно-
стей для режима Утах с кривыми располагаемых мощностей для соответствую-
щих высот. Полученные данные заносятся в таблицу (табл. 14511). .
48
Расчет летных данных самолета
14511-14521
Таблица 14511
Н [.и] (см. 14501) 0 1 000 н=нг н=н3 н = н2 Н=Н2+\ ООО н= «2-4-2000
^max Н 1«м1час]
По значению Утах в области 1-й и 2-й границ высотности по графику 14512
характеристик мотора (см., например, фиг. 14412—II) уточняют границы высот-
ности мотора и строят кривую Утах = f(H) (см. фиг. 14512).
РАСЧЕТ ВЕРТИКАЛЬНЫХ СКОРОСТЕЙ И ВРЕМЕНИ ПОДЪЕМА 14520
САМОЛЕТА НА ВЫСОТУ
По графику располагаемых и потребных мощностей находятся максимальные 14521
избытки мощностей (A/V)max, как разность между располагаемыми и потребными
мощностями для режима подъема; определяются максимальные вертикальные
скорости по формуле:
75
У, = -^-(ДА/)тах [М1сек].
Вычисления Уу сводятся в таблицу (табл. 14521).
Т а б л и ц а 14521
Н [л<] (см. 14501) 0 «=1 000 11= Нх я=//3 Н=Н, //=//.,4-1000 Н = H.z + 2 000
Ипад [км/час] (Д«)тах [л. С.] Vy [м/сек]
7
49
14521-14531
Расчет летных данных самолета
Для уточнения значения Упод рекомендуется построить график Vy=f(V)
для различных высот и определить УПОд для значений V_j,max//.
14522 По значениям наивыгоднейшей скорости подъема на высоту (1/ПОд) в обла-
сти 1-й и 2-й границ высотности уточняются границы высотности мотора с уче-
том скоростного наддува и строят кривые и УПод—/(/У) (см. фиг. 14512).
14523 В точке пересечения кривой Vy = f(H) с осью ординат получается значе-
ние теоретического потолка самолета.
Практический потолок /Упр определяется для значения вертикальной ско-
рости Vy = 0,5 м)сек.
14524 Расчет времени подъема на высоту (барограммы взлета) производится
по формуле:
н
О
Этот расчет удобно выполнять следующим образом. Высота Н делится на
несколько частей по 1 000 и 500 м (ближе к потолку следует брать по 500 м).
Для каждой части высоты находится среднее значение (1/ДР, определяемое,
например, для середины каждой части, и подсчитывается время набора данной
1000 16,66 / . „ 1 ППП Л/
части высоты Дс = -дК/ТУч—~~7ТГ\—мин Для Д/У — 1 000 м или Дг —
ЬО ( l/y)cP ( Vyjcp \
500 8>33 Л и гпп \ о <
= 7 - = —-для Mi = 500 м . Значение времени набора высоты для
60 (V_y)cP (Vj,)cP у
различных Н получают последовательным суммированием величин М.
Вычисление сводят в таблицу (табл. 14524).
Таблица 14524
И
(УуКр м t
Значения t в зависимости от высоты /Устроятся на графике (см. фиг. 14512).
14530 РАСЧЕТ СЕРИЙНОГО ВИРАЖА
... Под серийным виражом понимают поворот самолета в горизонтальной плоскости с посто-
” янной угловой скоростью и постоянным углом атаки и углом крена, без скольжения.
Целью расчета является определение радиуса виража /?вир и времени поворота Гвир на
360° в зависимости от скорости самолета и, в частности, элементов так называемого «предельного
виража": минимального времени Гвир min и минимального радиуса виража /?вир min.
14531 Для расчета виража сначала строится поляра самолета с учетом эффекта
обдувки крыла винтами с помощью формул:
Ох м 1,02с^
/ a0 iF \ iF
<Ум = Су(1+0,137^5)-И =^-^ + 0,0216?! )В +0,0028 ^-а°;
\0/,о о у о
R-с S
50
Расчет летных данных самолета
14531-14532
Предварительно выписываются и под-
считываются следующие вспомогательные
величины, необходимые для расчета:
расчетная высота Наир. (обычно 1J300 м),
площадь крыла S = м2,
площадь крыла, обдуваемая винтом,
M2j
число моторов z — ,
площадь, ометаемая винтом, F = м2,
удлинение ,
отношение размаха крыла к диаметру
винта =
Коэфициент Q определяется по графику
фиг. 14531.
Результаты расчетов записываются в та-
блицу по форме табл. 14531.
СУ
аа
сх
сх м
в
1 +0.137С1Й
су(1 +0.137С1В)
«° iF
57,3 S
«° IF
57,3 S +°-о21<71
(бЛЗ'Т’ + °>о21с0 В
IF
0,0028 -р- а
О
с V м
Таблица 14531
От Су ~ 0,6с^ шах до су шах
По кривой су = /(а)
(см. 14323)
По поляре самолета для
режима Упад (см. 14320)
сХ!Л~
S
В — СХ М IF
Ci — по графику фиг. 14531
Расчет виража производится по формулам: 14532
D _ V2 Т _ 0,64V
7\вир "г - ' , 1 вир г „ =~ ,
4 g /п2 — 1 /п2 - 1
где перегрузка п = 1,05 су м ~ (здесь q — скоростной напор, р — удельная на-
грузка на крыло; множителем 1,06 учитывается влияние фюзеляжа и оперения,
имеющих положительную подъемную силу на больших углах атаки).
Ход расчета следующий: для расчетной высоты полета задаются рядом
значений скорости самолета на вираже V и по кривой располагаемой мощности
AZpacn=/(Vz) находят соответствующие значения Npacn.
Далее определяют схк — и п0 поляре (см. 14531) находят соответ-
ствующие значения сум.
51
14532-14542
Расчет летных данных самолета
Результаты расчета сводят в таблицу по форме табл. 14532.
Таблица 14532
14540
14541
Строятся кривые /?BHp=/(V) и Т’вир=/(РГ)
(см. фиг. 14532).
Значения наивыгоднейшего радиуса и вре-
мени виража находят для скорости, опреде-
ляемой условиями безопасности полета; соот-
ветствующая величина су безоп может быть вы-
брана равной 1,1 —1,4 в зависимости от сте-
пени устойчивости самолета на околокритиче-
ских режимах полета.
РАСЧЕТ РАЗБЕГА И ВЗЛЕТНОЙ
ДИСТАНЦИИ
Для расчета разбега и взлетной дистан-
ции принимается, что вся длина пути Авзл, прой-
денного самолетом от момента старта до подъема
на высоту 25 м, состоит из трех участков:
1) участок разбега Л1 = /.Разб от мо-
мента старта до момента отрыва от земли;
2) участок выдерживания Z2 — гори-
зонтальный полет над землей до достижения
Фиг. 14532
скорости полета, соответствующей режиму набора высоты;
3) участок £3, на протяжении которого самолет набирает высоту 25 м.
При этом обычно пренебрегают участком криволинейного полета — пере-
ходом на набор высоты, который следовало бы отнести к участку А3. Если
принять, что установившийся набор высоты происходит непосредственно от
поверхности аэродрома, ошибка, происходящая от принятого допущения,-умень-
шится вдвое.
Расчет производится методом Маделунга — наиболее точным методом
расчета длины пути, пройденного самолетом в неустановившемся прямолиней-
ном движении (см. 14542—14548). Этот метод расчета рекомендуется применять
в тех случаях, когда следует произвести сравнение отдельных вариантов винтов,
посадочных приспособлений и пр. Так как длины разбега и выдерживания
в сильной степени зависят от скоростей, на которых происходят отрыв и набор
высоты, а также от состояния аэродрома и искусства летчика, т. е. факторов,
не поддающихся точному учету, для обычных целей практики является вполне
допустимым при расчете взлетной дистанции пользоваться приближенным мето-
дом (см. 14549).
14542 Расчет располагаемой тяги производится, как указано в табл. 14542.
Предварительно определяются потери мощности за счет противодавления
на выхлопе ДМ, (см. 14444), коэфициент ф, учитывающий потери на взаимное
влияние винта и-самолета (см. 14443), и величины п2 и D4B.
Строится график зависимости Ррасп =/( V) (см. фиг. 14546).
52
Расчет летных данных самолета
14542-14544
Таблица' 14542
V
к We. и wP Рм Ма₽ ? аг Лр ₽Р •р Т| “г.р Ма К “Р Р Nr pr р Расп - ( . См. 14445 ^7] Ма “р = к *71 ф“ а — коэфициент тяги винта, ^ф —см. 14443) Р = о,125ар nW* См. 14431 75 PR~VNR T’fiacn — Р Pr
Скорость отрыва определяется по формуле:
14543
р
в которой выражение l-]-^1 учитывает повышение подъемной силы на режиме
разбега вследствие влияния работающего винта.
Сначала определяется скорость отрыва 1/отр в первом приближении по
формуле:
Уотр
где Сует — соответствующий углу атаки для трехточечного положения самолета
(см. 14141).
Затем по графику Ррасп = /(V) определяется значение Ррасп при V = 0,7 УотР
и, далее, определяется Pj=0,9Ppacn, после чего определяется скорость от-
рыва V^TJ).
Скорость подъема определяется по формуле: 14544
Упод = 171 /~ [км/час].
53
14545
Расчте летных данных самолета
14545 Потребные тяги на каждом из рассматриваемых участков определяются
по формулам:
для участка разбега (до КтР — см. 14543):
= (с,- fc, И +fo - а И +70;
для участка выдерживания (от 1/ОтР до Код— см. 14543 и 14544):
Рпотр = ^3-
Расчет потребной тяги от старта до скорости отрыва ведут в предположении, что разбег
происходит при иаивыгоднейшем угле атаки и что к моменту отрыва летчик резко увеличивает
угол атаки до получения необходимого равенства веса и подъемной силы. На участке выдержи-
вания полет производится уже при соблюдении равенства G —Y для каждого значения скорости.
Предварительно определяются сх К11аив и су К(1аив (при анаив, при котором
разность cx — fc имеет минимальное значение; здесь f—коэфициент трения при
разбеге). В случае отсутствия поляры самолета с выпущенным шасси
такая поляра рассчитывается по формуле:
Сх ш — (сх ш) ипод 4~ (Д сх )ш,
(при выпущен- (при убран-
ном шасси) ном шасси)
где (Дсл)ш =0,5 (cx)vmax — Для одномоторного самолета;
(при убранном
шасси)
(Дсл)ш = 0,35(сх)ктах — Для двухмоторного самолета,
(при убранном
шасси)
Значение (cjvmax самолета с убранным шасси определяют по поляре или
по формуле:
75 X 8 X 2 X 3,6Wpacn _ 5600(Wpacn .
5дуз si/з
(при убранном
шасси)
Строится поляра самолета с выпущенным шасси (фиг. 14545). На графике
сх
поляры от начала координат проводится прямая по уравнению су=-у, в ко-
тором принимается при расчете разбега
по бетонной дорожке
f 0,02,
по травянистому аэро-
дрому
/~0,06,
по снегу на лыжном
шасси
/^0,10.
Затем параллельно этой
прямой проводится касатель-
ная к поляре. В точке касания
получаются искомые значения
Сх наив И Су наив (СМ. фиГ. 14545).
Подсчитываются значе-
ния вспомогательной величи-
ны а-.
__, , . 5
Л — \СХ наив JCy наив) у?
Фиг. 14515
Результаты расчета РПотР сводятся в таблицу и на графике зависимости
Ppacn= f(V) строится также зависимость РПотР = f(V) (см. фиг. 14546).
54
Расчет летных данных самолета
14546-14547
Длина разбега Z.pa36 = £1 и суммарная длина разбега и выдерживания 14546
Z/4-Z.2 определяются графически:
— СТРОИТСЯ общий график ЗаВИСИМОСТеЙ Ррасп =/( К) И PnoTP=/(V) (см.
фиг. 14546), предварительно уже определенныхДсм. 14542 и 14545).
—Точка на оси ординат Р = —, где га = 3 или 4, соединяется прямой с
точкой на оси абсцисс V — 9,81 M!tceic.
—Начиная от точки пересечения кривой располагаемой тяги с осью ординат
между кривыми Ррасп и РПотР проводится ломаная линия так, что в каждом
звене этой линии один отрезок параллелен оси ординат, а другой — ранее
построенной наклонной линии.
ПРИМЕЧАНИЕ. В случае разбега при ветре, имеющем скорость W [м1сек], ломаную
линию следует начинать не от оси ординат, а от пересечения прямой V = W с кривой
располагаемой тяги.
—Длина разбега и выдерживания определяется как сумма средних скоро-
стей — значений Vt, соответствующих середине основания каждого треугольника:
для разбега:
для разбега и выдерживания:
/ Гпод
\ о
Длина участка набора высоты А3 определяется по формуле:
14547
А3 = 25-|^- = 5О °
г*изб
Ризб
где
Ризб = (Ррасп Рпотр )Гпод (см. фиг. 14546).
ПРИМЕЧАНИЕ. Средняя скорость Ипод, соответствующая набору высоты первых
25 метров, обычно меньше скорости Ин в, соответствующей режиму набора высоты при
максимальном значении Vv. Множитель 2 в формуле для определения L3 учитывает уменьшение
мощности Nll36, затрачиваемой на подъем самолета, за счет мощности, затрачиваемой на
продолжающийся разгон самолета.
55
14548-14549
Расчет летных данных самолета
14548 Взлетная дистанция определяется по формуле:
Авзл = А14-/-»4-Лз (см. 14546 и 14547).
14549 Приближенный метод расчета взлетной дистанции
' Расчет взлетной дистанции производится следующим образом. Находится
значение скорости отрыва 1/0Тр. (см. 14543), причем в случае отсутствия графика
Ррасп=/(Н) значения располагаемой тяги находятся по формуле:
г, 270AZpacn / т г / \
Ррасп = -------- (здесь V— в км/час).
Определяется скорость подъема 1/ПОд по формуле:
. 1/под = 17 ~ [км/час].
Длина разбега определяется по формуле:
i, = 0,0045
o-f
где 1/отр —в км/час-, значения /—см. 14545; значение Р определяется, как Ррасп
при V— 0,71/отр (см. 14543).
270N
По графику PPacn=/(V) или по формуле Ррасп =-----------^Ра_сл (см. выше)
определяется значение Р2, соответствующее скорости
Т7 I/отр ~|~ 1/пОД
1/ср 2 •
Определяется су по формуле:
Для полученного значения су по поляре самолета с выпущенным шасси
определяется соответствующее значение сх. При отсутствии поляры с выпу-
щенным шасси ее строят методом, указанным в 14545.
Вычисляется Лер по формуле:
Y _ сл51/с2р
’ ср ~ 16“ ’
Л2 = 0,004 G
Длина участка выдерживания определяется по формуле:
2
отр
ср
270
По графику Ррасп =/(!/) ИЛИ ПО формуле Ррасп = -р- Лрасп
определяется значение Р3, соответствующее скорости УПОд.
4
Определяются коэфициент Супод— —ъ и соответствующее
V под
ние Сдгпод по поляре самолета с выпущенным шасси (см. 14545).
Вычисляется ЛПод по формуле:
у ___ Сх ПОД"5 1/под
-^ПОД •
(см.
ему
выше)
значе-
56
Расчет, летных данных самолета
14549-14562
Длина участка набора высоты L3 определяется по формуле:
Длина взлетной дистанции определяется по формуле:
^-взл = L2 -р L3.
РАСЧЕТ ПОСАДОЧНОЙ СКОРОСТИ 14550
Посадочная скорость самолета определяется по формуле: 14551
6?ПОС
Упос = 1з1/ —— [км/час],
у Су ст
Здесь Опое — вес самолета, соответствующий условиям посадки, с^ст —коэ-
фициент подъемной силы для угла атаки в условиях стоянки на трех точках
(см. 14141).
РАСЧЕТ ПОСАДОЧНОЙ ДИСТАНЦИИ 14560
При расчете посадочной дистанции Lnoc предполагается, что весь путь 14561
состоит из трех участков:
1) планирование с высоты 25 м до поверхности аэродрома (£')',
2) выдерживание с целью потери скорости (/.");
3) пробег до полной остановки самолета (АПроб = £'")•
Посадочная дистанция может быть определена методом Маделунга
(см. 14550). В этом случае на расчетном графике на участке скоростей от ско-
рости планирования Упл до посадочной скорости УПОс’ строится кривая лобового
сопротивления Апл = сх пл qS, а на участке от УПОс до У =0 —кривая суммы
сил трения колес о землю и лобового сопротивления Х=(сл ст &у ст f)qS. Здесь
сх ст и Сует отвечают углу атаки, соответствующему положению самолета на трех
точках; f—см. 14545. Построение зигзагообразной линии ведут от Упл до У—0.
Общая длина посадочной дистанции определяется по формуле:
Lnoc — У; 25 —Г?— ,
А ПЛ
где Апл— лобовое сопротивление самолета при скорости планирования Упл,
которая определяется, как указано в 14562.
Расчет посадочной дистанции по приближенному методу 14562
Расчет посадочной дистанции по приближенному методу производится
следующим образом:
Находят скорость планирования по формуле
,, д / Gnoc
УПЛ - Л-пл \ / ~ g >
где Опое — вес самолета в условиях посадки.
Значение коэфициента /гПл определяют из табл. 14562.
Таблица 14562
Случай посадки С открытыми щитками С закрытыми щитками
s Для самолетов без концевых предкрыл- S § ков в- и Для самолетов с концевыми предкрыл- т ками ПРИМЕЧАНИЕ. Приведенные значения коэфи в условиях посадки не ниже: ~ 1,50 — для случая отк 14,7 13 циента Апл справедливы дл рытых щитков и ~ 1,10 — 17 15 я самолетов, у которых су тах для случая закрытых щитков.
8
57
14562-14571
Расчет летных данных самолета
По значению Ипл находят с>пл и по поляре самолета с открытыми при-
способлениями и с выпущенным шасси определяют соответствующее значение сх пл.
В случае отсутствия поляры с открытыми посадочными приспособлениями и
выпущенным шасси ее строят по методам, изложенным в 14330 и 14545, причем
для случая использования тормозов при пробеге коэфициент трения принимается
равным /=0,25.
Определяют путь L', пройденный самолетом при планировании с высо-
ты 25 м, по формуле:
L' = 25 .
По той же поляре самолета с открытыми щитками и выпущенным шасси опре-
деляют коэфициент Сд-ст для су = суСт—значение, отвечающее углу атаки, соответ-
ствующему положению самолета на трех точках.
Определяют упОс (см. 14551).
Находят средние значения:
Определяют длину пути L" при выдерживании:
I/2___I/2
L" = 0,004(?пос —
Аср
Подсчитывают при 1/=0,91/ПОс:
Определяют длину пробега 2,пРоб:
L'" ==Апро6 = 0,0045
Посадочная дистанция 2,ПОс определяется по формуле:
Lnoc = L' + L"+L"'.
14570
14571
РАСЧЕТ ДАЛЬНОСТИ ПОЛЕТА
Крейсерский полет самолета с вин-
том изменяемого шага обычно осуще-
ствляется при числе оборотов мотора,
изменяющемся в зависимости от снимае-
мой мощности и, следовательно, в зави-
симости от скорости полета таким об-
разом, чтобы на каждом режиме полета
удельный расход горючего был мини-
мальным. Такой метод эксплоатации со-
ответствует практически наивыгодней-
шей дальности.
В тех случаях, когда к.п.ц. виита
получается по расчету менее 0,72—0,70
(без учета влияния числа Маха) при р
выше 0,3—0,5, следует проверить рацио-
нальность увеличения числа оборотов.
Для расчета дальности поле-
та, в котором числа оборотов мо-
тора соответствуют минималь-
ным удельным расходам топлива,
необходимо иметь характеристи-
ку мощности при наивыгодней-
ших оборотах и соответствующие
характеристики расходов горю-
чего. Характеристика имеет вид,
показанный на фиг. 14571.
58
Расчет летных данных самолета
14571 14574
Кривая А соответствует внешней характеристике; кривая В дает мощность
в функции числа оборотов при минимальном расходе топлива (Л/ =f{n) при cemin).
Кривая В обычно близка к прямой постоянного среднего эффективного давления
.f N Л
ре = const 1 и, следовательно, = const I.
Требуемые характеристики получаются экспериментальным путем; их реко-
мендуется получить от завода — поставщика моторов.
Если кривая N=f(n) при cemin не заснята при испытаниях на станке мо-
тора, можно для приближенных расчетов ее построить, считая, что она соответ-
ствует ре— const.
Для подсчета точек кривой В можно принять среднее эффективное давле-
ние равным 9,5—10 кг'[см?-, для моторов, имеющих по внешней характеристике
среднее эффективное давление меньше 10 кг/см2, можно принять, что минималь-
ные расходы соответствуют внешней характеристике.
Исходя из принятого условия /7е= const, точки кривой В подсчитываются
по формуле:
14572
n=p^L
900
где V — рабочий объем цилиндров в дцм\
Зная кривую при cemin для земных условий, строят высотную
характеристику крейсерской мощности мотора. При этом принимается, что ре,
а следовательно, для точек кривой N=f(ti) при cemin сохраняется постоян-
14573
ным по высотам, до высоты, когда данное значение ре не может поддерживаться
и начинает падать. Начиная с этой высоты, минимальные расходы соответствуют
внешней характеристике.
Для максимальных скоростей,
т. е. на номинальной мощности, вы-
сотная характеристика строится с
учетом скоростного наддува так, как
это указано в 14400. Для мощности
0,75 7V и меньше, высотные харак-
теристики строятся с учетом ско-
ростного наддува для скорости,
раВНОЙ 0,75 Утах.
Таким образом, для построе-
ния высотной характеристики крей-
серских мощностей на высотную
характеристику мотора, построен-
ную с учетом скоростного наддува
(фиг. 14573), наносятся точки
Nt, Ne, N&, взятые по кривой N=f(n)
при min ДЛЯ земНЫХ УСЛОВИЙ ДЛЯ
различных чисел оборотов, и про-
водятся прямые постоянной мощно-
сти до пересечения с кривыми, со-
ответствующими постоянным оборотам. Мощности Nx, и т. д. рекомендуется
брать равными:
Л^1=Д/пот; Л/g — 0,75 Д^пот', — О,5Л4ют', — 0,4/Vnom; ^V6 — 0,3 7Vnom И
AZ6=0,2 2Vnom.
Построение высотной характеристики делается указанным способом для 1-й
и 2-й скоростей ПЦН.
В случае, если снятых на станке земных характеристик расходов горючего
для мощностей и оборотов кривой N=f(n) при лСе min не имеется, можно
определить приближенные расходы горючего у земли, пользуясь одним из ниже-
приведенных способов.
14574
59
14574
Расчет, летных данных самолета
— В случае, если дается расход по винтовой характеристике, соответствующей
номинальной мощности мотора, можно принять, что кривая расходов для наивы-
годнейших режимов совпадает с кривой дроссельных расходов в промежутке
от номинального числа оборотов до числа оборотов, соответствующего се mjn, а
далее, на меньших числах оборотов переходит в прямую ce=cemin дроссельной
характеристики.
— Если в заводских данных имеется расход горючего только на номиналь-
ном режиме, для получения характеристик наименьшего удельного расхода при
наивыгоднейшем числе оборотов можно воспользоваться графиком фиг. 14574—I,
дающим изменение удельного расхода в функции отношения мощности к номи-
нальной мощности.
— Если имеются
одной дроссельной характеристике
данные расходов горючего по внешней характеристике и по
при каком-либо числе оборотов, то строится
график относительной дроссельной мощно-
сти ^ = /Удpoc в функции относительного
Л/ внешн
часового дроссельного расхода ch — с-—
Ch внешн
причем Андрос, А^внешн, ^йдрос, С/г внешн беруТСЯ
при одном и том же числе оборотов.
Этот график (фиг. 14574 — II) прило-
жим к любым числам оборотов данного мо-
тора; пользуясь им, можно вычислить
часовые и удельные расходы горючего
для любых мощностей и оборотов и, сле-
довательно, определить режимы минималь-
ных расходов горючего.
— Если из заводских данных известен
расход только на номинальном режиме, для
построения расхода по внешней характе-
ристике следует принять, что при числе
оборотов, соответствующем 0,5 рас-
ход горючего по внешней характеристике
paeerf 0,82 се на номинальном режиме. Для
участка от номинального режима до режима 0,5 Nnom можно принять, что рас-
ход меняется по закону прямой. При отсутствии данных можно принять
сепйш = 0,285 кг\л. с. час для 1-й скорости ПЦН и сеП0ш = 0,310 кг\л. с. час для
2-й скорости ПЦН.
60
Расчет летных данных самолета
14575-14576
Определение расхода на высоте делается в соответствии с графиком 14575
фиг. 14575—1. Строится ломаная АВС расхода горючего по внешней высотной
характеристике. Точка А определяет значение се, соответствующее мощности
на внешней характеристике при рассматриваемом числе оборотов на высоте
Н = 0. Точка В представляет расход по внешней характеристике на границе
высотности при рассматриваемом числе оборотов:
Се В = (1 —0,015Н) Се н —0,
где И—граница высотности с
учетом скоростного наддува в
км.
Абсцисса Нс точки С выби-
рается произвольно, а ордината
определяется по формуле
СеС = Се В [1 ~Ь 0,015 {НС — Нв}],
где Нс и Нв выражены в км.
Точки Л и В, В и С соединяются
прямыми. Полученная ломаная
представляет собой высотную
характеристику расходов для
внешней характеристики мотора.
Для построения высотной
характеристики расхода горюче-
го при эксплоатации на наивы-
годнейших числах оборотов для
каждого числа оборотов делается
следующее построение: наносит-
ся точка D расхода сгппП при
рассматриваемом числе оборотов, и на прямой ВС наносится точка Е, соответству-
ющая границе высотности (ре = const). Точки D и Е соединяются прямой. Лома-
ная DEC является, таким образом, высотной характеристикой расхода горючего
для рассматриваемого числа оборотов при условии эксплоатации на наивыгод-
нейшем значении ре. График наивыгоднейших удельных расходов строится
для чисел оборотов п, определенных при построении эксплоатационной крей-
серской характеристики (фиг. 14573).
Если кривая наивыгоднейших удельных расходов известна, то для полу-
чения удельных расходов при числах оборотов, повышенных против наивы-
годнейших, можно воспользоваться графиком фиг. 14575—II.
Построения характеристик расходов для 1-й и 2-й скоростей ПЦН совер-
шенно аналогичны. Различие заключается только в исходных значениях се у
земли и в измененных границах высотности.
Определение запаса горючего на крейсерский полет 14576
Полный запас горючего расходуется на следующих этапах полета:
крейсерский полет — Grop. крейС;
набор высоты — Огор.наб',
разбег, пробег, проба мотора, круг над аэродромом, планирование,
рулежка — ДСгор.
61
14576—14578
Расчет, летных данных самолета
Таким образом:
Grop. крейс Crop Grop. наб AGrop-
Количество горючего Grop. наб, необходимое для набора высоты
с, ______1 ок ^наб Nce
гор. наб — а * gg ,
где t— время набора высоты крейсерского полета в мин,
N— мощность, на которой производится набор высоты, в л. с.
се—расход горючего на режиме набора высоты в кг1л. с. час-,щ>и отсутст-
вии заводских данных се следует принять равным 0,33 кг)л. с. час, если
набор высоты происходит на форсированном режиме мотора, и равным
0,3 кг]л. с. час. режиме номинальной мощности.
Количество горючего AGrop зависит от типа самолета и мотора и ряда прак-
тических факторов. При отсутствии эксплоатационных данных можно принять
AGrop для одномоторных самолетов равным 20 кг и для двухмоторных — 60 кг.
14577 Расчет дальности проводится для среднего полетного веса
г ___г __ Grop -|- GM
(j Ср — Ополн 2
В случае, если вес горючего й масла превосходит 15% ОпоЛн, расчет даль-
ности должен делаться для нескольких этапов полета так, чтобы йес самолета
в каждом этапе менялся не более чем на 15%. Для каждого этапа вычисляется
средний полетный вес.
Для бомбардировщиков расчет проводится для двух этапов: полета до
сбрасывания бомб и после сбрасывания бомб в том случае, если вес бомб пре-
восходит 10% полетного веса самолета.
14578 Построение графиков крейсерских режимов полета
График крейсерских режимов дает зависимость между скоростью полета
и числом оборотов, обеспечивающим наименьший расход горючего, для всего
диапазона высот, на которых самолет может эксплоатироваться.
Для самолетов с большой дальностью графики крейсерских режимов должны
строиться для чисел оборотов, соответствующих значениям мощностей при
/7=0: A/nom, 0,75 Miom, 0,50A/nom, 0,40A/nom, 0,30 2Vnom и 0,20A/nom, снятых с кривой
N = f(n) при Cfmin.
Для истребителей определение дальности достаточно вестй для режимов
наибольшей дальности, 0,75 Mwm и Мют.
Расчет' крейсерских режимов удобно производить в излагаемой ниже
последовательности.
— Предварительно строится график потребных мощностей для среднего
полетного веса и положения створок радиатора, соответствующего режиму I/max,
по высотам: /7 = 0, граница высотности и затем для нескольких высот с проме-
жутками в 1 000 л/ (фиг. 14578 — I).
— Подсчитывают постоянную для данного числа оборотов величину
л 600 . „ - х
Д = -П5—3- (где D — диаметр винта, ns — число оборотов винта в секунду).
ns
— По высотной характеристике для различных взятых значений n = const
определяют мощности Nx, N2 и т. д. для взятых высот.
— Для каждого режима определяют согласно 14400 потери мощности из-за
противодавления на выхлопе (Д//м) и реактивные мощности (ДД^). Для номи-
нальной мощности мощность реакции вычисляется по максимальной скорости
на данной высоте. При этом следует использовать аэродинамический расчет
самолета. ;Для всех остальных режимов при определении мощности реакции
условно принимается скорость, равная 0,75 Vmax.
— Для каждого значения разности N — ДД/М определяют
А
62
Расчет летных данных самолета
14578
A
— Определяют путем последовательных приближений крейсерские скоро-
сти (14Рейс) для потребных мощностей, подсчитанных по формуле:
Л^потр — (IV— A/VM) т] —Д AZ/j.
Для этого, задавшись значением к. п. д. винта (*q), подсчитывается AZn0Tp.
Затем по графику потребных мощностей находится соответствующая скорость V
и вычисляется 1
> __ крейс
3,6л, D '
Далее, по характеристике
винта по X и р определяется тр
Если значение у не совпадает
со значением, взятым для пер-
вого приближения, то подсчет
повторяется для другого зна-
чения 7].
Для режимов /Vhom к. II. д. •
винта определяется со всеми
необходимыми поправками
(14440). Для прочих режимов
поправки-на число Ма можно
опустить, так как они незначи-
тельны и практического зна- -
чения не имеют. .
Вычисления'удобно рас-
положить в таблицах, состав-
ляемых для различных зна-
чений п — const. По дан-
ным таблиц строится график
крейсерских режимов полета
(фиг. 14578 — II).
63
14579-14582
Расчет летных данных самолета
14579 Расчет километровых расходов и дальности полета
Расчет километровых расходов и дальности полета сводится в таблицы
для нескольких высот от /7 = 0 до предельной высоты, на которой может быть
осуществлен полет на дальность. Входящие в эти таблицы величины Укрейс берутся
из графика крейсерских режимов для данной высоты и данного числа оборотов.
Величины Маив — наивыгоднейшие мощности — определяются из графика экспло-
атационной высотной характеристики мотора (фиг. 14573), а се — наивыгод-
нейшие удельные расходы при данном числе оборотов на рассчитываемой вы-
соте—снимаются с графиков, построенных в соответствии с фиг. 14575—I для
разных чисел оборотов мотора и высот полета.
Километровые расходы q вычисляются по формуле:
__ С^А/данв
Укрейс
По полученным из таблиц значениям q в функции скорости строится диа-
грамма километровых расходов (фиг. 14579).
Величина дальности L определяется по формуле
t __ Crop, крейс
= Я
14580 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЛЕТНЫХ ДАННЫХ САМОЛЕТА ПО ПРИБЛИЖЕННЫМ
ФОРМУЛАМ
14581 Приведенные в 14582 —14588 приближенные формулы могут применяться
лишь для приближенной оценки летных данных самолета.
14582
Максимальная скорость полета
Величина Утах приближенно может быть определена по формуле:
У max =
____
|/ д (s+1оо=о ’
Здесь N— мощность мотора на расчетной высоте с учетом скоростного
наддува [л. с.],
Д — относительная плотность воздуха.
При отсутствии точных данных можно Д определять по формуле:
19 —
214-/7
где Н — расчетная высота для мотора при испытании его на станке (без учета
скоростного наддува) [км],
S—площадь крыльев самолета [лг2],
0 = 2^5 всех деталей самолета, за исключением крыла [л«я].
64
Расчет летных данных самолета
14582-14584
Величина а для самолета с моторами жидкостного охлаждения берется из
-табл. 14582.
Таблица 14582
Тип самолета ’ж М Тип самолета ’ж М
Одномоторный, одноместный ис- требитель (серийный) ..... 0,22 — 0,24 Двухмоторный дальний бомбар- дировщик (5 = 50 ч-70 л2) . . 0,8 - 0,9
То же с улучшенной аэродина- микой 0,15 — 0,18 Четырехмоторный тяжелый бом- бардировщик (5=180-:-200 .и2) 2,8 - 3,2
Одномоторный штурмовик . . . Двухмоторный скоростной бом- бардировщик (S = 40 -т- 50 м2) 0,4 — 0,45 0,54 - 0,58 Истребитель с поверхностным ’ охлаждением (типа Не-100) . . 0,12
Для самолетов с моторами воздушного охлаждения можно считать, что
°в = 1,3 <3Ж .
Время подъема
14583
Время подъема на высоту И в пределах от 1000 до 6 000 м приближенно
определяется по формуле:
til = -у----[мин].
— т
G
Значение — берется из табл. 14583,
N—максимальная мощность мотора на расчетной высоте
(например, на 2-й скорости нагнетателя) [л. с.],
G— полетный вес самолета [кг],
т — в зависимости от аэродинамического совершенства
самолета выбирается в пределах от 0,05-г-0,08.
Таблица 14583
Н [км] 1 2 3 4 5 6
При обычном винте 0,34 0,70 1,07 1,46 1,84 2,24
Прн очень хорошем винте . . 0,31 0,63 0,96 1,31 1,65 . 2,02
Установившийся вираж (серийный) 14584
Для приближенного определения времени виража служит формула:
Твир = -L- (0,343 - 0,00408 для ~ < 58
Za \ о у о
и
Твир = 0,135 — 0,0005 -5^ для-^->58.
Za \ о / О
Здесь Т—время серийного виража [сек], *
А — относительная плотность воздуха на высоте виража (А = 0,907
на высоте 1 000 м),
G г , .
Р = ~$~ — удельная нагрузка на крыло [кг/м2],
N — мощность моторов на высоте виража [л. с.],
S—площадь крыльев самолета [м2].
Формулы эти применимы для самолетов со средним уровнем аэродинамики.
9 ---------------------------------------------------------------------;-------
65
14585-14587
Расчет летных данных самолета
14585 Разбег самолета
Длины разбега и взлетной дистанции приближенно определяются по фор-
муле:
(72
1=^М.
Значения коэфициента k приведены в табл. 14585.
G — вес самолета [кг],
N - - взлетная мощность мотора [л. с.],
5 — площадь крыльев [м2].
Таблица 14585
При неотклоненных щитках При отклоненных иа 20° — 30° щитках
Для определения длины разбега £ = 0,90 0,75
Для определения взлетной дистан- ции до набора высоты 25 м k= 2,35 2,10
14586 Посадочная скорость
Для приближенного определения посадочной скорости может применяться
следующая формула:
Кос = 501/ —у------ [км/час],
у ^0 1 ^ст
где /? —удельная нагрузка на крыло [кг/м2].
Для случая посадки с неотклоненными щитками принимается а0 = 2°.
Для случая посадки с отклоненными щитками принимается а0 = 9°.
аст — стояночный угол атаки крыла; рекомендуется принимать aCT = aCjz majc—3°.
Если стояночный угол атаки неизвестен, то для посадки со щитками в
первом приближении принимается
Кос = 10,7 кр.
14587 Дальность и продолжительность полета
Дальность полета и продолжительность его приближенно определяются по
формулам:
дальность полета L = f (У [км],
Т Crop f (У г 1
продолжительность 1 — % 1чае1-
В этих формулах: В = -У*рейс-,
V шах
Крейс — крейсерская скорость [км/час],
N—максимальная мощность мотора на данной высоте [л. с.],
Ках — максимальная скорость самолета на данной высоте [км/час]'*
се — соответствующий расход горючего [кг/л. с. час].
f (И
Значения / (В) и —g— берутся из табл. 14587.
66
Расчет летных данных самолета
14587-14588
Таблица 14587
Тип самолета 5 0,9 0,8 0,7
Истребитель /(5) /(£) $ 1,28 1,52 1,61
1,42 1,90 2,30
Бомбардировщик и штурмовик' /(5) 5 1,27 1,48 1,54
1,41 1,85 2,20
Потолок самолета
14588
Потолок самолета Н приближенно определяется с помощью формулы:
A = 0,046
/ /у \ 5,545
где А = И — j ,
Н—потолок само-
лета [км],
G — полетный вес
[кг],
N— расчетная
мощность мо-
тора (соответ-
ственно ре-
жиму Ушах)
[л. с.],
т] — к. п. д. винта
на режиме
Vmax,
р — удельная на-
грузка на кры-
ло [кг/м2],
сх0 — коэфициент
лобового со-
противления
самолета при
t> = 0,
X — удлинение
крыльев,
или по номограмме
фиг. 14588, соответ-
ствующей этой фор-
муле.
Для грубых
прикидок можно
пользоваться фор-
мулой
G
//=15,3 —0,036-ду
Фиг. 14588
[км],
где Нр — расчетная высота (граница высотности мотора) [км].
Этой формулой можно пользоваться в пределах 9 <;//<; 13.
; СОДЕРЖАНИЕ
‘ ' Стр. №
Общие указания по аэродинамической компоновке самолета . . . 3 14100
Расчет лобового сопротивления самолета........... ..... 13 14200
Расчет поляры Лилиенталя самолета....................... 30 14300
Расчет потребных и располагаемых мощностей.............. 37 14400
Расчет летных данных самолета . ........................ 48 14500
Для служебного пользования
Экз. №
РУКОВОДСТВО
для
КОНСТРУКТОРОВ
Том I
ВОЗДУШНЫЕ
ВИНТЫ
— 15000 —
ИЗДАНИЕ 2
ИЗДАТЕЛЬСТВО
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НК АП
; 1943
Составили:
Б. П. БЛЯХМАН, инженер
М. Н. ВЕСЕЛОВСКИЙ, кандидат технических наук
А. М. ЛЕПИЛКИН, инженер
Г. И. МАЙКАПАР, кандидат технических наук
Д. В. ХАЛЕЗОВ, доктор технических наук
Редактор раздела
Д. В. ХАЛЕЗОВ, доктор технических наук
Редакторы части 1
В. Н. МАТВЕЕВ, кандидат технических наук
И. В. ОСТОСЛАВСКИЙ, заслуженный деятель
науки и техники, доктор технических наук
Редактор Руководства для конструкторов
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
Отв. редактор А. А. Горяйнов
Объем 7!/г п- л-> 42 880 зн. в печ. л.
ЦВЦ РККА № 4867
Подписано к печати 13/IV 1943 г.
Уч.-авт. л. 8
Зак. № 180
Тип, изд-ва БИТ НКАП
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ВОЗДУШНЫХ ВИНТАХ 15100
ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ 15110
Основные геометрические характеристики 15111
Диаметр винта D — диаметр круга, описываемого концами лопастей
винта.
Покрытие винта — отношение развернутой площади всех лопастей
к площади диска, ометаемого винтом. Покрытие винта определяется площадью
лопасти и числом лопастей. Так как форма лопасти часто бывает неизвестна,
то обычно покрытие винта характеризуют величиной
— 'vi/max — ’
где k — число лопастей винта,
Ьтях — максимальная ширина лопасти в м.
При одинаковом распределении ширины лопасти по радиусу величина о
пропорциональна покрытию; приближенно ею пользуются и во всех других
случаях.
В дальнейшем покрытие винта всюду учитывается величиной а.
Относительная толщина лопасти со,э на относительном радиусе
— V
г ==-—== 0,9 в процентах или в частях ширины лопасти на этом радиусе.
Шаг винта или угол установки лопастей. Так как все современ-
ные винты имеют переменный по радиусу шаг, то обычно он характеризуется
величиной угла на относительном радиусе г = 0,75.
Кроме угла установки лопастей, на характеристики виита влияет также крутка лопасти
(степень закрученности лопасти). Круткой лопасти называется кривая распределения углов уста-
новки сечеиий лопасти по радиусу при нулевом угле установки сечения на относитель-
ном радиусе г = 0,75. Значения углов крутки определяются из кривой распределения углов
установки по радиусу по формуле
Здесь <Р — угол установки элемента лопасти на относительном радиусе г = 0,75.
Крутки лопастей современных винтов соответствуют приближенно круткам винтов постоял
ного шага Н, причем относительный шаг ft =-^ = 0,5-г-1,5.
Профиль сечений лопасти также влияет на работу винта, в осо-
бенности при работе с большими скоростями.
В настоящее время наиболее употребительными винтовыми профилями являются профили
Clark-Y, Ф, RAF-6 (табл. 15Ш).
Таблица 15111
Координаты профиля Clark-V
х в % b 0 2,5 5 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 Яное в % с /?хв в % с Центр тяжести
ув в % с 29,96 54,9 65,25| 80,55 95,7 99,5' 98,31 92,9'82,90 1 1 1 68,35 52,ю|зз,75 7,93 12,8 7,93 *0=0,4426 _Уо~ 0,416с
_)’н в % с 29,96 12,81 8,11 3,84 0,85 0 0 0 0 0 0 0 7,93
3
15111-15113
Общие сведения о воздушных* винтах
Окончание т а б л и ц ы 15111
Координаты профиля Ф
х в % Ь 0 2,5 5 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 ^НОС В % С /?хв в % с Центр тяжести
Л в % с 13 32 43 60 85 97 100 96 88 75 58 36,1 5 7 5 х0 = 0,46b _у0 = 0,40 с
_ун В % С 13 0,3 0,1 0 0 0 ° 0 0 0 0 0 5
Координаты профиля RAF-6
х в % Ь 0 5 ,10 20 30 40 50 60 70 80 90 95 100 ^нос В % С /?хв в % с Центр тяжести
у в % с — 59,2 78,6 96,1 100,0 99,1 96,1 87,3 74,7| 57,2 36,9 — — 12 9 х0 = 0,4456- уй = 0,420с
Обозначения: b — хорда профиля, с — максимальная толщина профиля, х — координа-
та по хорде, _ув и ун — координаты верхней и нижней линий профиля по перпендикуляру к
хорде, /?нос и /?хв — радиусы носика и хвостика профиля.
15112 Основные кинематические характеристики
Число оборотов винта в минуту. В соответствии с диаметрами
винтов (2-г-5 м) числа их оборотов колеблются на современных самолетах в пре-
делах от 2 500 до 1000 в минуту. Наиболее распространенные числа оборотов
винтов 1 800 :1 300 в минуту; они соответствуют диаметрам винтов 2,9 -ч- 3,8 м.
15113
Основные аэродинамические характеристики
Воздушные винты характеризуются следующими безразмерными вели-
чинами:
ж R 0 75N
коэфициентом тяги а “ > коэфициентом мощности р = ,
А О. . PV
коэфициентом полезного действия = у X = 75Д/ >
где Р— тяга винта [кг],
N— мощность винта [л. б.],
У — поступательная скорость винта [м1сек],
п — число оборотов винта в мин,
0) „
П. = тг---число оборотов винта в сек,
хт:
и — угловая скорость вращения винта [1/сек],
D — диаметр винта [ж].
Величина X, пропорциональная отношению поступательной скорости винта
к окружной скорости концов его лопастей, является критерием кинематиче-
ского подобия и называется относительной поступью:
V _ V
nsD ” o>R
Коэфициенты тяги, мощности и полезного действия винта зависят от его
диаметра, числа и формы лопастей и от скорости, с которой лопасти движутся
в воздухе.
Характеристики винта с лопастями заданной формы являются функциями
угла установки лопастей (9), относительной поступи (X) и критериев динами-
4
Общие сведения о воздушных винтах
15113-15131
ческого подобия — чисел Маха и Рейнольдса, определяемых для винта следую-
щим образом:
где а — скорость звука [м/сек],
V— кинематический коэфициент вязкости воздуха [л2 сек].
УНИФИЦИРОВАННЫЕ ВИНТЫ
15120
Приказом наркома авиационной промышленности проведена унификация 15121
винтов. Установлены: 1) основные типы втулок винтов, 2) стандарт диаметров
винтов, 3) типы унифицированных металлических дуралевых лопастей винтов
для основных серийных самолетов.
В качестве основных втулок выбраны втулки трехлопастных винтов АВ-5, 15122
ВИШ-105 и ВИШ-61 (см. 15130). Для создания большей маневренности и
взаимозаменяемости втулок и лопастей все винты должны выпускаться в даль-
нейшем только с резьбовым сочленением втулки с лопастями; для втулок АВ-5
и ВИШ-61 установлена одна и та же, одинаковая для обеих втулок резьба.
Стандартные диаметры винтов приведены в табл. 15123. 15123
Таблица 15123
Стандартные диаметры винтов в м
2,0 2,1 2,2 2,3 2,-1 2,5 2,6 2,7 2,8 2,9
3,0 3,1 3,2 3,3 3,1 3,5 3,6 — 3,8
4,0 — 4,2 — 4,4 — — 4,7 -
5,0
Запуск в серийное производство новых типов лопастей для серийных само- 15124
летов без предварительного согласования с ЦАГИ запрещен.
АВТОМАТИЧЕСКИЕ ВТУЛКИ С ГИДРАВЛИЧЕСКИМ ПРИВОДОМ 15130
(Основные варианты)
Втулка АВ-5
15131
Автоматическая втулка трехлопастного винта АВ-5 выполнена по обратной
схеме: поворот лопастей в сторону увеличения шага производится силой дав-
ления масла, а в сторону уменьшения шага — вследствие центробежного эффек-
та. Цилиндровая группа
втулки АВ-5 сравнитель-
но большого объема; ци-
линдр укреплен спереди
корпуса втулки, поршень
перемешается внутри кор-
пуса, поворачивая лопа-
сти
ков, входящих в попереч-
ные пазы на поршне. Со-
членение втулки с лопа-
стями резьбовое. Втулка
АВ-5 в основном варианте
для стрельбы через ось
винта не приспособлена.
Так как втулка АВ-5
работает по обратной
схеме, она предназначает-
ся для работы с центро-
бежными регуляторами
обратного действия (Р-3, Р-6)
прямая ветвь распределения масла выключается.
Фиг. 15131. Втулка АВ-5 (вариант прямой схемы)
посредством повод-
или двойного действия (Р-7); в последнем случае
5
1513115133
Общие сведения о воздушных винтах
15133
Втулка АВ-5 допускает установку винтов с диаметром более 4 м. Диапа-
зон углов установки лопастей во втулке равен 30°.
Втулка АВ-5 рекомендуется в основном для винтов бомбардировщиков
и штурмовиков.
ПРИМЕЧАНИЕ. Имеется также втулка АВ-5, выполненная по прямой схеме ('фиг. 15131):
поворот лопастей в сторону увеличения шага достигается постановкой па комлях лопастей
противовесов, центробежный эффект которых больше центробежного эффекта лопастей,
а в сторону уменьшения шага производится силой давления масла. Конструктнг.пое оыичпе
этого варианта втулки обусловлено лишь иным расположением поводков.
Втулка ВИШ-105 (фиг. 15132)
Автоматическая втулка трехлопастного винта ВИШ-105 выполнена по пря-
мой схеме. Цилиндровая группа втулки выполнена с подвижным цилиндром
и, будучи весьма компакт-
ной, расположена полно-
стью внутри корпуса втул-
ки (следовательно, сра-
внительно меньше веро-
ятность прострела). В
остальном кинематика ме-
ханизма такая же, как
у втулки АВ-5 (см. 15131).
Сочленение втулки с ло-
пастями резьбовое.
Поскольку втулка
ВИШ-105 работает по пря-
мой схеме, она рассчита-
на для работы с регуля-
торами прямого действия
(Р-2, Р-4) или двойного
деиствия;в последнем слу-
чае обратная ветвь рас-
Фиг. 15132. Втулка ВИШ-105
пределепия выключается.
Втулка ВИШ-105 допускает уста-
новку винтов с диаметром до — 3,8 м
и имеет диапазон углов установки лопа-
стей 30’.
Втулка ВИШ-105 особо рекомен-
дуется для винтов истребителей.
Втулка ВИШ-61 (фиг. 15133)
Автоматическая втулка трехлопаст-
ного винта ВИШ-61 выполнена по обрат-
ной схеме. Расположение цилиндровой
группы и кинематика механизма у нее
такие же, как у втулки АВ-5 (см.15131).
Сочленение втулки с лопастями бурти-
ковое.
Втулка ВИШ-61 рассчитана для ра-
боты с регуляторами обратного действия
или двойного действия.
Втулка ВИШ-61 допускает установ-
ку винтов с диаметром до 4,0 м и имеет
диапазон углов установки лопастей 35°.
Втулка ВИШ-61 является втулкой
для винтов истребителей и бомбарди-
ровщиков.
Фиг. 15133. Втулка ВИШ-61
Общие сведения о воздушных винтах
15134
Работа винтов с гидравлическим механизмом изменения шага
Конструктивные схемы и их действие. Механизм поворота лопастей состоит
из цилиндровой группы, ось которой совпадает с осью винта, н передачи к лопастям. Цилиндро-
вая группа выполняется как с подвижным поршнем (втулки АВ-5 н ВИШ-61), так и с подвижным
цилиндром (втулка ВИШ-105); подвижная часть ее имеет выступы с поперечными пазами в ко-
личестве, равном числу лопастей. В корпусе втулки установлены на подшипниках качения ста-
каны, охватывающие комли лопастей; на торце каждого стакана эксцентрично укреплен палец
с бронзовым сухарем, скользящим вдоль соответствующего паза. Таким образом, поступательное
перемещение подвижной части цилиндровой группы вызывает одновременный поворот всех ло-
пастей.
В диапазоне обычных углов установки лопастей центробежный момент лопасти, преодоле-
вая аэродинамический момент, стремится привести лопасть в положение минимального шага. Это
обстоятельство используется в так называемой обратной схеме, в которой рабочий ход цилин-
дровой группы под давлением масла производится для увеличения шага. Однако путем установки
на комлях лопастей противовесов, масса которых сосредоточена вне плоскости вращения винта,
можно добиться того, что лопасть с противовесом будет стремиться занять положение максималь-
ного шага. Это обстоятельство используется в так называемой прямой схеме, в которой сила
давления масла применяется для уменьшения шага. В обеих схемах цилиндровая группа односто-
роннего действия; обратный ход сопровождается вытеснением масла из цилиндровой группы.
Управление механизмом поворота лопастей осуществляется золотником, который либо от-
крывает доступ масла из насоса в цилиндровую группу, либо открывает сток масла из нее
в картер мотора. Давление масла поддерживается примерно на постоянном уровне (15—25 кг^м2)
редукционным клапаном, включенным на пути масла от насоса к золотнику. Когда золотник пре-
граждает путь маслу, редукционный клапан открывается и перепускает масло обратно в подводя-
щий маслопровод. Число оборотов устанавливается центробежным регулятором, связанным с зо-
лотником. При установившемся режиме работы винта золотник находится в нейтральном положе-
нии, запирая масло в цилиндровой группе и тем фиксируя шаг винта. Число оборотов при этом
определяется степенью сжатия пружин регулятора, противодействующей центробежным силам
вращающихся грузиков, и задается пилотом с помощью привода к шестерне, сцепленной с зуб-
чатой нарезкой подвижного упора пружины.
Шестеренчатый масляный насос с редукционным клапаном и золотник с центробежным
регулятором представляют собой один агрегат, имеющий привод от мотора и устанавливаемый
на его картере. Этот агрегат называется гидроцентробежным регулятором числа оборотов.
Центробежные регуляторы устроены так, что при увеличении числа оборотов вращающиеся
грузики расходятся, поднимая золотник и сжимая пружину, а при уменьшении числа оборотов -
сближаются под действием пружины, опускающей золотник. Чтобы имело место автоматическое
восстановление заданного числа оборотов, втулка прямой схемы должна работать с регулятором
прямого действия (Р-2, Р-4), подающим масло из насоса при перемещении золотника вверх.
Наоборот, втулка обратной схемы должна работать с регулятором обратного действия, имеющим
прямо противоположное распределение. Регулятор двойного действия (Р-7) с двумя распределяю-
щими буртиками может применяться в обоих случаях при условии выключения ненужной ветви
распределения.
На фиг. 15134 — I и II даны схемы действия втулок АВ-5 и ВИШ-105 с регулятором прямого
действия, а на фиг. 15134 — Ill дана схема включения регулятора двойного действия. i
Общие требования к механизму изменения шага. Чтобы раскрутка винта,
т. е. превышение номинального числа оборотов, не выходила за допустимые пределы, винт
изменяемого шага должен иметь определенную скорость увеличения шага; в отношении скорости
уменьшения шага таких жестких требований нет. В прямой схеме скорость увеличения шага
определяется противовесами и ограничивается лишь гидравлическими сопротивлениями при
вытеснении масла из цилиндровой группы. В обратной схеме скорость увеличения шага опреде-
ляется мощностью гидравлического механизма. Поэтому в обратной схеме неизбежны большие
размеры цилиндровой группы и большой расход масла прн маневрировании винтом. Зато в прямой
схеме имеются противовесы, которых в обратной схеме нет.
Таким образом, в смысле веса втулки трудно отдать предпочтение прямой или обратной
схеме. Есть основания утверждать, что легче добиться больших скоростей увеличения шага
именно в прямой схеме.
Несомненным преимуществом прямой схемы является то обстоятельство, что при неисправ-
ности или повреждении в бою гидравлического привода втулки с прямой схемой лопасти сами
занимают положение максимального шага и раскрутка винта не может возникнуть. В этих усло-
виях, при обратной схеме, если не удастся быстро выключить газ, может произойти авария мотора.
15134
7
15134
Общие сведения о воздушных винтах
Фиг. 15134—1. Схема действия втулки АВ-5 с^регулятором прямого действия
втулки ВИШ-105 с регулятором прямого действия
Фиг. 15134—И. Схема действия
Фиг. 15134—III. Включение ре-
гулятора двойного действия
в случае втулки прямой схемы
8
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВОЗДУШНЫХ 15200
ВИНТОВ
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ 15210
Действительные условия, в которых работает винт, отличны от условий 15211
испытания в аэродинамической трубе не только вследствие различия масшта-
бов (Ма, Re), но также и вследствие того, что в большинстве случаев в трубе
не воспроизводится, или воспроизводится только частично, самолет, на котором
работает винт. Поэтому необходимо производить пересчет характеристик винта,
испытанного в аэродинамической трубе, на условия работы его на самолете.
В результате такого пересчета должны быть определены действительный
(расчетный) угол установки лопастей и расчетный к.п.д. винта
7]расч — >) Ма ф>
где т] — к.п.д., определенный по экспериментальным характеристикам винта (при
малых числах Ма и Re),
kv ма—коэфициент, учитывающий волновые потери винта,
kTi ф—коэфициент, учитывающий разницу в условиях работы винта на экспе-
риментальной установке и на рассчитываемом самолете.
Характеристики винтов изменяемого шага при малых числах Ма, Re 15212
даются в виде графиков функций:
коэфициента мощности данного винта от относительной поступи при
параметре — угле поворота лопастей: р (<р, X);
коэфициента эффективной тяги от коэфициента мощности при пара-
метре— относительной поступи для малых относительных поступей, в част-
ности для Х = 0: а (р, X).
На график р (<р, X) наносятся линии постоянных значений эффективного
к.п.д. и пунктирная линия, соединяющая точки (р, X), которым соответствуют мак-
симальные значения к.п.д. при фиксированных значениях угла поворота лопастей.
Эффективный к.п.д. винта—понятие, введенное для учета влияния обдувки винтом частей
самолета или динамометрической установки, на которой испытывается винт, на их лобовое со-
противление. Эффективный к.п.д. равен
PV а
где Р = Рв — Д А — эффективная тяга винта [кг], Рв —тяга винта в присутствии тела, с которым
испытывался винт, Д X — увеличение лобового сопротивления частей самолета или динамометри-
ческой установки вследствие обдувки винтом [кг].
На график а (р, X) наносятся линии <p= const.
Для подбора винтов и аэродинамического расчета самолетов рекомейдуются 15213
характеристики:
трехлопастных винтов ВИШ-61 П, ВИШ-61Ф, ВИШ-61ФА, ВИШ-22,
ВИШ-22Е, ВИШ-105Б, ЗСМВ-14, ЗСМВ-1 (фиг. .15213—I-VIII);
четырехлопастных винтов 4Ф-1 (фиг. 15213*=—IX);
соосных винтов ЗСВ-1, ЗСВ-2, ЗСВ-З, 4СВ-1 (фиг. 15213—X—XIII).
При малых числах Маха характеристики винтов с изменением толщины лопастей меняются
незначительно. Поэтому приведенными характеристиками можно пользоваться и в тех случаях,
когда толщина лопастей рассчитываемого винта отличается от толщины лопастей испытанного
винта (в пределах 20—25%). В этом случае необходимо вводить поправки на влияние сжимаемо-
сти воздуха по относительной толщине концевых элементов рассчитываемого, а не испытанного
винта.
ПРИМЕЧАНИЕ. Об определении d9 см. 15220.
2
9
15213
Аэродинамические характеристики воздушных винтов
Фиг. 15213—I. Характеристики трехлопастного винта ВИШ-61П
Условия испытания
Труба Т-104 Прибор ДУ-1
= 0,324
Ма = 0,415; Re = 2.91Х Ю7
Ю
Аэродинамические характеристики воздушных винтов
15213
15213
Аэродинамические характеристики воздушных винтов
Фиг, 15213-11. Ха-
рактеристики трех-
лопастиого винта
ВИШ-61Ф
Профиль Ф
Условия
испытания
Труба Т-104
Прибор ДУ-1
аэ
-- = 0,303
Ма = 0,443;
Re = 3,31 X 10’
15213
Аэродинамические характеристики воздушных винтов
Фиг, 15213-IJ. Ха-
рактеристики трех-
лопастиого винта
ВИШ-61Ф
Профиль Ф
Условия
испытания
Труба Т-104
Прибор ДУ-1
аэ
-- = 0,303
Ма = 0,443;
Re = 3,31 X 10’
15213
Аэродинамические' характеристики воздушных виктов
Н
Аэродинамические характеристики воздушных винтов
15213
15
15213
Аэродинамические характеристики воздушных винтов
16
Аэродинамические характеристики воздушных винтЬв,
15213
з
17
15213
Аэродинамические характеристики воздушных винтов
Фиг. 15213—V. Характеристики трехлопастиого виита ВИШ-22Е
Условия испытания
Труба Т-104 Прибор ДУ-1
Профиль Clark-Y <-^-=0.324
Ма = 0,415; Re = 2,91 X W
18
19
Аэродинамические характеристики воздушных винтйб
Фиг. 15213—Vl.Xa- 5 рактеристики трех- лопастного винта ВИШ-105Б 0,15 С
-
-0,31
10
\
0,10 10°
5
0,05 Профиль Ф (модификация завода № 27) 0,10 5’
гС
Условия
испытания . о
Труба Т-104 q Прибор ДУ-1 Лз -£>-=0,324 о,1 0 2 0 ,3 0 4 0 0 5 0 7 \0,8 0 9 г 1, 0
- .
- -
Ма= 0,415; °э- -5°
Re = 2,91 X 10^
20
Аэродинамические характеристики, воздушных бинтов
15213
21
15213
Аэродинамические характеристики воздушных бинтов
Аэродинамические характеристики воздушных винтов
15213
23
15213
Аэродинамические характеристики воздушных винтов
Фиг. 15213—VIII. Характеристики трехлопастиого винта ЗСМВ-1
Профиль Clark-Y (модификация)
0,97 м
Условия испытания
Труба Т-5 Прибор В-5
da
-д-= 0,413
Ма = 0,164 -5- 0,335; Re = 3,72 X 10* -f 7,43 X 10*
Здесь даны предельные значения Ма и Re, соответствующие наибольшему и наименьшему
углам установки лопасти. •
Коэфициент полезного действия г; и коэфициент тяги а, определенные по экспериментальным
характеристикам, нужно умножить на 1,03 (влияние кока).
'24
25
15213 Аэродинамические характеристики воздушных винтов
Фиг. 15213—IX. Характеристики четырехлопастного винта 4Ф-1
2000
Здесь даны предельные значении Ма и Re соответствующие наибольшему и наименьшему
углам установки лопасти.
2G
‘Аэродинамичрскиехарактеристикивоздушных винтов
15213
27
15213
Аэродинамические характеристики воздушных винтов
28
Аэродинамические характеристики, воздушных винтов
15213
29
15213
Аэродинамические характеристики воздушных винтов
Фиг. 15213—XI.
Характеристики
трехлопастных
соосных винтов
ЗСВ-2
Профиль Clark-Y
У с л о в и я
испытания
Труба Т-5
Прибор В-5
Ма = 0,123 4-0,307;
Re = 2,98 X Ю’
4- 2,98 х Ю5
Здесь даны пре-
дельные значения
Ма и Re, соответ-
ствующие наиболь-
шему и наимень-
шему углам уста-
новки лопасти.
Винты испыты-
вались как изоли-
рованные.
15213
Аэродинамические характеристикивоздушных вянтвв
Фиг. 15213—XII. Характеристики трёхлопастных соосных винтов ЗСВ-З
Условия
испытан и-я
Труба Т-5
Прибор В-5
Ма =0,115 =0,307;
Re = 2,7 X 10« =
= 7,18 X 106
Здесь даны пре-
дельные значения
Ма и Re, соответ-
ствующие наиболь-
шему и наимень-
шему углам уста-
новки лопасти.
Винты испыты-
вались как изоли-
рованные.
Крутка перед-
него винта ЗСВ-З
больше, чем крут-
ка заднего.
32
Аэродинамические характеристики воздушных винтов
Фиг. 15213-ХШ. Характеристики четырехлопастных соосных винтов 4СВ-1
34
15220—15221
Аэродинамические характеристики воздушных винтов
15220 ВЗАИМНОЕ ВЛИЯНИЕ ВИНТА И САМОЛЕТА
15221 В большинстве случаев подбор винта и расчет располагаемой мощности
производится по характеристикам винтов, испытанных совместно с телом (с фю-
зеляжем или крылом); в этом случае взаимное влияние винта и тела в основ-
ном оказывается учтенным и в к.п.д. необходимо вводить лишь поправку на
разницу в условиях испытания винта и работы винта на рассчитываемом само-
лете, т. е. на разницу в относительных размерах миделевого сечения фюзеля-
жа (или моторной гондолы) и диаметра винта, на разный тип мотора — водяного
или воздушного охлаждения, на потерю тяги из-за обдувки частей самолета
струей винта. Поправочный коэфициент, учитывающий разницу в условиях
работы винта на экспериментальной установке и на рассчитываемом самолете,
определяется по следующим формулам:
А ,
kT, ф — 0,985 ---для моторов жидкостного и воздушного охлаждения при
пользовании соответствующими графиками характеристик
винтов;
ь.
^Ф —0,970-^------для моторов воздушного охлаждения при пользовании графи-
ками характеристик, полученных из испытаний винтов с гондо-
лой мотора жидкостного охлаждения.
Здесь &ф и &ф.о — поправочные коэфициенты на влияние фюзеляжа, крыла
и т. д. соответственно на самолете и в опыте, относимые к изолированному
винту.
В том случае, когда испытание винта производилось без кока, как например,
для серии ЗСМВ-1 (см. фиг. 15213—VIII), экспериментальный к.п.д. необходимо еще
умножить на величину 1,03.
Эти коэфициенты принимаются зависящими только от относительных разме-
ров эквивалентного диаметра тела d3 и диаметра винта D и не зависящими от
режима работы винта X.
d3
Зависимость коэфициента «ф от отношения показана на графике
фиг. 15221.
Под эквивалентным диаметром подразумевается диаметр круга, равновеликого с миделевым
сечением или, в более общем случае, с габаритным сечением тела (проекцией фронтовой поверх-
ности тела на диск винта).
Для фюзеляжа и гондолы с мотором водяного охлаждения
^=-1=1/7! = 1,128
у к
где /1 — площадь габаритного сечения фюзеляжа (без частей крыла, обдувае-
мых винтом).
36
Аэродинамические характеристики воздушных винтов
15221—15231
Для фюзеляжа и гондолы с мотором воздушного охлаждения диаметр d3
принимается равным диаметру капота.
Значения d3 различных экспериментальных установок ЦАГИ для испыта-
ния винтов приведены в табл. 15221.
Таблица 15221
Труба Прибор Модель И Примечание
Т-5 Т-5 В-5 В-5 Мотор водяного охлаж- дения, с крылом Тело вращения (мотор водяного охлаждения), без крыла 0,370 0,400 Для серии 4Ф-1 Для серии ЗСМВ-1
Т-5 В-5 — 0,100 Для изолированных соосных винтов
Т-104 ДУ-1 Мотор водяного охлаж- дения, без крыла 0,970 Диаметр среднего сечения (принят условно ввиду особой формы ДУ-1)
ВЛИЯНИЕ СЖИМАЕМОСТИ ВОЗДУХА НА ХАРАКТЕРИСТИКИ 15230
ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ
Волновые потери винта (потери в к. п. д. винта, происходящие вследствие 15231
влияния сжимаемости воздуха) зависят от величины концевой скорости лопастей
определяющей концевое число Маха винта:
" а
(а — скорость звука), от режима работы винта X, от конструктивных параметров
лопасти (ширины, толщины, углов установки элементов и профилей сечений
лопастей).
Для учета волновых потерь винта применяется метод введения суммарной
поправки в к. п. д. винта, основанный на статистической обработке испытаний
модельных и полноразмерных винтов при больших концевых скоростях лопастей.
Метод учета волновых потерь сводится к следующему:
для каждого режима работы винта (для каждой рассчитываемой точки
кривых располагаемой мощности или тяги) определяется действительный
угол установки лопастей путем введения поправки на влияние сжимаемости
воздуха на коэфициент мощности винта (3;
после определения на каждом режиме поправки на угол определяется
коэфициент волновых потерь, на который затем и множится к. п. д. винта.
Расчет поправки за счет влияния сжимаемости воздуха на угол установки
лопастей производится методом последовательных приближений, причем всегда
бывает достаточно двух приближений. Коэфициент волновых потерь винта
определяется непосредственно для действительного (расчетного) угла установки
лопастей.
Расчет производится по схеме табл. 15231 с помощью графиков фиг. 15231—
I —XII.
37
15231
Аэродинамические характеристики воздушных винтов
38
Аэродинамические характеристики воздушных винтов
15231
Таблица 15231
№ п/п £> = — п = -м; с0 9 = ; Н = м; р = кг сек^/м^; а = м/сек; = об/мин; n2s = ; ; D1 = ; Г>3=
1 V [м/сек] Задано
2 X По формуле X = _
3 N [л. с.] Снимается с характеристики мотора, построенной с учетом ско- ростного наддува
4 Зм П 4. й 75N По формуле ₽м = —-
5 Ма/? у 1/2 4- (кп, Dy По формуле Ма^ = -—: или номограмме фиг. 15231—I
6 Л Снимается с графика характеристик винта изменяемого шага (фиг. 15213) по значениям X и Рм
7 Е*° Угол притекания струй, определяемый формулой [3° = arctg ——А— Снимается с графика фиг. 15231—11 0,75 тс
8 По формуле а° =
9 ftp Снимается с графика фиг. 15231—111 по значениям аг и Ма^
10 Ррасч По формуле р =-Ьг
И - О ¥ трасч Снимается с графика характеристик винта изменяемого шага по значениям X и Ррасч
12 аг. расч По формуле расч = ?расч —
13 Ма Снимается с графиков фиг. 15231 —IV—XII
Графики для определения
коэфициента волновых потерь
винта kv ма даны для относитель-
ных толщин:
со,9 = 0,040; 0,045;
0,050; 0,055;
0,060; 0,065;
0,070; 0,075;
0,080.
В случае относительной
толщины концевых элементов
винта, отличной от вышеуказан-
ных толщин, коэфициент волно-
вых потерь определяется по
графику для ближайшей относи-
тельной толщины.
Фиг. 15231 — II. Кривая для определения угла
притекания струй = f (X)
39
15231
Аэродинамические характеристики воздушных винтов
Фиг. 15231 — III. Множитель для пересчета коэфициента мощности винта на большие числа Ма
6S
40
Аэродинамические характеристики воздушных винтов
15231
6
41
15231
Аэродинамические характеристики воздушных винтов
42
Аэродинамические характеристики, воздушных винтов
15231
Фиг. 15231 — IX. Диаграмма для определения коэфициента ^ма ПРИ с о,9 0,065
43
15231
Аэродинамические характеристики воздушных винтов
44
Аэродинамические"характеристики воздушных винтов
15240-15242
ПЕРЕСЧЕТ ХАРАКТЕРИСТИК ВИНТОВ НА ДРУГОЕ ПОКРЫТИЕ 15240
При отсутствии подходящих характеристик винтов для подбора винта 15241
к самолету и расчета располагаемой мощности применяется пересчет на другое
покрытие экспериментальных характеристик, наиболее близких по конструктив-
ным данным винтов.
Описываемый метод пересчета применим в диапазоне следующих измене-
ний параметров:
X 0,5Х^шах, р0,60 и 0,7 < -—<1,4,
где а и ои — соответственно величины выбранного и исходного покрытия
Расчет характеристик на малых X см. 15320.
Обычно для выбранного винта с покрытием о известны относительная по-
ступь X и коэфициент мощности р (равный коэфициенту мощности мотора рм).
Требуется определить к. п. д. т] и угол установки лопасти ср. Соответствующие
значения для испытанного
15242
(исходного) винта:
аи , Хи , ри И 7]и .
Вначале определяется
соответствующая режиму
рассчитываемого винта по-
ступь исходного винта по
формуле:
где коэфициент m=f (X)
определяется по графику
фиг. 15242 (на этом графике
при малых значениях X кри-
вая т построена в увели-
ченном масштабе).
По найденному значе-
нию Х„ и величине
И
по характеристике исходно-
го винта определяются угол
установки лопастей <ри и
величина к. п. д. исходного винта т]и. Найденный угол <ри будет углом установ-
ки и для рассчитываемого винта.
К. п. д. рассчитываемого винта (без поправок на взаимное влияние винта
и самолета и на влияние сжимаемости воздуха) определяется по формуле:
'»! = %
При пересчете характеристик трехлопастных винтов на случай четырехлопастиых формулы
будут иметь вид:
хз = Х4 (1 + 0,250 , р3 = о,75 р4, — 0,250 ,
45
15242
Аэродинамические характеристики воздушных винтов
где индексы „3“ и „4“ соответствуют числу лопастей и показывают, к какому винту относятся
величины X, р и т;.
Как видно из формул, при пользовании характеристиками трехлопастиых винтов для расчета
четырехлопастиых необходимо коэфициент мощности (мотора) рм уменьшать в отношении %.
При определении расчетного к. п. д. с учетом волновых потерь в фор-
мулу 7]Расч вставляется значение т]и исходного винта, найденное при требуемом
числе Маха.
Расчет производится по схеме табл. 15242.
Учет взаимного влияния винта и самолета производится, как указано
в 15220.
, -Таблица! 5242
№ п/п _ кг сек"1 м D- ж; о- ; °и — ; Н±= м; ? - м, ; a cgK 1 п= —об/мин-, ns = — об/сек; ; D~a= —; — _ _ ; °и аи ’ _о_ аи
1 V Значения скорости назначаются расчетчиком
2 X V По формуле X — п ~ и
3 N Снимается с характеристики мотора, построенной с учетом ско- ростного иаддува
4 ₽м 75W По формуле ₽м = ря3 д5
5 т Значения т снимаются с графика фиг. 15242
6 \ 1 1 1 , Г °и х = х 14 1 \ JL т / \ аи / • '
7 Ри О о И ?и — 3
8 Ма^ По номограмме фиг. 15231—1
9 ср» Снимается с графика характеристик винта изменяемого шага с покрытием (фиг. 15213 по значениям Хи и ₽и)
10 р° Подсчеты производятся для виита с покрытием Формулы и методы подсчета см. 15230
11 О аг
12 Ар
13 Ри.расч
14 ср° 7 расч
15 аг. расч
16 Ма
17 Ли Определяется по характеристикам виита с покрытием аи по зна- чениям Хи и ри.расч
18 Прасч Лрасч Ма Ли 1 1 —- т j ^4 Ф \ °и /
46
ВЫБОР ВИНТА И РАСЧЕТ НЕКОТОРЫХ ЕГО ХАРАКТЕРИСТИК 15300
ВЫБОР ВИНТА И РЕДУКЦИИ МОТОРА 15310
Для самолетов типа истребителя или ближнего бомбардировщика диаметр, 15311
покрытие и форму лопастей винта и редукцию мотора следует выбирать так,
чтобы при длине разбега или взлетной дистанции (до набора высоты 25 м)
самолета, не превосходящей заданной величины, максимальная скорость гори-
зонтального полета на заданной высоте была наибольшей из возможных.
Для самолетов типа дальнего бомбардировщика или штурмовика, для
которых максимальная скорость полета не является наиболее важной характе-
ристикой, винт и редукцию мотора целесообразно выбирать так, чтобы при
максимальной скорости горизонтального полета, не меньшей заданной, и длине
разбега или взлетной дистанции, не большей заданной, полезная нагрузка
самолета была максимальной возможной.
Рекомендуется выбор винта и редукции мотора производить с учетом 15312
всех конструктивных ограничений еще при эскизном проектировании самолета.
Важнейшими конструктивными ограничениями являются следующие:
расстояние между концами лопастей винта и другими частями самолета,
в частности фюзеляжем, концами лопастей других винтов и т. д., должно
быть не менее 200—250 мм;
расстояние концов лопастей от поверхности земли при положении
самолета, соответствующем горизонтальному полету, и при полностью
обжатых пневматиках и амортизационных стойках должно быть не менее
150—200 мм;
расстояние от кромки лопасти до капота при максимальном угле пово-
рота лопастей должно быть не менее 25 мм.
Достаточно высокое значение к.п.д. винта (vj 0,78-н 0,82) при горизон- 15313
тальком полете с максимальной скоростью может быть получено только при
условии,’что скорость концов'лопастей не превосходит скорости звука.
Рекомендуется выбирать диаметр винта и редукцию мотора так, чтобы
скорость концов лопастей = V2 -ф-(к ns D)2 не превосходила величины,
указанной в табл. 15313. При скорости концов лопастей, равной 0,95 скорости
звука, предельный диаметр или предельное число оборотов в минуту винта
могут быть определены по номограмме фиг. 15313.
Ограничение скорости концов лопастей при заданной поступательной скорости сводится к
ограничению окружной скорости концов лопастей:
1Г2„— И2-
Г i\
Последнее ограничение не определяет еще диаметра- винта и редукции мотора в отдельности.
В подавляющем большинстве случаев целесообразно увеличивать диаметр (насколько это позво-
ляют размеры самолета) и уменьшать число оборотов в минуту винта так, чтобы при этом окружная
скорость л ns D оставалась неизменной.
Таблица 15313
Материал лопасти Тип самолета Д У Р а л ь Древесина с твердым покрытием
с0,9 ' WRja с0,9
Истребитель . . 0,95 -т- 0,97 0,04 -4- 0,05 0,93 -г- 0,95 0,05 -ь 0,06
Дальний бомбардировщик . . 0,97-т-1,00 0,05 -т- 0,055 0,95 -г- 0,97 0,06 — 0,07
47
15^13—15314
Выбор винта
Кроме ограничения скорости концов лопастей, для уменьшения волновых
потерь необходимо делать лопасти достаточно тонкими и широкими по всей
длине. Рекомендуемые значения относительной толщины на радиусе 0,9/?
приведены в табл. 15313.
Для концевых элементов лопастей из тех же соображений рекомендуются
профили Ф и двояковыпуклые с малой относительной кривизной и с располо-
жением максимальной толщины и кривизны на 0,4 — 0,5 хорды.
При неизменном диа-
метре и числе оборотов в
минуту увеличить мощность,
воспринимаемую винтом, со-
храняя достаточно высокий
к.п.д., можно за счет уве-
личения покрытия винта
а = kb^D. При прочих рав-
ных условиях покрытие вин-
та должно быть тем больше,
чем больше высота полета.
Ширину лопасти мож-
но увеличивать лишь до
определенного предельного
значения, зависящего от не-
обходимой средней скоро-
сти поворота лопасти во
втулке и от мощности меха-
низма втулки.
Максимальная ширина
металлических лопастей до-
стигает />тах~ 0,107), ши-
рина 'Деревянных лопастей
может быть значительно
большей.
Средняя скорость по-
ворота уменьшается с уве-
личением ширины и числа
лопастей, однако с увеличе-
нием ширины она умень-
шается значительно быстрее,
чем с увеличением числа
лопастей. Поэтому если ши-
рина лопастей увеличена
быть не может, то для уве-
личения покрытия следует
увеличить число лопастей.
Если возможное уве-
Ключ: V Н пз~^~°
Фиг. 15313. Номограмма для определения
предельного диаметра
личение покрытия недостаточно, следует увеличить число винтов, на которые
передается мощность мотора. Одной из наиболее выгодных конструктивных
форм увеличения числа винтов являются соосные воздушные винты с проти-
воположными направлениями вращения. При больших скоростях полета и боль-
ших мощностях моторов к.п.д. соосных винтов выше, чем к.п.д. двух одиноч-
ных винтов, имеющих такой же диаметр, число лопастей и число оборотов в ми-
нуту, как и соосные, и выше, чем к.п.д. одиночного винта с удвоенным,
по сравнению с каждым из соосных винтов, числом лопастей.
15314
Наиболее эффективными средствами увеличения тяги винта при взлете
являются:
увеличение (форсирование) взлетной мощности и взлетного числа
оборотов в минуту мотора;
увеличение диаметра винта; увеличение покрытия винта.
При сравнительно малых мощностях моторов и больших диаметрах винтов
увеличение числа оборотов в минуту мотора нецелесообразно, так как в неко-
торых случаях оно может привести даже к уменьшению тяги. Очень эффек-
48
Выбор винта
15314
тивным в этом случае является увеличение мощности мотора. В случае большой
мощности мотора и сравнительно малого диаметра винта очень эффективным
является увеличение числа оборотов в минуту и мало эффективным — увеличение
мощности мотора. Рациональная степень форсирования взлетных характеристик
мотора устанавливается непосредственными расчетами.
Увеличение диаметра
винта во всех случаях,
встречающихся в практике,
приводит к увеличению
взлетной тяги.
Увеличение покрытия
(в частности, переход к че-
тырехлопастным винтам) яв-
ляется тем более эффектив-
ным средством увеличения
взлетной тяги, чем больше
коэфициент мощности вин-
та, т. е. чем меньше, при
прочих равных условиях,
диаметр и число оборотов
в минуту винта.
Довольно существен-
ное увеличение взлетной
тяги может быть получено
за счет применения лопа-
стей с профилями сечений,
имеющими сравнительно
большую кривизну и тол-
щину. Для того, чтобы при
этом избежать падения к.п.д.
при максимальной скорости
полета, рекомендуется про-
фили с большой кривизной,
например профиль RAF-6,
применять только для сред-
ней (г0<г<0,7) части ло-
0
0,1
0,2
0,3
0,4
0,5
0,6
4tn in
0,7
Фиг. 15314 — I. Номограмма для определения минимальиог0
пасти. допустимого взлетного к. п. д.
Соосные винты можно рассма-
тривать также, как одно из средств
увеличения взлетной тяги, так как
при больших мощностях моторов
взлетный к. п. д. соосных винтов
при прочих равных условьях зна-
чительно выше, чем к.п.д. одиноч-
ного винта с удвоенным числом ло-
пастей и чем к.п.д. двух одиночных
винтов с тем же числом лопастей,
что и у каждого из соосных винтов.
Значительный эффект может
дать применение двухскоростной ре-
дукции.
Наименьший допустимый
взлетный к.п.д. винта, соответ-
ствующий ~ 0,7 УОтр, опреде-
ляется при подборе винта к
самолету и выборе редукции
мотора по заданной длине раз-
бега с помощью номограммы
фиг. 15314—I.
Скорость отрыва Уотр
определяется по графику
фиг. 15314—II.
Фиг. 15314—II. График для определения скорости
отрыва самолета
7
49
15315—15316
Выбор винта
15315 Наивыгоднейший вариант винта и редукции мотора выбирается путем
непосредственного сравнения возможных вариантов. Возможными являются ва-
рианты винта и редукции мотора, удовлетворяющие конструктивным ограниче-
ниям и требованиям, указанным в 15311.
В зависимости от основных требований к винту возможны два способа
выделения приемлемых вариантов диаметра винта л редукции мотора:
Случай I. Длина разбега (взлетной дистанции) должна быть не больше
заданной, т. е. взлетный к.п.д, или коэфициент тяги винта должен быть не
меньше минимального допустимого—7]B3amin (или аВзлш1п).
Для выделения возможных вариантов диаметра винта и редукции мотора
строятся графики зависимости взлетного к.п.д. от диаметра и числа оборотов
в минуту. Возможными являются варианты диаметра и редукции, для ко-
торых взлетный к.п.д. больше или равен минимальному Допустимому взлетному
К.П.Д. Т] взл min-
До того, как окончательно выбраны винт и редукция мотора, максимальная скорость и
скорость отрыва самолета точно неизвестны; поэтому их приходится определять приближенным
способом (см. 14000).
Случай II. Максимальная скорость горизонтального полета на расчетной
высоте должна быть не меньше заданной, т. е. соответствующее значение к.п.д.
должно быть не меньше'минимального допустимого = cxpSI/3max/150N.
Для выделения возможных вариантов винта и редукции мотора строятся
графики зависимости к.п.д., соответствующего режиму максимальной скорости
горизонтального полета, от диаметра и числа оборотов в минуту. Возможными
являются варианты, для которых к.п.д. больше йли равен минимальному до-
пустимому— Ч]т.
Из выделенных указанным способом возможных вариантов диаметра винта
и редукции мотора выбирается тот, для которого в случае I будет наибольшим
к.п.д. винта при горизонтальном полете, в случае II — будет наибольшим
взлетный к.п.д. Для выбора винта следует пользоваться характеристиками винтов
изменяемого шага, приведенными на фиг. 15213, вводя соответствующие поправки.
Выбор наивыгоднейших-числа и формы лопастей производится путем сравнения
винтов различных типов, имеющих наивыгоднейшие диаметры.
15316 Пример подбора винта и редукции мотора
Задание: Подобрать винт для одномоторного истре-
бителя, если известны:
максимальная скорость горизонтального поле-
та Ушах = 580 км/час = 161 м/сек на высоте Н— 4 000 -и
при мощности мотора 7V = 1 050 л. с.; скорость отры-
ва К>тр = 49,5 м[сек; удельная взлетная мощность q —
= 25 м/сек; взлетная мощность N = 1 000 л. с.; длина раз-
бега L < 400 м; эквивалентный диаметр фюзеля-
жа dg = 0,97 м; число оборотов мотора п — 2 700 об/мин;
скорость звука на расчетной высоте (4 000 м) а =
— 326 м/ сек.
Выбор винта и редукции мотора. По номо-
грамме фиг. 15314 — 1 определяем минимальный, допусти-
мый к. п. д. винта, обеспечивающий заданную длину разбе-
га: '%зл min=°>560-
Вычисляем к. п. д. винтов ВИШ-61П, ВИШ-22, ЗСМВ-14,
4Ф-1 с различными диаметрами и числами оборотов в ми-
нуту (вычисления производятся по схеме табл. 15313) для ре-
жимов разбега и Утах;по результатам вычислений строим
график (фиг. 15316).
Из этого графика видно,.что взлетный к.п.д. достигает
заданного значения т;взл mjn = 0,560 только при D = 3,2 м,
п = 1 800 об/мин, однако при этом к. п. д. для режима
Vmax получится очень низким: т] = 0,632. Вместе с тем незна-
чительное увеличение длины разбега, на 8н-10 м, которому
50
Выбор винта
15316- 15322
соответствует т)ВЗЛ = 0,550, позволит значительно повысить к. п. д. на режиме Ушах. Действи-
тельно, при D =3,0 м и п — 1 800 об/мин т] = 0,723, т]взл = 0,550. Увеличение диаметра до
D = 3,2 м и уменьшение числа оборотов до п = 1 650 об/мин, при котором сохраняется т]взл =
= 0,550, не приводит к увеличению т> (v; = 0,715). Поэтому можно остановиться на варианте:
ВИШ-61П, D = 3,0 м, п = 1 800 об/мин, i = 2/3.
РАСЧЕТ ТЯГИ НА МЕСТЕ И ПРИ МАЛЫХ СКОРОСТЯХ 15320
Во всех случаях, когда характеристики винтов были определены путем 15321
испытаний полноразмерного винта, расчет тяги на месте и при малых скоростях
производится по этим характеристикам (см. 15200). В тех же случаях, когда
экспериментальных характеристик нет или когда имеются характеристики только
моделей винтов, расчет делается по описываемому ниже методу.
Величина тяги на месте для малых Ма может бытьЪпределена по диаграмме 15322
фиг. 15322 непосредственно по величине коэфициента_мощносТй р и по заданной
Фиг. 15322. Диаграмма для определения характеристик винта на мёсте
величине покрытия a = k = kbmax. При больших числах Ма производится
пересчет, как указано в 15230.
В тех случаях, когда необходимо произвести расчеты для различных диаметров при посто-
янном числе оборотов или при различном числе-оборотов и постоянном диаметре, удобно поль-
зоваться шкалами, нанесенными на диаграмме (см. 15324, пример 1).
51
15323
Выбор винта
Выбор винта
16323—15324
Расчет при значениях X, отличных от нуля, производится с помощью верх-
ней диаграммы фиг. 15323. На этой диаграмме даны кривые коэфициента
тяги а0 в функции для различных значений коэфициента X для винта с покры-
тием а0 = 0,280. Определение коэфициента тяги для винта с другим покрытием
производится по этой диаграмме по соответственному значению коэфициента
мощности ро. Значения коэфициента р при различных покрытиях считаются соот-
а
ветственными, если отношение -j- ври данном значении X остается постоянным.
Для нахождения соответственных значений р0 служит нижняя диаграмма
фиг. 15323. Значение отсчитывается по диаграмме фиг. 15323 по значению р
и величине покрытия а.
По значению р0 по верхней диаграмме фиг. 15323 при данном значении X
снимается значение а0, по которому искомое значение коэфициента тяги нахо-
15323
дится по формуле а = а0 Тяга винта подсчитывается по формуле P = apoftJ£P.
Диаграмма действительна в пределах изменения величины покрытия а =
— 0,120-5-0,400 идо значения X ^0,8>При изменении а в пределах о = 0,200 = 0,300
можно пользоваться диаграммой доХ=1,8.
Этот метод пересчета дает характеристики винта при малых числах Маха.
Когда числа Маха достаточно велики, полученные характеристики пересчиты-
ваются по методу, изложенному в 15230. При таком пересчете величины углов
установки лопасти <? определяются также по верхней диаграмме фиг. 15323, так
как с достаточной точностью можно принять, что при пересчете на другое по-
крытие при данном угле установки
ся. Поправка в данном случае
а -л
отношение = при постоянном X не меняет-
Г
а
относится не к к. п. д., а к отношению •
Примеры расчета тяги 15324
Пример 1. Определить тягу на месте при изменении диаметра для условий: М = 1 400 д. с.;
кг сек2
п— 1210 об/мин-, Z>malc = 0,295 л; k = 4; р = 0,125 —; Ма — малое.
( 1 4002 V/s 75 N 75 X 1 400 102,0 .
Находим: j 210 J - 19,2; Р- = 0,125 X 20,2->£)5 £Р ’
. bmax 4X 0,295 1,180
a = k ~D~ = ------D---- = -Д—
Задаваясь различными величинами диаметра, определяем по этим данным величины 8 и а.
Накладывая иа диаграмму фиг. 15322 кальку, строим на ией найденные точки a~f (pta) и, про-
водя через них прямые, перпендикулярные шкале —отсчитываем эти величины и опоеле-
у/» F
ляем по ним тягу на месте:
р-192
.,4/ а/ — ,,
N п,й
Вычисления сводим в таблицу (табл. 15324—I).
Таблица 15324 — I
D [лт] 3,6 3,8 4,0
₽ 0,168 0,129
а 0,327 0,310
Рп^ 95 104
дг*Х
Р [кг] 1 820 2000
Определение тяги прн постоянном диаметре, но переменном числе оборотов производится
Р
аналогичным путем с использованием шкалы--------jr.
(DN),3
53
15324-15331
Выбор .винта
Пример 2. Найти для условий примера 1 тягу по скорости >при D = 3,8 м для ВИШ
(₽ = const).
По табл. 15324 — I для .0 = 3,8 м имеем: р = 0,129 и а = 0,310; для этих данных находим по
нижней диаграмме фиг. 15323; ₽() = 0,120 и по верхней диаграмме для значения р0 =,0,120 определяем
величины а0 по поступи Л. Так как коэфициент а для винта-автомата пропорционален тяге, а тяга иа
месте уже определена, то величина тяги найдется из соотношения:
Л а а а ал
к = р^оЧ^ = 2000 ЧТо-’ п₽ичем
„ „ > nD ок 1210X3,8X3,6
Скорость и = Л-0р- о,о -= ----go------= 276 км/час.
Вычисления сводим в таблицу (табл. 15324 — II).
Таблица 1532411
X 0 0,2 0,4 0,6 0,8
а 0,1735 0,1647 0,1505 0,1327 0,1160
V [км/час] 0 55,2 110,4 165,6 220,8
Р [кг] 2 000 . 1 900 1 750 1 530 1 340
15330 РАСЧЕТ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ВИНТА И ОТРИЦАТЕЛЬНОЙ ТЯГИ
Режимы полета, при которых винт дает лобовое сопротивление, таковы, что для них нет
надобности в столь точном подсчете характеристик винта; какой необходим для случая обычных
режимов полета, происходящего под действием силы тяги винта. Поэтому приводимые здесь
методы расчета лобового сопротивления винта имеют приближенный характер; учитываются
лишь основные аэродинамические факторы.
15331 Лобовое сопротивление авторотирующего винта
Угловая скорость авторотирующего винта и его лобовое сопротивление
определяются из условия равенства крутящего момента винта и приведенного
к валу винта момента Сил трения.
Момент сил трения можно считать пропорциональным числу оборотов,
определяя его из условия, что на номинальном режиме мощность трения
равна 15-н20% мощности мотора:
МР = Ans = (0,15 0,20)— .
2« ns
Здесь W—«мощность в л. с. и п3 — число оборотов винта в секунду,
соответствующие номинальному режиму.
Расчет производится с помощью коэфициентов
— Q „ М
Cp~?V2D2 И Сл1“рУ2Л3’
где Q — лобовое сопротивление, М—момент винта. _ _
Коэфициенты сР и см снимаются с диаграмм Ср(фл) и гДе ? — угол
установки лопастей на радиусе 0,7.5/?, a v = nsDI V— 1/X.
С достаточной для практики точностью можно пользоваться диаграммами,
приведенными на фиг. 15331, которые относятся к винту с покрытием о0 = 0,230.
Приближенно можно считать, что сопротивление и крутящий момент винта
при прочих равных условиях пропорциональны покрытию о = kbmax/D, где k —
число лопастей, bmax — максимальная ширина лопасти. Более точные результаты
дает пересчет на другое покрытие по формулам:
Ср __ См
сМо
где
_ 3 1 + к 1 + 4о0
Зо 1 I Р 1 ; I3 л
54
Выбор винта
15331
Влияние профиля и влияние распределения ширины и крутки по радиусу
в пределах существующих форм лопасти мало сказывается на результатах
расчета.
Расчет винта с автоматической регулировкой числа оборотов (и = const)
начинается с вычисления не зависящей от скорости полета величины
С — __
1 р£>6«/
после чего на диаграмму Си(?, v) наносится парабола Cm = C1v2. В точках
пересечения параболы с кривыми <p = const читают значения v и находят
для известных значений ср и v по диаграмме Q>(q>, v) снимают значения ср.
55
1533115333
Выбор винта
Расчет винта с фиксированным углом установки лопасти ср (таковым может
быть в определенных условиях всякий винт) начинается с вычисления не зави-
сящей от оборотов величины
С —
для нескольких значений скорости, после чего на диаграмме Си(?, v) проводят
прямые см = С2^. В точках пересечения прямых с кривой заданного угла
V
установки <р читают значения v и находят ns-= Для известных значений v
и данного значения? по диаграмме <>(?, v) снимают значения ср.
Если при расчете используются диаграммы винта с покрытием s0, то
в случае винта с автоматической регулировкой числа оборотов следует прово-
. С1 2
дить параболу сма=^—^~ 4 , а в случае винта с фиксированным углом установки—
Q
проводить прямые cm0=-|^-v. Найденные таким образом значения ср0 исправля-
ются на покрытие рассчитываемого винта:
Ср £ Ср0.
Коэфициент сопротивления винта, отнесенный к площади крыльев S,
определяется по формуле
Сх в — Ж Ср •
Сопротивление авторотирующего винта не_превосходит сопротивления оста-
новленного винта t тем же углом установки <р, если ? > 30° -г- 32°.
15332
15333
Лобовое сопротивление остановленного
винта
Расчет лобового сопротивления остано-
вленного винта производится с помощью коэ-
фициента сР по диаграмме ср (?), где <? —
угол установки лопасти на радиусе 0,75 R.
Можно пользоваться приведенной на фиг. 15332
диаграммой, составленной для винта с покры-
тием о0 = 0,230. Найденные по этой диаграм-
ме значения сРо исправляются на покрытие
рассчитываемого винта о, как указано в 15331.
Коэфициент сопротивления остановлен-
ного винта, отнесенный к площади крыльев S,
находится по формуле
П D2
Сх в — г* *
лобового сопротивления остановленного
винта
Сопротивление остановленного винта достигает минимума при ?=85о-г-90°
(флюгерное положение лопастей). В этом случае достигается минимальное
лобовое сопротивление винта при неработающем моторе.
Расчет сопротивления реверсивного винта при отрицательных
углах установки лопастей
На режиме реверса, т. е. при отрицательных углах установки лопастей,
винт расходует мощность мотора, создавая силу в направлении, противоположном
обычному. Это обстоятельство может быть использовано для уменьшения
скорости пикирования и уменьшения послепосадочного пробега.
Отрицательная тяга винта на режиме реверса рассчитывается с помощью
коэфициентов
Р 75N
И 1 ?п%Оъ ’
где Р—отрицательная тяга [кг} и N— мощность [л. с.].
56
Выбор винта
15333
Коэфициенты аир снимаются с экспериментальных диаграмм, представляю-
щих собой семейство кривых Р(<рД) с нанесенными кривыми а == const, где
ср — угол установки лопастей на радиусе 0,75 7? и Х= . • На фиг. 15333 —
I и II представлены такие диаграммы для йинтов ЗСМВ-2 и 4Ф-1.
15333
Выбор винта
Фиг. 15333—II. Диаграмма для определения сопротивления
реверсивного винта
Расчет лобового сопротивления винта с автоматической регулировкой числа
оборотов (п — const) начинается с вычисления постоянной
_ 75N
йм~ Pn3L>5 '
58
Выбор винта
15333
В точках перёсечения кривых а = const (фиг, 15333) с прямой рм = const
снимают значения X и вычисляют соответствующие скорости по формуле V ~nsD^
и значения коэфициента лобового сопротивления винта на режиме реверса,
отнесенного к площади крыльев, по формуле
о D2 а
Схв~~ 2Т«Г к2 ‘
В результате получается зависимость cXB(V).
Пример 1. Винт D = 3,3 м; ns — 20,7 об/сек; S —- 20 лс2; Зм = 0,247.
а 0,5 0,6 0,7 задаемся
X 1, 64 2,16 2,60 по диаграмме фиг. 15333 — I
&Х В, 1 0, 200 0,138 0,112 схв = 1.08 £
V [м/сек] 112 148 . 178 И=68,ЗХ
Расчет лобового сопротивления винта с фик*
сированным углом установки (ср = const) начинается
с построения кривой
в функции числа оборотов по внешней характеристи-
ке мотора. В точках пересечения кривых а — const
с кривой р(Х) данного угла <р (фиг. 15333) читают
значения р и X, после чего находят соответствующие
числа оборотов по кривой рм (ns) и, затем, скоро-
D2 а
сти полета V=^n.D\ и схв —— 2 -г»-. Таким
о X2
образом получается зависимость сд;в(У),
Пример. 2. Данные те же, что и в приведенном выше
Фиг. (15333—III примере 1, но <р=—20°; соответствующая кривая («,) дана
' на фиг. 15333 — III.
а 0,5 0,6 0,7 задаемся
X •' 1,66 • • 2,15 2,58 - по диаграмме фиг. 15333—I
₽ .. 0,288 0,264 0,309 и » ’
, 2Г.30 ’ 20,25 ’ 1'9,20 по кривой фиг. 15333 — 111
СЛВ ; ; 0,196 . 0,140 0,113 а сх в ~ 1.08 уу
V [м/сек] 117 144 164 IZ = 3,3 ns X
При расчете отрицательной тяги винта, характеристики которого на режиме
реверса неизвестны, в случаях, не требующих большой точности, можно
пользоваться приведенными выше диаграммами для винтов ЗСМВ-2 и 4Ф-1
(фиг. 15333—I и II). Расчет производится при этом следующим образом. При
вычислениях по указанной выше схеме условно вводится в расчет мощность
а
где о0 — покрытие винта, по характеристикам которого производится расчет
(т. е. покрытие винта ЗСМВ-2 или 4Ф-1). Полученные таким образом коэфици-
енты а0 и ра исправляются на покрытие рассчитываемого винта по формулам:
а = аот~> Р===?оД—•
Зо о
59
J 5333
Выбор винта
В качестве исходного винта для пересчета следует брать тот, который
йо форгАе лопасти (по распределению ширины и крутки) ближе подходит
к рассчитываемому винту. ' г ., .
Можно применять также следующие приближенные эмпирически^ формулы
для характеристик винтов на режиме реверса при небольших отрицательных
углах установки:
60- 't°
р = 0,025 — [0,058 4-(0,0315 аЦ-0,0007) ?а] X.
Эти формулы пригодны лишь при больших значениях X и потому приме-
нимы только для расчета лидирования.
При пикировании наиболее эффективное тормбжение достигается при
небольших отрицательных углах установки лбпастей—порядка <р = — 20q-4t-^25°.
содержание
; . / . ’ j „ а < ; : ‘ .
.. у Стр. №
Общие сведения- о воздушных вийтах- ........ . . 3 15100
Основные характеристики воздушных винтов................ — 15110
Унифицированные винты ..................1 .'............ 5 15120
Автоматические втулки с гидравлическим приводом......... — 15130
Аэродинамические характеристики воздушных винтов /......... . . 9 15200
Экспериментальные аэродинамические характеристики....... — 15210
Взаимное влияние винта и-самолета . ... г , г .-36 15220
Влияние-сжимаемости воздуха на характеристики воздушных вин-
тов . .... . .......... -. . . . . . . . 37 15230
Пересчет характеристик-винтов на другое покрытие. ...... 45 15240
Выбор винта и расчет некоторых его характеристик 47 15300
Выбор винта и редукции мотора 15310
Расчет тяги на месте и при малых скоростях.............. 51 15320
Расчет лобового сопротивления винта и отрицательной тяги ... 54 15330
Для служебного пользования
Экз. №---------
РУКОВОДСТВО
для
КОНСТРУКТОРОВ
Том I
УСТОЙЧИВОСТЬ
и
УПРАВЛЯЕМОСТЬ
САМОЛЕТА
— 16000 —
ИЗДАНИЕ 2
ИЗДАТЕЛЬСТВО
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НКАП
1 943 ...........
Составили:
Г. С. БЮШГЕНС, инженер
В. Н. МАТВЕЕВ, кандидат технических наук
А. В. НИКОЛАЕВ, инженер
А. Л. РАЙХ, кандидат технических наук
А. И. СИЛЬМАН, кандидат технических наук
Д. А. СОРКИН, инженер
Редакторы части 1 (10000)
И. В. ОСТОСЛАВСКИЙ, доктор технических наук
В. Н. МАТВЕЕВ, кандидат технических наук
Редактор Руководства для конструкторов
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
Отв. редактор А. А. Горяйнов
Объем 9 печ. л., 42 880 зн. в печ. л.
Подписало к печати 1/Х 1943 г.
Учетно-авторских л. 9,5
ЦВЦ РККА № 5564
Тип. изд-ва БНТ НКАП
Зак. № 430
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
16010
Устойчивость
16011
Устойчивостью самолета называется его способность возвращаться к перво-
начальному режиму полета, если самолет из этого режима был выведен какой-
либо причиной.
Так как изучение действительной „динамической" устойчивости самолета
весьма сложно, то обычно рассматривается только одно необходимое условие
устойчивости, касающееся знака и величины моментов, возникающих на само-
лете при небольшом изменении угла атаки вследствие нарушения состояния
равновесия. Если эти моменты направлены на восстановление положения равно-
весия, то говорят, что самолет обладает статической устойчивостью.
Наличие статической устойчивости обеспечивает отсутствие апериодической
неустойчивости самолета.
Наличие статической устойчивости с фиксированной ручкой и свободной
освобождает летчика от необходимости постоянно уделять внимание поддержи-
ванию заданного режима полета. Наличие статической устойчивости со свобод-
ной ручкой, кроме этого, обеспечивает „прямые" усилия при управлении само-
летом, когда при одинаковом положении триммера ручка удерживается усилием,
направленным на летчика—при балансировке на меньшей скорости полета, и
усилием, направленным от летчика — при балансировке на большей скорости
полета.
Наличие прямых усилий при управлении обеспечивает летчику ощущение
режима полета, что является важным фактором безопасности полета.
Устойчивость самолета разделяется на продольную и боковую. Первая
связана с движением са!иолета в его плоскости симметрии, вторая связана с
боковым движением. В первом приближении оба эти движения можно рассмат-
ривать как не зависящие друг от друга.
Управляемость
16012
Самолет обладает управляемостью, если он допускает балансировку по
моменту на всех летных режимах и если величина угловых скоростей и угло-
вых ускорений, возникающих при отклонении рулей, достаточна для выполнения
необходимых маневров.
Управляемость характеризуют следующие основные факторы:
— Эффективность рулей, определяемая величиной момента или угловой
скорости, возникающих при отклонении руля на один градус.
— Приемистость, определяемая величиной угловых ускорений самолета,
возникающих при отклонении рулей. Приемистость зависит от эффективности
(мощности ) рулей и величин моментов инерции самолета.
— „Запас рулей", определяемый конструктивно-возможным углом откло-
нения их сверх потребного для выполнения эволюций, присущих данному
самолету.
Маневренность
16013
Самолет обладает достаточной маневренностью, если время и пространство,
потребные для выполнения необходимого маневра (боевого разворота, виража),
достаточно малы.
Маневренность самолета зависит от его способности получать по воле
летчика тангенциальные и центростремительные ускорения.
Основными простейшими характеристиками маневренности являются:
— Маневр в вертикальной плоскости — иммельман, горка, пикирование,
оцениваемые временем выполнения этих фигур и потерей или набором высоты
при этих эволюциях.
3
16013-16014
Общие сведения
16014
— Маневр в горизонтальной плоскости — вираж, оцениваемый минимальным
радиусом и временем виража.
— Приемистость — оцениваемая длиной пути и временем при наборе или
потере скорости на прямолинейной траектории.
Маневренность самолета улучшается с уменьшением веса, увеличе-
нием площади крыла, с увеличением субезоп, достижимого на практике в усло-
виях достаточной безопасности полета, с увеличением мощности мотора, к.п.д.
( су\
винта, с увеличением качества I — ) на больших углах атаки и требует наличия
\^х /
достаточной управляемости самолета.
Пилотажные качества
Пилотажные качества самолета как при длительном выдерживании задан-
ного режима, так и при изменениях режима полета являются важнейшим фак-
тором, определяющим удобство пилотирования и безопасность полета.
Как в первом случае, так и во втором показателем пилотажных характе-
ристик является связь между усилием и перемещением ручки при управлении,
с одной стороны, и реакцией самолета, характеризуемой изменениями угла ата-
ки (или скорости полета), угловой скорости и углового ускорения, с другой
стороны. Помимо этого играют большую роль величины максимальных усилий,
которые могут быть получены на отдельных маневрах или режимах полета;
легкость управления является важнейшим условием обеспечения боеспособности
самолета.
В ощущениях летчика большую роль играет соотношение между эффектив-
ностью органа управления и соответствующей степенью устойчивости. При
небольшой степени устойчивости и повышенной эффективности руля у летчика
может возникнуть впечатление неустойчивости, так как мелкие движения рулем
могут привести к значительной раскачке самолета. В этом случае пилотирование
становится особенно неприятным, если в системе управления допущено ненор-
мально большое трение или имеются люфты.
Следует заметить, что излишне большое трение вообще резко ухудшает
пилотажные характеристики, поэтому при проектировании опытного самолета
следует принимать все меры к тому, чтобы трение в проводке управления в
серийном производстве не превышало минимального предела.
Указанные выше пилотажные характеристики самолета объединяют в одно
целое показатели степени устойчивости, управляемости и маневренности само-
лета; отсюда следует, что такие величины, как степень устойчивости самолета,
эффективность руля или характеристики шарнирных моментов, являются равно-
правными вспомогательными количествами, в сумме определяющими основные
характеристики — пилотажные качества.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ
САМОЛЕТА ПО РЕЗУЛЬТАТАМ ИСПЫТАНИЙ МОДЕЛЕЙ
ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ
Вопросы, связанные со статической устойчивостью и управляемостью
самолета, не могут быть решены удовлетворительно чисто расчетным путем,
’ без использования данных эксперимента-.
Необходимо с самого начала проектирования самолета производить испы-
тания модели, дающие материал для определения потребной центровки, пло-
щадей оперения и т. д. Если при этом модель не оборудована работающими
винтами, то при пользовании результатами испытания в трубе характеристики
устойчивости должны быть исправлены расчетным путем на влияние работаю-
щих винтов. Так как в настоящее время не имеется точного метода расчета
влияния винта, то желательно испытывать модель с работающими винтами.
*
Основной целью испытаний моделей на устойчивость и управляемость
является получение следующих данных:
степени устойчивости (желательно с работающими винтами);
оценки компоновки в отношении затенений, интерференции и пр.;
эффективности рулей и элеронов;
влияния посадочных приспособлений;
расчетного материала по скосу и торможению потока у оперения;
материала для возможности пересчета на измененные размеры опе-
рения, длины хвоста и т. д.
Экспериментальные данные по интерференции и затенению оперения впе-
реди лежащими частями самолета (моторные гондолы, крыло) необходимы для
компоновки самолета. Желательно произвести исследования характера потока
у оперения и таким образом установить физическую картину взаимодействия
частей самолета. Явления подобного рода разделяются на два типа сообразно
тому, имеется ли срыв потока или крыло обтекается безотрывно. В первом
случае переход к натуре может значительно изменить характер явления.
В создании моментов аэродинамических сил основную роль играют
подъемные или боковые силы отдельных деталей (крыло, оперение), в то время
как силы лобового сопротивления имеют меньшее значение. Это обстоятельство
понижает роль числа Рейнольдса в вопросах устойчивости в докритической
области.
Одним из основных правил получения наиболее надежных результатов
для перехода от характеристик модели к натуре является постоянное исполь-
зование в работе результатов экспериментов в одной и той же трубе.
Надежность данных, полученных при эксперименте в аэродинамических
трубах, может быть оценена только сопоставлением с результатами испытаний
в полете. Наличие на самолете авторотирующих или работающих на малом
газе винтов на режиме планирования и посадки не позволяет непосредственно
пользоваться характеристиками устойчивости модели без винтов для условий
натуры даже для этих режимов, на которых влиянием винтов обычно прене-
брегают.
Ввиду отсутствия полного сравнительного испытания на устойчивость
самолета и модели с работающими винтами поправки к результатам испытаний
такой модели в настоящее время носят приближенный характер.
Метод исследования моделей с работающими винтами имеет свои специ-
фические недостатки, связанные с невозможностью осуществить одновременно
подобие условий работы винта в отношении числа Маха, числа Рейнольдса
и деформации лопастей.
16100
16110
16111
16112
16113
16114
16115
16116
5
16116-16122
Испытания моделей
Учитывая большие числа Рейнольдса для винта, а также большую лег-
кость обеспечения геометрического подобия винтов и модели для одномотор-
ного самолета по сравнению с двухмоторным самолетом, следует считать
результаты испытания моделей одномоторных самолетов с работающими винтами
в небольшой трубе более надежными, чем соответствующие результаты для
двухмоторных моделей, полученные в тех же условиях. Поэтому модели двух-
моторных самолетов целесообразнее испытывать в трубах ббльших размеров
с тем, чтобы диаметр винтов модели был не меньше 400 — 450 мм.
16117 Для решения вопроса о влиянии земли, связанного с расчетами посадки,
разворота на разбеге и пробеге, не рекомендуется пользоваться испытаниями
модели в присутствии экрана. Более правильные результаты могут быть полу-
чены при установке вместо экрана второй модели, зеркально отображающей ,
испытываемую модель.
На практике такой эксперимент имеет большие неудобства в связи с необ-
ходимостью иметь вторую модель (особенно, если модели снабжены работаю-
щими винтами). Следует указать, что вопросы перехода к натуре, особенно
на режимах, близких к критическому, мало исследованы. Последнее обстоятель-
ство понижает ценность данных, которые можно получить в аэродинамической
трубе для расчета разворотов на разбеге и пробеге.
16118 Испытания на устойчивость со свободными рулями, а также определение
характеристик шарнирных моментов для моделей с размахом менее 3 ж не могут
дать требуемой точности, а поэтому не рекомендуются. В случае необходимости
оценка степени устойчивости со свободным рулем может быть сделана расчет-
ным путем; при этом точность расчетов будет выше, если исходные данные
получены из испытаний модели оперения с размахом не менее 1,5 м.
16120 ИСПЫТАНИЯ МОДЕЛЕЙ БЕЗ ВИНТОВ НА УСТОЙЧИВОСТЬ
16121 ЦАГИ дает результаты испытаний лишь для одной центровки, так как
пересчет на любую центровку не представляет затруднений. Формулы для
пересчета кривых устойчивости на другую центровку см. в 16440.
16122 Примерная программа
В программу включаются следующие испытания:
Определение сх, су и mz по а при четырех положениях
через 2°; 8в = 0; посадочные приспособления закрыты; углы
делах от —10° до (%,тах+5°) (фиг. 16122 — 1).
Определение сх, су и тг
стабилизатора
атаки а в пре-
стабилизатора;
по а при заданном положении
§в = 5°, 0, —10°, —20°; посадоч-
ные приспособления закрыты;
а от -10° до (а°Су тах + 5°)
(фиг. 16122 —II).
Определение сх, су и тг
по а без горизонтального опе-
рения:
с закрытыми посадочными
приспособлениями; а от —10°
Д0(%тах + 5°) (фиг. 16122-1
и II);
с открытыми посадочными
приспособлениями; а от -|-40 до
(% max +5°) (фиг. 16122 —Ш).
В случае необходимости (пики-
рование с открытыми щитками или
закрылками и т. д.) диапазон углов
атаки может быть расширен.
6
Испытания моделей
16122
Определение сх, су и mz по а модели с оперением и открытыми поса-
дочными приспособлениями при отклонении рулей Зв — 0, — 10°, — 20°; а
от +4° до (асутах + 5°) (фиг. 16122 —III).
Определение cz, тх и ту по Р; 8Н = 0, а=0, 5°, 10°, (аСу тах —3°); р от —20°
до -(-20°; щитки и закрылки закрыты (фиг. 16122 — IV и V).
Определение cz и ту по Р; а = 5°; 8Н = 5°, 0, —5°, — 15°, —25°; р в преде-
лах от —20° до -{-20°; посадочные приспособления закрыты (фиг. 16122—V).
Определение cz и ту по р модели без вертикального оперения; а = 0,
5°, 10°, (асутах — 3°); р в пределах от —20° до —[—20°; посадочные приспо-
собления закрыты (фиг. 16122 — V).
Определение cz, тх и ту по р модели с открытыми щитками и закрыл-
ками; «=(«сути — 3°); 8щ— Зщ.пос ; Р в пределах от —20° до 20°.
Определение тх и ту по а при 8Э = —[— 20°, +10°, 0, —10°, —20° и —30°;
отклоняется правый элерон, левый — в нейтральном положении; щитки
7
16122—16124
Испытания моделей
Определение тх и ту по а при Фиг. 16122--VLL
8Э = —{— 10°, 0 и —15°; отклоняется один
элерон, второй — в нейтральном положении; посадочные приспособления
открыты; диапазон а от Ц-4° до (%тах + 3°).
ПРИМЕЧАНИЕ. Обычно открытие щитков увеличивает устойчивость пути,
поэтому испытания с открытыми щитками и закрылками являются только контроль-
ними.
16123 Возможные дополнения к программе. Замечания по подготовке
модели к испытанию
Программа может быть расширена для выявления особенностей компоновки
самолета, более подробного изучения работы щитков, закрылков, предкрылков,
тормозных щитков, взлетных приспособлений и т. п.
Если размеры модели достаточны для того, чтобы могло быть допущено
испытание со свободными рулями (размах крыла не менее 3 м), необходимо
обеспечить тщательное выполнение рулей в отношении точной величины ком-
пенсации, минимального трения в шарнирах и соответствия формы носовой
части руля на самолете и модели. В тех случаях, когда при изменении угла
установки стабилизатора аэродинамика горизонтального оперения нарушается
(например, образование или увеличение просвета между рулем и стенкой фюзе-
ляжа по мере отклонения стабилизатора и т. д.), испытание с переменным ®CT
может дать неверные результаты. В этих случаях при подготовке модели
следует принимать меры по устранению таких щелей или ограничивать диапа-
зон <Рст.
16124 Пояснения к пользованию результатами испытаний
Продольная устойчивость
Степень устойчивости с фиксированной или свободной ручкой определяется
по наклону кривой т2 по а, т. е. т?. Однако более удобно пользоваться вели-
чиной
дт. _ с а da
dcvi ~тгУ==т^’
8
Испытания моделей
16124
дающей в долях средней хорды расстояние, на которое следует изменить поло-
жение центра тяжести, чтобы получить нейтральную устойчивость модели.
о дтг
Величину - следует определять лишь для режимов балансировки само-
лета, т. е. при тг = 0.
г, дпЪг б,г.о
Величина —-----------
ocvi
характеризует расстояние в долях средней хорды от
центра тяжести до фокуса модели без оперения. Фокус изолированного крыла
лежит примерно на 23% средней аэродинамической хорды. Присутствие мотор-
ных гондол и фюзеляжа может быть причиной перемещения фокуса вперед
(и, следовательно, уменьшения устойчивости); в частности, вследствие влияния
фюзеляжа фокус может сместиться на 1—6% САХ, моторных гондол — на 2—5°/0
или даже на 10% САХ при больших относительных размерах фюзеляжа и
моторных гондол (см. 16221).
Исходным материалом для определения скоса и торможения потока у опе-
рения являются кривые mz по а при различных фст (фиг. 16122 — I). Определив
по данным этой диаграммы зависимость
fflz г.о — Шг б.г.о
(здесь mZT. о—коэфициент момента тангажа от
/Лхб.г.о — коэфициент момента тангажа модели без
Фиг. 16124-1
горизонтального оперения,
горизонтального оперения)
от ерст при ряде значений а, строят
диаграмму (фиг. 16124 — I).
Зависимость тгг.о от <рст при а = const можно считать линейной. В точках
пересечения прямых с осью абсцисс ?/?гг.о=0 и, следовательно, аго — 0 (при
симметричном профиле оперения и 8в=0). Отсюда угол скоса потока
£==(а + 'Рст)тг г. о=0.
Результат наносят на график фиг. 16124 — II. Далее по наклону прямых
(фиг. 16124 — I) определяют значение производной m’crTo • Пользуясь тем, что
т“7°о = — а<- °А >
где k$ учитывает падение эффективности опере'ния вследствие влияния фюзе-
f dcA
ляжа, аг.о = I , находят
\ Ст Ос / Г.0
h „ (т/”о)а = const
^-Г.О - я
2
9
16124
Испытания моделей
и строят соответствую дую кривую на фиг, 16224 — II. В общем случае, кроме
коэфициента йф, следует вводить коэфициент kKp, учитывающий влияние крыла,
однако для обычной современной схемы низкоплана и средних углов атаки
можно принимать kKp 1,0. Определенная таким образом величина произведения
йф аг.о входит в дальнейшие расчеты. Найти значения йф и аг.о (а не их произ-
ведение) из кривых mz по а при различных срст нельзя. Если желательно все же
определить (например, для целей статистики), то находят аг.о по испытанию
изолированного оперения или по фиг. 16221—VII.
В примерную программу не включено испытание с открытыми посадочными
приспособлениями при различных <рст. Если желательно определить скос и тор-
можение скорости и в этом случае, то можно использовать кривые тг по а
с открытыми посадочными приспособлениями при различных 8В . На основании
испытаний с закрытыми щитками и закрылками определяют отношение
затем по результатам опытов с отклоненными щитками и закрылками
(фиг. 16122 — III) для каждого 8В определяют эквивалентное отклонение стаби-
лизатора фст. экв = и8в и дальше поступают, как указано выше,
Для более подробного исследования скоса и торможения потока у опере-
ния при открытых посадочных приспособлениях можно провести опыт при раз-
личных ерст и с открытыми посадочными приспособлениями.
Пересчет кривых тг по а на измененную площадь и другое удлинение
оперения при постоянной длине LT.O производится для нулевого отклонения
руля по формуле (пренебрегая небольшим изменением Лф при изменении 5Г.О):
I 1 <Тг.о *^г.о
77^2 — Wz б.г.о г>0 с ’
@т.о *^г.о
где значок (I) относится к измененному оперению. Величину аг.о, зависящую
от удлинения оперения, можно найти по фиг. 16221—VII. Величина 5г.о является
габаритной площадью (с включением площади фюзеляжа, занятой оперением).
Величину (/Иг)1 (эффективность руля высоты) для нового оперения можно
определить по приближенной формуле:
1/Т..
10
Испытания моделей
16124
При изменении плеча Lr.o (приближенно —расстояние от центра тяжести
до шарнира руля высоты) и неизменной площади оперения можно пользоваться
соотношением (пренебрегая влиянием изменения скоса при изменении дли-
ны Z/Г.о):
/1
I ___ I а^г.о
t^Z === б.Г.О ~|~ ftlz г.О ~~г
^г.о
Величину т^ следует также изменять в отношении
Аг.О
Аг.о
Устойчивость пути
В результате испытаний модели получают помимо разобранных ряд диа-
грамм, при помощи которых могут быть определены на малых и средних углах
атаки устойчивость пути, поперечная устойчивость и эффективность руля
направления.
Испытания в трубе могут показать, что величина В —
Sb.о Ав.о
--------- должна
*34
быть изменена для увеличения устойчивости пути на всем диапазоне скоростей
или же что вертикальное оперение находится в тени только в узком диапазоне
углов атаки. В последнем случае необходимо изменить только компоновку
вертикального оперения или сузить аэродинамическую тень.
На фиг. 16124 — III показано течение кривой ту в функции Р для самолета,
обладающего устойчивостью пути.
Следует отметить характерную особенность кривых для само-
летов нейтральных (фиг. 16124 — IV) и неустойчивых в пути (фиг. 16124 — V),
заключающуюся в том, что нейтральность или неустойчивость имеет место
только на малых углах скольжения (примерно до р = + 3°).
11
16124
Испытания моделей
В случае необходимости увеличения площади вертикального оперения
значение (/4)1 (при новой площади) может быть определено по формуле:
(4)' = т9уб. в. 0 4- т9ув. 0 ,
^В.О *Jb.O
где значок (I) относится к новой площади оперения.
При увеличении высоты вертикального оперения средняя скорость у изменен-
ного оперения будет больше средней скорости у исходного, так как нижняя
часть вертикального оперения находится в пограничном слое фюзеляжа: поэтому
для измененного оперения нужно ожидать несколько большего значения (/гф1, чем
это получается по формуле.
Изменение эффективности руля направления получается по формуле:
|/1Г
, Ssl *^в.О &в. о^в.о
(и,) = т, — а s •
V Л7
При изменении длины LB.O (расстояния от центра тяжести до шарнира руля
направления) значение /и| получается по формуле:
/ __ р г Р ^в. о
(ту) = тиуб.в.о -ф- ту в. о ,
о
а значение (/Пу)1 получается по формуле:
г 8\1 3 ^в. о
(%) =ту-------.
i-в. о
Результаты всех испытаний даются для нормальной центровки самолета.
Влияние центровки на устойчивость пути невелико. Устойчивость пути для
любого положения центра тяжести может быть подсчитана по формуле:
Н)' = т* — -- d,
где ту — характеристика устойчивости пути при нормальном положении центра
тяжести;
(тп|)' —характеристика устойчивости- пути при новой центровке;
х — расстояние от нормального положения центра тяжести до нового поло-
жения центра тяжести;
I—размах.
Данная формула является приближенной, точная формула дается в 16442.
Влияние поперечного V на момент крена
При изменении угла поперечной V-образности крыла новое значение Шх
может быть найдено по формуле:
(/4)' = /4 — 0,0002 Дф°,
где п^х — значение /п.? до изменений;
Дф° — приращение угла V-образности крыла в градусах;
(z4)i — значение гг?х для нового поперечного V крыла.
12
Испытания моделей
16124-16132
Если изменяется только угол V-образности отъемов крыльев, то из вели-
чины коэфициента 0,0002 нужно отнять величину
0,00035
2/ц у
I )
где 2/ц — размах центроплана, I — размах крыльев.
Оценка элеронов
Эксперимент по программе, приведенной в 16122, дает значения коэфициен-
тов тх и ту при отклонении правого элерона (/поправ и тпуПрав). Путем интерпо-
ляции по кривым фиг. 16122 —VI и VII находят значение тх и ту при двух
отклоненных элеронах, учитывая приня-
Кривые тх по а для одновременного откло-
нения правого и левого элеронов
Кривые ту по а для одновременного от-
клонения правого и левого элеронов
Фиг. 16124 —VI
Знак момента от действия левого элерона противоположен знаку момента
от действия правого элерона при одинаковом отклонении. Вид получающихся
диаграмм показан на фиг. 16124 —VI.
Указания для оценки устойчивости самолета и достаточности органов
управления на основании испытаний модели с работающими винтами даны в 16150.
ИСПЫТАНИЯ МОДЕЛЕЙ С РАБОТАЮЩИМИ ВИНТАМИ 16130
НА УСТОЙЧИВОСТЬ
Испытания моделей с работающими винтами проводятся после испытания 16131
моделей без винтов (см. 16120).
Примерная программа испытаний модели с работающими винтами 16132
Приведенная программа испытаний модели с работающими винтами и пред-
лагаемые методы обработки являются предположительными, так как к настоя-
щему времени еще нет опыта массового проведения таких испытаний.
С работающими винтами выполняются следующие эксперименты:
Определение сх, су и тг по X (режим винта) для различных а; щитки
и закрылки закрыты; 8в= + 5°, 0, —10°; углы атаки меняются от а = 0до
% max (чеРе3 2°) (ФИГ- 16132-1 И II).
Определение сх, су и тг по X без горизонтального оперения при тех же
углах атаки; закрылки и щитки закрыты (фиг. 16132 — II).
Определение тх, ту и сг по Р; р в пределах от —15° до -(-15о;
закрылки и щитки закрыты^ при X, выбранных заранее; а = 0, 5°, 10°,
(^тах-3°)(фиг. 16132 —Ш).
13
16132
Испытания моделей
Фиг. 16132 — II. Кривые mz по а модели с рабо-
тающими винтами при разных А.
Определение тх и ту по (3; р от — 15° до 4* 15° при 8Н = — 10° и -ф- 10°;
закрылки и щитки закрыты; при X, выбранных заранее; а=5°, (ас тах—3°)
(фиг. 16132 —IV).
Определение и ту по р для модели без вертикального оперения;
закрылки и щитки закрыты; при К, выбранных заранее; а = 0, .5°, 10°,
(а° -3°) (фиг. 16132 —V).
4 max ' 7
14
Испытания моделей
16132-16133
Фиг. 16132 — V. Кривые ту по ₽ модели с работающими винтами
без вертикального оперения при разных к
Возможные дополнения к программе
Для определения необходимых отклонений рулей направления при полете
на одном моторе (для двухмоторных самолетов) можно провести испытание
с одним работающим мотором при различных р (получаются кривые тх, ту и сг
по £) на режимах а = 5°, 10° и (а° — 3°) при заранее выбранных к; оя = —20°;
— 10°, 0 и 10°. У”аХ
16133
15
16134
Испытания моделей
16134 ’ Подбор винтов для модели самолета и обработка
результатов эксперимента
Для получения более надежных результатов рекомендуется проводить экс-
перимент с винтами, геометрически подобными винтам, взятым в основу аэроди-
намического расчета.
В общем случае винты модели и натуральные винты не будут геометри-
чески подобными. В этом случае надежность результатов испытания понизится
в зависимости от степени различия винтов. Однако и при этом условии испы-
тание с работающими винтами дает более полный материал, чем испытание
модели без винтов.
Угол установки лопасти определяется в этом случае на основании проб-
ного эксперимента из того условия, чтобы при угле атаки, соответствующем
набору высоты, величины, характеризующие режим винта (X и аэ), совпадали
или были близки к их значениям для натурального винта. Коэфициентом тяги
аэ здесь называется величина
5
аэ — (сх сх м) X2 - 2D2z ’
где сЛ— коэфициент суммарной силы (тяги и лобового сопротивления), полу-
ченный при работающих винтах; при избыточной тяге схы отрицателен;
сх — коэфициент лобового сопротивления модели без винтов (при том же
значении су}-,
z — число винтов.
Желательно, чтобы скорость потока в трубе при этом испытании была не
меньше 25 м'^сек. При выборе величин X следует назначить четыре-пять значений,
охватывающих значения X для режима набора высоты и имеющих верхним пре-
делом kVmax.
Понятие статической устойчивости связывается с моментными характери-
стиками, каждая точка которых соответствует установившемуся режиму полета;
так, например, для кривой tnz=f(<z), отвечающей полету на полном газе, каж-
дому режиму, характеризуемому значениями а или су, отвечают характеристики
режима винта X, а, р и т. д., свойственные установившемуся полету на пол-
ном газе на этом режиме.
Основной целью испытания на продольную устойчивость с работающими
винтами является получение подобных кривых тг по а на режиме полного газа.
Такие кривые в общем случае можно получить следующим образом.
Задаются значе-
16
Испытания моделей
16134
По полученным значениям су (или а) и на графике тг по су (или а) для
ряда режимов строят точки, образующие искомую кривую тг для полета, на пол-
ном газе (фиг. 16134 — II).
Фиг. 16134—-11. Кривая тг по а для полета на полном газе,
полученная из обработки продувок модели с работающими
винтами
Подобным же образом строят кривые тг=/(ъ) для ов 7^0.
На основании проделанных построений устанавливается зависимость между
X и а, которой и пользуются при выборе X для испытаний на устойчивость пути.
В случае полного соответствия между винтами самолета и модели (для
модели может быть допущено изменение числа лопастей, например, 2 вместо 3
с соответствующим их уширением) и наличия характеристики семейства винтов
кривая mz — f(a.) для винта-автомата получается следующим образом.
Задаются рядом скоростей полета V на полном газе, подсчитывают су и к.
На графике ав по X серии винтов проводят кривую ав по X при р = const, соот-
ветствующую работе ВИШ-автомата, и, кроме того, семейство кривых (парабол):
В =-~-—- -- const (фиг. 16134 — III).
3
16134-16135
Испытания моделей
Пусть лопасти винта модели, работающего как ВФШ, установлены на
угол Для того, чтобы ВФШ давал ту же обдувку, т. е. работал с той же
нагрузкой В на ометаемую площадь, что и заменяемый им ВИШ-автомат, он
должен иметь некоторую Хэкв, отличающуюся от X для ВИШ-автомата.
Определение Хэкв производится следующим образом (фиг. 16134 — IV). От зна-
чения X на оси абсцисс двигаются по вертикали до кривой ав для ВИШ при
В — const, затем вдоль кривой В — const идут до пересечения с кривой ав для
ВФШ и вновь опускаются по ординате к осн абсцисс. Полученное значение X
и есть Хэкв.
Струи, отбрасываемые ВИШ и эквивалентным ему по тяге ВФШ, будут не-
сколько отличаться характером закручивания. Чтобы уменьшить эту разницу,
следует назначать угол установки лопасти ВФШ так, чтобы он был равен
углу ВИШ примерно в середине исследуемого диапазона X.
Далее на сетке поляр (фиг. 16134 — 1) наносят точки по соответствующим
значениям су и Хэкв и переносят их на график mz по а (фиг. 16134 — 11). Если экс-
периментальные значения тг при разных X строились не по а, а по су, то нане-
сение точек случая полета на полном газе возможно непосредственно на гра-
фике mz=f(cy), минуя сетку поляр. Соединяя точки, получают кривую тг по
су (или а) для режимов, соответствующих полету на полном газе.
Получив кривые mz по су (или а) для 8в=-ф~5°, 0 и — 10°, находят путем
интерполяции балансировочную кривую и степень устойчивости mczy или т* при
балансировке на разных су (или а).
16135 Пояснения к пользованию результатами испытаний моделей
с работающими винтами
Продольная устойчивость
„ „ dmz дт.
Степень устойчивости- с работающим винтом может быть полу-
ОСу
чена по наклону кривой тг по су в точках балансировки (ягг = О).
18
Испытания моделей
16135
По кривой mz=f(a) находят производную:
dmz _ дтг drnz da
дсу 1 дсу да dcy
о da
Здесь берется для режима полного газа для балансировочного угла
атаки.
Пересчет на другую центровку при горизонтальном смещении центра
тяжести может быть выполнен по приближенной формуле:
т\ = mz Дх т Су 1 ж mz Д хТ су.
Зцесь Дхт — смещение центра тяжести в долях САХ (считается положи-
тельным при перемещении центра тяжести назад).
Значения су i су берутся с кривой су— /(а) для режима полного газа,
если кривая тг строится в функции а.
В случаях пересчета, требующих большой точности, нужно пользоваться
формулами, данными в 16441.
При значительном перемещении центра тяжести по высоте следует учесть
изменившийся момент тяги винтов по формуле:
Дщг= Д_у? (сх — сх м).
Здесь Д_уг — смещение центра тяжести в долях САХ (считается положительным
при перемещении центра тяжести вниз);
сх — коэфициент лобового сопротивления модели без винта;
схм— коэфициент отрицательного лобового сопротивления (или тяги)
модели с работающими винтами при том же значении су .
Пересчет кривой тг по а при нулево*м отклонении руля на измененную
площадь и другое удлинение оперения модели с работающими винтами прибли-
женно производится тем же методом, что и для модели без винта (см. 16124).
Неточность происходит оттого, что поток, обтекающий измененное оперение,
в общем случае не будет подобным потоку, обтекающему исходное оперение,
так как относительная доля площади оперения, обдуваемая винтом, не сохра-
нится для измененного оперения.
тт дт2 л ,
Для пересчета величины -ч. , характеризующей эффективность руля вы-
соты, следует пользоваться формулой, приведенной в 16124; влияние изменения
плеча Аг.о определяется по формуле, приведенной в 16124.
При значительных изменениях площади или плеча горизонтального опере-
ния, а также при изменении положения оперения по высоте следует провести
контрольные испытания измененной модели по сокращенной программе, напри-
мер, лишь при 8В = 0.
Устойчивость пути
Определение степени устойчивости пути и все пересчеты для измененной
площади вертикального оперения, плеча вертикального оперения и т. д. произ-
водятся так же, как и в случае модели без мотора.
Испытание модели двухмоторного самолета с одним остановленным мото-
ром дает возможность оценить необходимое отклонение руля направления для
погашения момента от тяги работающего винта и сопротивления остановленного
винта.
19
16140-16142
Испытания моделей
16140 ИСПЫТАНИЕ МОДЕЛИ ИЗОЛИРОВАННОГО ОПЕРЕНИЯ
16141 Для приближенных расчетов усилий на ручке управления, эффективности
триммеров и т. д. можно пользоваться графиками и эмпирическими формулами,
приведенными в 16200 и 16400.
Для более точного определения шарнирных моментов рулей проводится
испытание изолированного оперения. Фюзеляж при этом моделируется в виде
короткой обтекаемой болванки. Эта болванка значительно искажает зависимость
подъемной и боковой силы оперения от угла атаки аг,0 и ав>0, поэтому величи-
дсу г.у dCz в.о
нами—— и —5------ , полученными из такого эксперимента, пользоваться
оаг.о оав.о
нельзя. Для получения же тш , —-2<г'0„ и 0 эксперимент лучше вести на
модели с болванкой, чем без нее.
Необходимо делать точное моделирование аэродинамической компенсации
и производить точную сборку оперения с легким ходом шарниров.
16142 Примерная программа испытания изолированного оперения
В программу входит:
Определение СуГ.о при а,..0= — 5°, 0, 5° и 10°; 8В = 20°, 10°, 0, —10°,
-20°, —30°; а„.о-=0; 8Н = 0; ъ. =-—н — 0 (фиг. 16142-1).
Фиг. 16142 — 1. Кривые с 0 по 8В при различных »г0
Определение шш.в по 8В для тех же условий (фиг. 16142 —II).
Определение тш.в по 8В при аг.о = 5°, ъ, — 10° и прочих неизменных
условиях.
20
Испытания моделей
16142-16151
Определение ггв.о при ав.0 = Ю0, 5°, 0, —5°; 8Н = 8Н шах, 20°, 10°, О,
— 10°, — 20°, (— 8Н )тах; аг.о0; 8В = 0; тв = т:н = 0.
Определение тш.» по 8Н для тех же условий.
Определение тш.н по 8Н при ав.о = 0, тн — 10° и прочих неизменных
условиях.
Возможные дополнения к примерной программе 16143
В тех случаях, когда требуются данные по тш повышенной точности, про-
водятся испытания изолированного оперения с систематическим изменением
размеров компенсации рулей.
Иногда требуется (при триммерах больших размеров) установить влияние
отклонения триммера на подъемную (или боковую) силу оперения. Для этого
при условиях, указанных в 16142 при тв^0(или тн^0), определяется СуГ.о(или
Cz 8.0 )•
Пояснения к пользованию результатами испытаний 16144
Точность определения шарнирных моментов невысока вследствие малости
измеряемых сил и большого влияния трудно контролируемых факторов (ошибки
в изготовлении аэродинамической компенсации, трение в шарнирах и т. д.).
Получаемый материал позволяет определить нужные для расчетов вели-
дтш дтш дт^ дсу г.о dCz в.о
чины—, —£—и—55—» а также балансировочные кривые
дВ да дх дов дЬа
свободных рулей (8В. св по аг.о и 8Н. св по ав.о). При расширенной программе мож-
дСу г.о dCz 8.0
но также получить —~— и —5— .
J д~а д~,,
ОЦЕНКА УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА 16150
ПО РЕЗУЛЬТАТАМ ИСПЫТАНИЙ МОДЕЛЕЙ
Продольная устойчивость 16151
Результаты испытаний модели без винта на устойчивость получаются с
учетом влияния фюзеляжа и моторных гондол и нуждаются в исправлении на
влияние других дестабилизирующих факторов, вызванных наличием работающего
винта. Приближенная оценка влияния этих факторов на продольную устойчи-
вость может быть сделана по способу, приведенному в 16222.
Здесь можно указать, что по статистике современные одномоторные
самолеты для получения удовлетворительной устойчивости с брошенной
ручкой на режиме набора высоты должны иметь центр тяжести, расположен-
ный на 15 — 22% САХ впереди центра тяжести, соответствующего нейтральной
устойчивости модели без винта. У двухмоторных самолетов с моторами одина-
кового вращения нормальная центровка должна быть на 13 — 20% САХ более
передней, чем нейтральная центровка модели без винтов.
r> d?>
В качестве другого показателя рекомендуется принимать величину ,
значение которой, определенное по результатам испытания модели без винта,
по абсолютной величине должно быть не менее 0,5.
Если на самолете установлены моторы разного вращения, то в случае
винтов, вращающихся таким образом, что лопасти, ближайшие к фюзеляжу,
идут вниз, уменьшение устойчивости вызовет необходимость дополнительного
сдвижения центра тяжести вперед на 3 — 5% САХ. Винты, вращающиеся так,
что лопасти, ближайшие к фюзеляжам, идут вверх, вызывают обратный эффект,
т. е. увеличение устойчивости на 2 — 3% САХ.
Испытание модели с работающими винтами значительно приближай
результаты опыта к действительности. Поэтому характеристики, полученные при
таких опытах, могут быть использованы для того, чтобы соответствующим
пересчетом найти положение центра тяжести, обеспечивающее удовлетвори-
тельную устойчивость (например, на режиме набора высоты при задней
центровке).
21
16151-16154
Испытания моделей.
Потребное перемещение центра тяжести может быть определено по
формуле: _
Лхт (1 + kB В) (rnczy — (тр )мод)
(см. 16222).
Здесь kB — коэфициент, определяемый по данным 16222;
В — коэфициент нагрузки на ометаемую винтом площадь;
тсгу—потребная минимальная степень устойчивости; для режима набора
высоты можно положить (для натуры)
т^ ~ — 0,02 —:--0,04.
При небольшом запасе устойчивости в полете с наибольшей эксплоатаци-
онной центровкой степень устойчивости самолета с фиксированным рулем не
должна отличаться от степени устойчивости самолета со свободным рулем.
В тех случаях, когда характеристики шарнирных моментов оперения этого не
обеспечивают, необходимо применение других мероприятий, например, введение
в систему управления специальных балансиров или пружин. Методы подбора
этих элементов приведены в 16267.
16152 Оценка достаточности руля высоты для посадки
Допустимую переднюю центровку следует определить из условия доста-
точной эффективности руля для посадки на три точки. Для расчета отклонения
рулей на посадке рекомендуется метод расчета, приведенный в 16240. В каче-
стве грубого приближения можно считать, что явления, отличающие действи-
тельную посадку от простой балансировки модели на посадочном режиме
(неустановившееся движение, влияние земли и т. д.), требуют дополнительного
отклонения рулей (ручка на себя) на 10°—15°. Желательно, чтобы в натураль-
ных условиях максимальное отклонение рулей на посадке не превосходило —20°
или —25°, так как следует иметь известный запас управляемости.
Если на самолете имеется переставной в полете стабилизатор и баланси-
ровка модели при некоторой установке стабилизатора срст. мод требует отклоне-
ния рулей Зв.мод , то потребное отклонение рулей на посадке при пользовании
переставным стабилизатором будет:
Ов.ПОС - ^В.МОД ““ (10 : 15 ) ,
П>
где п может быть определено по данным 16231.
Для оценки достаточности рулей берутся результаты опытов, пересчитан-
ные на центровку самолета, соответствующую посадке.
16153 Статическая устойчивость пути
Степень статической устойчивости пути характеризуется величиной
т?у при Р = 0 (3 берется в градусах), которая определяется по наклону кривой
tny=f($). Вследствие разброса точек определить наклон кривой в одной точке
(1 = 0) трудно, поэтому используют участок кривой в диапазоне углов р от
— 3° до -|-30.
На основании статических материалов следует считать, что степень устой-
чивости пути самолета будет достаточна, если производная модели лежит
в пределах -0,0010-:---0,0015.
Эти данные относятся к самолетам с удельной нагрузкой на крыло в
диапазоне от 150 кг\м2 до 230 кг\м2. Чем меньше удельная нагрузка, тем ближе
к нижнему пределу (А —0,0010) может быть взята производная т$.
16154 Поперечная устойчивость
Нормальное протекание кривых показано на фиг. 16122—IV.
Величина производной т? характеризует момент крена при скольжении.
На основании анализа экспериментов в аэродинамических трубах и летных
экспериментов можно считать, что если из экспериментов в трубе получено,
что производная т? находится в пределах от —0,0007 до —0,0010, то в полете
поперечная устойчивость на скоростях, соответствующих линейному протеканию
су по а, будет достаточна.
22
Испытания моделей
16154-16155
При назначении величины тх. следует ориентироваться по величине произ-
водной т°: чем больше производная т?, тем больше должна быть произ-
У тх
водная т?х. В первом приближении желательно иметь отношение пример-
lll-y
но равным 0,7 — 1,0.
Эффективность руля
направления
16155
По данным, полученным
из эксперимента, строят кри-
вую ту в функции 8Н при ,3—0
(фиг. 16155 — I). Величина
дту
- для этой кривой должна
б/Он
лежать в диапазоне значений
от —0,0007 до —0,0011.
Далее строят балансиро-
вочную кривую 8Н =/(?) (фиг.
16155—II) по точкам, при кото-
рых ту~0 (фиг. 16122—V). По
этой кривой определяется вели-
<?8Н
чина которая должна ле-
жать в пределах от —0,9 до
— 1,4-
Указанные пределы, данные для
моделей без винтов, обеспечивают
Э8Н
необходимые значения для само-
летов с работающими винтами, при-
веденные в 43000.
23
16155-16158
Испытания моделей
дЪи
др
Малые величины
получаются при излишне большой относительной
площади руля направления. В этом случае следует увеличить площадь киля за счет
,, дтУ
площади руля направления. В случае, когда лежит в пределах, указанных
дйн . ч.
выше, а становится меньше нижнеи границы желательного для этой ве-
личины диапазона, это свидетельствует о том, что площадь киля мала; при этом
необходимо увеличить площадь киля, не изменяя площади руля направления.
Необходимость этого может быть проконтролирована по значению /nJ: если зна-
дон , я
чениемало, а ту—нормально, то n/J всегда меньше нижнего предела,
т. е. устойчивость пути мала.
16156
Устойчивость пути при свободном руле направления
При удовлетворении вышеуказанным условиям обычно получается, что
самолет будет сохранять устойчивость пути и при свободном руле направления
/ тс \
(при условии, что—^-<0,60 и отсутствует перекомпенсация I.
Устойчивость пути со свободным рулем направления должна быть не менее
/п₽ = - 0,00035.
16157
Оценка вертикального оперения по величине cJB0
Сопоставляя испытания модели с вертикальным оперением и без него,
можно определить эффективность вертикального оперения. Для этого из зна-
чения с® полной модели вычитается значение с? модели без вертикального опе-
/ дг2\
рения; тогда величина I I , характеризующая эффективность оперения,
\ /в. о
определится по формуле:
/дс2
^в- ° cz в. о = *>. °
В. о
в. о
cP — И,
z мод z о. В.О Г»
--------~
<->в. о
16158
где 5В. о — площадь снятого вертикального оперения;
5—площадь крыла.
Величина с£в о зависит от удлинения вертикального оперения и его формы.
Обычно эта величина для незатененного вертикального оперения лежит в пре-
делах от —0,03 до —0,04.
Нижний предел соответствует оперениям малого удлинения.
Если с?в 0 очень мало, то это свидетельствует о том, что вертикальное
оперение затенено. Малая устойчивость пути или неустойчивость может быть
исправлена’ изменением расположения вертикального оперения, а если это
невозможно, то увеличением площади вертикального оперения. Увеличивать
площадь вертикального оперения следует за счет увеличения высоты его, так
как тогда большая часть вертикального оперения будет вне пограничного
слоя фюзеляжа и, кроме того, лв. 0 будет больше.
Эффективность элеронов
Для суждения об эффективности элеронов строят кривые тх в функции
от 8Э для нескольких углов атаки. Полученные кривые должны быть плавными
и не иметь перегибов. Величина mxWl„, (значение при максимальном отклонении
элеронов на самолете) должна быть по абсолютной величине не меньше 0,040—
0,045 на всем диапазоне углов атаки до (% ma-j-2c). Угол атаки, при котором
эффективность элеронов падает и происходит срыв на крыле, определяется
по кривым тх и ту по а. Отклонение руля направления, необходимое для уравно-
вешивания момента рысканья от элеронов на докритических режимах, не должно
превышать 5°.
ПРОДОЛЬНАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ 16200
РЕШЕНИЕ ВОПРОСОВ ПРОДОЛЬНОЙ УСТОЙЧИВОСТИ 16210
ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ САМОЛЕТА
Выбор конструктивных параметров самолета, связанных с вопросом устой- 16211
чивости, происходит следующим образом. Имея площадь и форму крыла в
плане заданными (см. 14113), определяют положение и величину средней
аэродинамической хорды крыла (САХ). Далее, рассматривая различные целе-
вые назначения самолета, согласно тактико-техническим требованиям, опреде-
ляют различные варианты загружения самолета и подсчитывают эксплоатаци-
онный диапазон центровок, ограничиваемый наибольшей и наименьшей (пре-
дельно передней и предельно задней) центровкой. Из этого диапазона выбирают
две центровки:
1. Наименьшую, которая может иметь место на режиме посадки.
2. Наибольшую, которая может иметь место на режиме набора высоты.
Подбор взаимного расположения САХ крыла и центра тяжести самолета 16212
и размеров оперения ведут одновременно, удовлетворяя двум требованиям:
1. Достаточного запаса управляемости на посадке при наименьшей цент-
ровке, свойственной этому режиму.
Обеспечение достаточного запаса управляемости на посадке обычно гарантирует наличие
достаточной управляемости на всех режимах полета.
2. Достаточного запаса устойчивости на режиме набора высоты при наиболь-
шей центровке.
Перед выполнением этих расчетов задаются удлинением и формой в плане
оперения, длиной хвостовой части самолета, расположением оперения по вы-
соте и соотношением между площадью руля высоты и всего оперения (см. 14122.)
Этот же расчет решает вопрос о необходимости применения подвижного
t/o
стабилизатора. Полученные результаты контролируются величиной на ре-
жиме планирования; абсолютная величина этой производной не должна быть
менее 0,5 для того, чтобы величина среднего рабочего хода ручки при управ-
лении не была слишком малой (см. 16232, связь степени устойчивости и эф-
фективности руля). Если эта величина меньше 0,5, подбор оперения желатель-
но выполнить вновь, принимая уменьшенное соотношение между площадью
руля и всего оперения. Далее по статистике (см. 16261), находят величину
s G
= «ш для самолета проектируемых размеров и, определив сред-
нюю величину передаточного числа по заданному максимальному диапазону
углов отклонения руля высоты и ходу ручки, вычисляют значение
Задаваясь желательным типом аэродинамической компенсации (см. 14124 и 16213
16261), определяют величину этой компенсации и соответствующее значение
Далее, произведя приближенную Оценку весовых моментов проектируемой систе-
мы управления и руля высоты, подсчитывают для режима планирования измене-
ние степени устойчивости при переходе от фиксированного руля к свободному.
Если это изменение имеет место и запас устойчивости с фиксированным рулем
на наибольшей центровке выбран минимальным, определяют величину баланси-
ров или пружин, уравнивающих степени устойчивости со свободным и фикси-
рованным рулями. Если же этот запас больше допустимого минимального,
подбор балансиров или пружин будет необходим только в том случае, когда
запас степени устойчивости со свободным рулем будет менее допустимого
(2—4% САХ).
Размеры триммера и установка стабилизатора могут быть определены по 16214
указаниям 16411 и 16233.
4
25
16215-16221
Продольная статическая устойчивость
16215 После выполнения подбора аэродинамической компенсации в качестве
контроля желательно произвести приближенный расчет усилия на ручке, необ-
ходимого для обеспечения потребной управляемости на режимах планирования
и криволинейного полета, что может быть произведено по указаниям 16268.
16216 Для выполнения указанных расчетов служат следующие материалы:
Определение степени устойчивости самолета без винта.
Определение степени устойчивости на планировании и на режиме набора
высоты.
Расчет нейтральной центровки самолета.
Расчет относительной эффективности руля высоты.
„ <73
Расчет величины --у- .
da.
Выбор угла установки стабилизатора.
Расчет управляемости на посадке.
Подбор центровки и площади оперения.
Определение ав по статистике и величины т^
Определение величины аэродинамической компенсации и значения т'^.
Определение степени устойчивости со свободным рулем.
Определение потребной величины балансиров или пружин.
Проверка выбранной компенсации руля высоты.
Приведенный ниже материал расположен в указанном порядке, при проектировании само-
лета расчеты начинают с подбора центровки и площади оперения.
Излагаемые методы расчета основаны на результатах испытаний в натур-
ной трубе ЦАГИ Т-101 и в полете.
16220 ОПРЕДЕЛЕНИЕ СТЕПЕНИ УСТОЙЧИВОСТИ САМОЛЕТА
16221 Определение степени устойчивости-самолета без винта
(При отсутствии результатов испытания модели)
Ниже дается определение степени устойчивости самолета без винта тСу ,
средней для диапазона углов атаки от 0 до 12°.
Величина тСу подсчитывается по следующей формуле:
da / ds
dcy da
Здесь:
Д __ 5г. О о
ту = (хт — xpj) — аг.ойфА
хТ — центровка самолета в
долях САХ, для которой
ведется расчет устойчи-
вости.
Величины S и 5Г.О явля-
ются габаритными площадями
крыла и оперения (со включе-
нием площади, занятой фюзе-
ляжем).
Положение фокуса само-
лета х р0 без горизонтального
оперения определяется по фор-
муле:
хр0 — Хр пр | 0,015 А Х/?ф А хр м. г,
где
dcm
dcy
— положение фокуса профиля (по средней толщине);
значения
Хр пр —
26
Продольная статическая устойчивость
16221
для употребительных профилей по, данным испытаний в трубах Т-102 и
Т-103 приведены на фиг. 16221—I. Постоянная величина 0,015 вводится в ка-
честве поправки при переходе от малых моделей, испытанных в Т-102 и Т-103,
к натуре и для учета перехода от профиля к крылу.
Фиг. 16221 —II. Поправка на смещение фокуса
крыла от влияния фюзеляжа
Величина Л л^ф, учитыва-
ющая смещение фокуса крыла
вследствие влияния фюзеляжа,
определяется из соотношения:
— *^Ф
Т
Смешение фокуса,
Фиг. 16221 - 111
ия фокусов
сеченш'Г ~
I х
Коэфициент kF берется по графику фиг. 16221—Я по значениям X* = Д-и ,
Ьф 1ф
где % — расстояние от носка фюзеляжа до точки, лежащей на’/4 САХ; этО рас-
стояние характеризует влияние относительного расположения фюзеляжа и крыла.
•^Ф =/ф — площадь прямоугольника, описанного вокруг фюзеляжа (при виде
в плане).
Величина Дл>м. г, учитывающая смещение фокуса вследствие влияния мото-
гондол, установленных на крыле, определяется по формуле:
ДX F м. г —
. Дл b Ьсм г ,
'-rsy-s1-*-
Значения b и см. г пояснены на фиг. 16221—III.
Л х
Зависимость (местное смещение фокуса на участке крыла, занятом
£
мотогондолой) от -^приведена на фиг. 16221—IV. Коэфициент ka. г опреде-
ляется по графику фиг. 16221—V по удлинению мотогондолы Хм. г = /—чис.
См. г
ло мотогондол.
27
16221
Продольная статическая устойчивость
de
Значение берется для самолета без горизонтального оперения
слое
и может быть определено в зависимости от X крыла по графику фиг. 16221 VI.
Этот график построен по результатам испытания самолетов со снятым горизонтальным
от влияния мотогондолы
Фиг. 16221—V. График для определения
коэфициента Ам.г в зависимости от удлине-
ния мотогондолы 1м.г
de
Фиг. 16221 —'VI. График для определения самолета
без горизонтального’оперения в зависимости от удлинения крыла
28
Продольная статическая устойчивость
16221
Значение аг. ° —- можно определить в зависимости от кг.0 = ^-- ,
пользуясь графиком фиг. 16221—VII. Для двухкилевого оперения эта величина
определяется по графику фиг. 16221—VII независимости от удлинения оперения
Хг. 0 и относительной высоты вертикального оперения (здесь/г.о — расстО'
о
яние между килями, обычно равное размаху горизонтального оперения).
Значение Хг.0.Эф можно опре-
делить также по формуле
^•г. о.эф---^-г.
о
вследствие неравномерного распределения
определяется по графику фиг. 16221—VIII,
Слишком большой вырез
^при ^^>0,04) в горизон-
\ *^г. о J
тальном оперении под руль на-
правления уменьшает величину
аг.о на 3—5% по сравне-
нию с полученной по графику
фиг. 16221—VII.
Величина коэфициента ,
учитывающего влияние тормо-
жения потока фюзеляжем в
области оперения и уменьше-
ние эффективного удлинения kr. 0
скоростей по размаху оперения,
S ф
пользуясь отношением , где
о
5гфо — площадь оперения, занятая фюзеляжем, Sr. о —полная площадь горизон-
тального оперения (включая 5ГФО).
При построении фиг. 16221—VIII предположено, что сопряжение крыла и фюзеляжа вы-
полнено правильно и преждевременные срывы в этой области не имеют места. При неудачном
выполнении сопряжения затенение оперения может быть весьма сильным.
29
16221
Продольная статическая устойчивость
Излагаемый расчет производится в среднем для углов атаки а = 0-т-12°, поэтому влия-
нием крыла на торможение потока в области оперения можно пренебречь, так как обычно опе-
рение на этих углах атаки находится вне следа от крыла.
Для оперения, расположенного выше фюзеляжа (на киле), и для опере-,
ний самолетов двухбалочной схемы следует принимать Аф=0,95.
... ds
Величина —,----изменение скоса потока у оперения по углам атаки крыла —
определяется методом, построенным на материалах, приведенных в NACA
Rep. № 648.
ds
Величина -г- зависит от формы
bK " . dcy
к и т)= v----, значения —т—крыла
&КОНЦ
и подсчитывается по формуле:
крыла в плане, определяемой величинами
и положения оперения относительно крыла
ds 1,1X42 dcy 46,2 dcy
da = "“I Z1Zs Z» rfa = ~ Z1 Z2 Zs
Здесь Xi — коэфициент, учитывающий влияние сужения крыла тр, определяется
по графику фиг. 16221 —IX;
/, — коэфициент, учитывающий изменение скоса при удалении от крыла
по направлению хорды; величина у, определяется по графику
2х
фиг. 16221—X по отношению —, где хг. 0— расстояние от X X до
шарниров рулей высоты (см. фиг. 16221—XI), измеряемое в направле-
нии корневой хорды;
Х8 — коэфициент, характеризующий изменение скоса при удалении от кры-
ла в направлении, перпендикулярном к осевой линии спутной зоны;
определяется по графику фиг. 16221—XII в зависимости от вели-
— 2уг. о
чины уг 0=—^—, где _уг.о — расстояние по вертикали от опере-
ния до осевой линии спутной струи за крылом.
30
Продольная статическая устойчивость
16221-16222
В качестве среднего значения для диапазона углов атаки от а = 0 до а= 12°
можно принять приближенное значение уг. 0, подсчитанное для а = 6°:
Уг. о —У г. о 0,04xr. oj
где _Уг. о — величина уг. 0, взятая так, как показано на фиг. 16221—XI, и отнесен-
_ ная к полуразмаху крыла;
хг. о — расстояние от Ьк до оси шарниров руля высоты, отнесенное к
полуразмаху крыла.
Коэфициент 42 в выражении получен из обработки материалов NACA
(Rep. № 648) и учитывает осереднение скоса по размаху оперения. Коэфициент
осереднения при -^°'^'0,3 и ?]^2-<-3 составляет величину^0,95. Указанные
величины /,, /,, /8 определяют скос в плоскости симметрии оперения; множи-
тель 1,1 учитывает влияние изменения /8 с углами атаки вследствие измене-
ния _Уг. о.
Определение степени устойчивости самолета на режиме планирования 16222
и на режиме набора высоты
В 16221 приведен способ определения степени устойчивости т°У самолета
без винта. В действительности присутствие винта оказывает влияние на характери-
стики устойчивости на режиме планирования и особенно на режиме набора высоты.
При полете на режиме малого газа степень устойчивости от влияния
винта вследствие наличия поперечной силы на винте изменяется на величину:
/др
Дот;,л = о,ооз *4-
хв da
Ьа dcy
где Хв — расстояние от плоскости вращения винта до центра тяжести самолета.
31
16222
Продольная статическая устойчивость
Таким образом, степень устойчивости в планировании с закрытыми щитками
будет равна:
(<Ппл =
Открытие щитков обычно несколько увеличивает устойчивость самолета.
Степень устойчивости на режиме набора высоты может быть определена
по приближенной формуле
«^наб =тг^+ йтсу + йтсгУ .
4 Лг * & 1 1 Xq
Здесь т^У — степень устойчивости самолета без винта, определяется по 16221.
Величина Ьт'у определяется по формуле:
йт^у = (0,05~ - 1,6 в}В-
21 \ ЬА Ьа J S 1 + kB В
Первый член этого выражения —0,05 ---представляет собой прибли-
Ьа *->
женную оценку потери устойчивости вследствие наличия поперечной силы на
винте, возникающей при косой обдувке его.
о с У D iD2
Второй член — 1,6-f— В —---учитывает
Ьа э
вследствие наличия момента силы тяги винта.
изменение степени устойчивости
Третий член—ь" о kB В — учитывает
вости вследствие увеличения скоростей в
с работающим
Величина
изменение степени устоичи-
области оперения на самолет
винтом.
йтсгУ определяется по формуле
йт'у = клкфаг. 0А
собой величину потери устойчивости вследствие увеличения
и представляет
скоса у оперения при работающем винте. В этих формулах:
хТ — центровка само-
лета, для которой про-
изводится расчет,
у — плечо тяги винта,
положительное, если
ось винта расположена
выше центра тяжести,
kA — коэфициент,
определяемый по гра-
фику фиг. 16222 —1
в зависимости от В,
kB И Ок *
График фиг. 16222—1
построен в предполо-
жении
iZa
dc~y
d- \ й
da / ’
что отвечает большин-
ству случаев практики.
Если эта величина за-
метно отличается от 8,
рекомендуется изме-
нить йл в отношении
tZa Л ds
deу da
8
32
Продольная статическая устойчивость
16222-16223
Здесь В — коэфициент нагрузки на ометаемую винтом площадь на режиме
набора высоты; значение В берется из аэродинамического расчета или подсчиты-
вается по следующей приближенной формуле (для режима набора высоты
принято Cj, = O,6);
К а>/
Д /а
D2
\S)
где N — мощность одного мотора,
D — диаметр винта,
ак = “?°бд— относительная величина площади крыла, находящейся в струе за
** винтами. Для определения этой величины струю винтов можно пред-
ставить как цилиндр с диаметром, равным D, ось которого совпа-
дает с осью винта.
В случае наличия результатов
испытания модели на продольную устойчивость значения mczy и йф аТ. 0 могут
быть определены непосредственно из характеристик модели (см. 16124).
Расчет нейтральной центровки самолета на режиме планирования
и на режиме набора_высоты
Изменение степени устойчивости при изменении центровки самолета на
режиме набора высоты определяется из соотношения:
16223
33
(^)на6 = (/пг?)на6 + -^Р^^ .
Центровка, при которой т°-У =0, т. е. степень устойчивости нулевая,
называется нейтральной — хг. нейтр .
5 _____________
16223-16231
Продольная статическая устойчивость
Нейтральная центровка подсчитывается по формуле:
•^т. нейтр == Ху 1 (/Пг 1 )н£,б О ~Ь В)-
Для режима планирования используются те же формулы, но при В = 0:
2 )пл == 1 )пл Н- Хт 2 Хт 1",
Хт. нейтр == Х-т 1 — (/Иг j /пл-
16230
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОТНОСИТЕЛЬНОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ РУЛЯ ВЫСОТЫ.
РАСЧЕТ НА РЕЖИМЕ ПЛАНИРОВАНИЯ
аа.
16231
Определение относительной эффективности руля высоты
тъ
Значение п— — определяется в зависимости от относительной площади
Z
руля , от типа и величины компенсации руля высоты и наличия вырезов
-Jr. о
в руле.
При наличии только осевой и роговой компенсации для определения п
можно воспользоваться формулой
Здесь множителем ( 1—0,3 *ы- ) учитывается влияние вырезов.
При применении сервокомпенсации относительная эффективность руля
значительно падает. Соответствующее изменение п может быть определено по
формуле:
Здесь — уменьшение производной шарнирных моментов руля т?ш при
установке сервокомпенсаций (см. 16264);
Ьс-к
-4— — отношение хорды сервокомпенсатора к хорде основного руля.
Ов
Значение т* определяется по формуле:
т* = — йф аг.0Ап.
34
Продольная статическая устойчивость 16232—16241
Расчет величины самолета на режиме планирования 16232
Величина определяется по подсчитанному значению mA у (см. 16221):
/3 mczy dcy _ tn^y dcy
da йф ar. 0An da m^ da
Здесь n — относительная эффективность руля высоты, равная отноше-
тъ
нию ее определение дано в 16231.
Z
Выбор угла установки стабилизатора 16233
Выбор угла установки стабилизатора <рст следовало бы производить из
условия балансировки самолета на режимах Ушах при неотклоненном руле
высоты (Зв = 0), чтобы иметь возможно меньшее лобовое сопротивление само-
лета на этих режимах. Однако увеличение схmin самолета при отклонении руля
в пределах +2° практически незначительно. С другой стороны, управление на
посадке облегчается при более отрицательных <рст, при этом возможно получить
более переднюю центровку (см. 16243). Поэтому целесообразно на режиме Итах
допускать 8В ^-j-2°-H-j-3°.
Таким образом, можно выбрать угол установки стабилизатора по следую-
щей приближенной формуле:
° _ ~|~ (*т — -^Д,) fy*7 max
?ст ~ йф аг. 0А
Здесь хТ — нормальная полетная центровка.
Значение cyVmax обычно лежит в пределах 0,15—0,20.
Все прочие величины определяются, как указано в 16221.
Для грубой прикидки можно принять йф Ааг. 0 = 0,025.
С точки зрения уменьшения индуктивного сопротивления самолета на
режимах Утах желательно, чтобы суг. 0 было близко к нулю на этих режимах;
для этого следует выбирать профиль крыла с величиной т^ , близкой к нулю.
РАСЧЕТ ОТКЛОНЕНИЯ РУЛЯ НА ПОСАДКЕ И ДОПУСТИМОЙ 16240
ПРЕДЕЛЬНО ПЕРЕДНЕЙ ЦЕНТРОВКИ
В расчете принимается, что самолет совершает горизонтальный полет над
землей на высоте 0,26л ; значение Впос определяется для того момента, когда
угол атаки апос становится равным углу атаки крыла в положении на трех
точках (в случае трехколесного шасси принимается меньшее из двух значе-
ний аПоС: йпос= “пред “ 3°, где апред— предельный угол атаки, соответствующий
касанию земли хвостовой частью, или %ос — а°рнт— 3°, где акрит — критический
угол атаки самолета).
Определение отклонения руля на посадке при отсутствии результатов 16241
испытания модели
Расчетной формулой будет:
здесь /«гб.г.о — коэфициент продольного момента самолета без горизонтального
т\
оперения; п — — ; <рст. пос — угол установки стабилизатора при посадке; гпос —
скос потока у оперения на режиме посадки.
Способ подсчета отдельных коэфициентов указан ниже.
35
16241
Продольная статическая устойчивость
1. Определение су самолета с закрытыми щитками
Значение су в зависимости от а может быть взято по данным аэродинами-
ческого расчета или подсчитывается по формуле:
^=«(апос-йо)>
где а — значение производной крыла, определяемое по графику фиг. 16221 VI,
а угол нулевой подъемной силы для данного профиля, берется по харак-
теристике сечения для средней толщины.
2. Определение Ьсу
Величина прироста подъемной силы на линейном участке кривой су по а
при отклонении щитка или закрылка определяется по формуле:
л ДСу . ° ,
^cv = -—,< Дащ /гВыР.
Дащ
Л с
Величина - Д определяется по графику фиг. 16241—1 по значениям _
йщ
(относительной площади части крыльев, на которой находятся щитки) и удли-
№
нению крыла. При этом для трапецевидных крыльев следует определять
по формуле:
п°
размаха щитков (включая вырезы) к раз-
—.---отношение полного
I маху крыльев.
36
Продольная статическая устойчивость
16241
Фиг. 16241—111. График для опреде-
ления поправочного коэфициента,
учитывающего влияние выреза в
щитках
Входящая в формулу величина смещения угла нулевой подъемной силы
при отклоненном закрылке Дащ определяется по графику фиг. 16241—II,
полученному на основании обработки результатов испытаний, приведенных
в NACA Rep. № 539 и № 554.
На фиг. 16241—III 5°ц — угол отклонения
— /
щитка или закрылка, (6щ)сР=( ~jT I —сред-
\ Ар
няя относительная хорда щитка или закрылка.
Коэфициент йвыр учитывает уменьше-
ние Ас,, при наличии вырезов по размаху
щитков или закрылков и определяется по гра-
фику фиг. 16241—III по величине —JiJ.
3. Определение mZ6. г. 0
Определение mZ6. г. 0 производится по формуле:
mz б. г. о = mZa -ф- (хт — Хл0) Су -ф- (хт — х“) А с у ф- mZi,.
Величина mZa зависит в основном от профиля крыла и угла установки
крыла относительно фюзеляжа и может быть определена по формуле:
mZo = mZa „роф -ф- .
Значения mZa для некоторых профилей в зависимости от средней толщины
крыла приведены на фиг. 16241—IV. Зависимость ^mZa от угла установки
крыла с?кр и а0 приведена на фиг. 16241—V.
37
16241
Продольная статическая устойчивость
В первом приближении для крыльев с профилями типа Clark-YH, NACA 22
можно принимать для одномоторных самолетов = —0,04, для двухмоторных
mZt> — 0,03.
Значение хр0 определяется из рас-
чета методом, изложенным в 16221.
Через обозначено расстояние в
долях САХ, характеризующее положе-
ние фокуса части крыла, на которой рас-
положены щитки; оно определяется со-
гласно фиг. 16241—VI.
Значение Д/n™ определяется в зави-
симости от Дс„ по графику фиг.
16241-VII.
Фиг. 16241—V. Поправка Д/иг на устано-
вочный угол крыла
ния близости земли производится по
4. Подсчет угла скоса
потока snoc
Подсчет угла скоса потока snoc за
крылом в зоне оперения с учетом влия-
приближенной формуле:
епос — 0,75фпос “j- ®ф •
Фиг. 16241 — VI. Схема определения Хр
Значения h и А,ц см. фиг. 16241
ф подсчитывается по формуле:
Вф — скос от фюзеляжа, принимает-
ся равным 1°.
Величина фпос — угла осевой линии
спутной зоны с хордой крыла (с уче-
том влияния земли) — подсчитывается по
формуле: фпос = Ф •
Отношение ~' определяется по
графику фиг. 16241—VIII в зависимости
h
от у, где h = hni -ф- 0,2Ад , I — размах
крыльев.
IX.
Ф— ZiX2cy~h A^jAbip’
/2
где Хщ—удлинение части крыльев, на которой находятся щитки, равное щ ,
38
Продольная статическая устойчивость
16241
где /щ—размах этой части крыльев с включением подфюзеляжной части. Зна-
чения коэфициентов /д и /2 определяются, как указано в 16221.
в зависимости от
Фиг. 16241 - IX
Коэфициент А' принимается равным 0,8, если щитки в центральной части
образуют вырез, не закрываемый стенками фюзеляжа, мотогондолами или
радиаторной установкой, и равным 1, если выреза нет или он закрыт.
5. Определение m?,z
Значение т* определяется по формуле
Здесь
Величина k$ определяется по 16221 и учитывает изменение относительной
эффективности оперения и торможение вследствие влияния фюзеляжа.
Так как посадка
производится с откры-
тыми щитками и на
больших углах атаки,
то в этом случае мо-
жет иметь место зна-
чительное влияние кры-
ла на изменение скоро-
стного напора в обла-
сти оперения,
влияние ;
величиной
сительного
го напора
оперения,
Х'
мого по графику фиг. 16241—X в зависимости от значений —~
ик
определения коэфициента Лпос
оперения относительно осевой
зоны за крылом
Фиг. 16241 — X. График для
в зависимости от положения
линии спутной
Г» о
И
Это
учитывается
knot — отно-
I скоростно-
в области
определяе-
J^r. о.пос
ьк
39
16241-16242
Продольная статическая устойчивость
где х'г 0 — расстояние от задней кромки центроплана до оси шарниров руля
высоты;
J4. о.пос—расстояние оперения от осевой линии спутной струи (фиг. 16241—IX),
которое может быть вычислено по формуле:
.Уг. О.ПОС :- ^Г. О Фц —Л-Г. О 1g ^пос*
Здесь Аг. о — расстояние от оси шарниров руля высоты до поверхности
земли при стоянке самолета на трех точках (для самолета с трехколесным шасси —
при стоянке на земле с углом атаки а°ред— 3°); и фпос определяются,
как указано выше.
Определение значения п см. 16231.
16242 Определение отклонения руля на посадке по результатам
испытания модели
Значение 8°ос в условиях действительной посадки определяется по формуле:
8пос == ^мод-ф-
где Змод — отклонение руля, соответствующее балансировке модели при а = аПОс;
А 8Пос
ttlz б. г. о /, ^мод \ I 1 / „ | _ „ \
— —Щз--------I 1 Ь / ' I ст- м°д тст- ПОС -Г °пос ЕмодД
/72 \ Лоос / ”
Здесь гн2б. г. о и m?z—определяются по характеристикам модели;
Амод и емод — значения коэфициента относительного скоростного
напора у оперения и угла скоса, определяемые для
случая полета вдали от земли;
Апос и гПос — то же для случая полета вблизи поверхности земли
(посадка);
?ст—угол установки стабилизатора, принятый для реаль-
ного самолета (берется для условий
стабилизатор регулируется в полете);
посадки, если
т^ ’
Z
?ст. мод — угол установки стабилизатора модели.
Для расчета необходимы следующие
открытых и закрытых щитках
характеристики испытаний модели в аэро-
динамической трубе.
1. Кривая су по а самолета без гори-
зонтального оперения с закрытыми щит-
ками (см. фиг. 16242—I).
2. То же, но щитки открыты (см.
фиг. 16242—I).
3. Кривая /пгб. г. о по а для случая
открытых щитков (см. фиг. 16242—II).
4. Кривые тг по а при различных по-
ложениях руля высоты (щитки открыты)
(см. фиг. 16242—II).
5. Кривые mz по а при различных
положениях руля высоты (щитки закрыты).
6. Кривые тг по а при различных
установках стабилизатора (щитки закрыты).
Наличие последних характеристик
(пункты 5 и 6) не является необходимым,
но желательным. Если значение угла апос,
определяемого, как указано в 16240, отве-
чает нелинейной части кривой су по а для
случая закрытых щитков, то все характери-
стики модели (кривые су и тг по а) экс-
траполируются таким образом, чтобы ха-
рактер их протекания на линейном участке
кривой су по а был сохранен до а = а пос
(см., например, фиг. 16242—1).
40
Продольная статическая устойчивость
16242
1. Определение 8МОД
Значение 8МОД для а = апос определяется из балансировочной кривой 8 по а
для случая открытых щитков или путем интерполяции кривых mz по а при
различных 8В .
2. Определение тг5. г. о
Значение тгб. г. о для случая открытых
щитков определяется по кривой т^.г.о по а
ДЛЯ (X —— &пос*
3. Определение т?
Для определения тг строится кривая mz
по 8 при а = аПОс: производная тг находится
для линейного участка этой кривой.
4. Определение емод для а = аПос
По кривым су по а для случаев откры-
тых и закрытых щитков определяются зна-
чения Су и йСу—с^ — Су (здесь —значе-
ние су при открытых щитках).
Значение ф определяется, как указано
в 16241, и далее определяется величина
J'r.o. мод по формуле:
— ___ 2 ., , , I , . 2
У Г. О. МОД _Уг. О. МОД = (Дг. О Ящ —]— Хг. О tg Ф)
Фиг. 16242 — II. Схема диаграммы
испытания mz по а модели
(обозначения см. 16241).
По графикам фиг. 16221 —IX, X и XII находят значения коэфициентов
Хл> Х2, Хз и Хщ, входящих в формулу для скоса и зависящих от координат
оперения; значение емод вычисляется по формуле:
42 , 39 . ,
емод— Су/лХ.зХз “Г «выр ~ГеФ >
здесь еф = 1°. Величина определяется по значению
а — ф \ 2
.У Г. О --
здесь ф = — XiX2c>-,
_Уг.о определяется, как указано на фиг. 16221 —XI. Определение Авыр-—см. 16241.
5. Определение snoc
Расчет епос ведется, как указано в 16241.
6. Определение &МОд
Значение Амод определяется по формуле kMOa = kn0Q. мод&ф . Значение &пос. мод
определяется по графику фиг. 16241 —X в зависимости от величин Хг- °
_Уг, о. мод
И ---7- •
Ьк
7. Определение knoc
Расчет отличается от предыдущего только использованием при подсчете
величины j/r.o. пос значения фпос вместо ф.
8. Определение и
Если имеются в распоряжении кривые mz по а при различных <рет и 8в = 0
и кривые mz по а при различных 8В и при <рст = const для случая открытых
или закрытых щитков, то значение и может быть определено как отноше-
S
ние .JUL- , где производные т? и т'рТ находятся для углов атаки в диапазоне
от 0 до 12°.
6
41
18242 - 16251
Продольная статическая устойчивость
Если характеристик модели при различных <рСт не имеется, то величина п
может быть определена по формулам, приведенным в 16231.
16243 Определение допустимой предельно передней центровки
Предельно передняя центровка находится по формуле:
Г~ \ ~ I ^ПОС §пос. ДОП (п^\
(-^т )пр£д — -^т "Т~ ^ ~ | д ~ \^УП0С*
СУ “Г а су
Здесь Зпое — отклонение руля на посадке для центровки хТ :
^пос. доп = ^max А8зап;
^пос.доп — максимальное конструктивно-возможное отклонение руля (долж-
но быть не более критического угла отклонения руля, т. е.
соответствующего максимуму кривой су по 8);
Д8зап— угол отклонения руля, обеспечивающий необходимый запас
управляемости, оцениваемый величиной углового ускорения
d<o
самолета —гг, подсчитываемый по формуле:
U> L
Д 8 — •
зап qn0cSbA т\ dt '
1г — момент инерции самолета относительно оси z, направленной
по размаху крыла;
ЬА — средняя аэродинамическая хорда;
G
S
Значение принимается равным ~ 0,60 для истребителей и 0,40 для
бомбардировщиков.
Значение момента инерции Iz можно определить по следующим формулам:
при (75 <50 000 4 = 0,009(75';
при 50 000 < G5 < 300 000 4 = 0,011 (GS - 9 000);
п ри'300 000 < (75 <1 800 000 4 = 0,0123(05 — 40 000).
16250 ПОДБОР ЦЕНТРОВКИ И ПЛОЩАДИ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ
ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ САМОЛЕТА
16251 Подбором центровки при компоновке самолета в процессе эскизного про-
ектирования называют, собственно, выбор такого взаимного расположения центра
тяжести самолета и САХ крыла, при котором достигаются наиболее удовлетво-
рительные характеристики устойчивости и управляемости.
В распоряжении конструктора имеются три способа осуществления необхо-
димого размещения центра тяжести по отношению к САХ:
— Распределение грузов на самолете.
— Подбор положения крыла подлине фюзеляжа.
— Подбор формы крыла в плане (например, угла стреловидности).
При использовании последнего способа следует иметь в виду ограничения,
. указанные в рекомендациях по компоновке крыла (14113). Во всех случаях
компоновки следует добиваться возможно меньшего диапазона эксплОйтацион-
ных центровок.
42
Продольная статическая устойчивость
16252—16255
Как указано в 16211, выбор центровки и площади оперения производится 16252
одновременно из условий:
1) достаточного запаса управляемости на посадке при наименьшей
эксплоатационнои центровке с выпущенным шасси (заданное значение-у^-
см. 16243);
2) достаточного запаса устойчивости при наибольшей эксплоатацион-
ной центровке на расчетном, в отношении степени устойчивости, режиме,
обычно при наборе высоты (значение (mz^ M)min)-
Значение (тг^м)тт зависит главным образом от диапазона эксплоатационных
центровок. Если самолет имеет одну единственную эксплоатационную центровку,
можно принимать (m/м M)min = — 0,03-:-0,05; если диапазон центровок превы-
шает 4- 6% САХ, размеры оперения заставляют принимать меньшее значение
степени устойчивости, но не менее — 0,02.
В изложенном ниже расчете целесообразно принимать ряд значений (mz „ M)min ;
выбор того или иного значения будет продиктован получающимися размерами
оперения.
Предполагается, что расчету предшествовала компоновка самолета первого 16253
приближения, на основании которой был определен диапазон эксплоатационных
центровок. Для компоновки первого приближения можно принимать, что наи-
большая центровка равна хр0 -4- 0,08, где хр0 характеризует местоположение
фокуса самолета без горизонтального оперения и определяется, как указано
в 16221.
Значительное падение устойчивости самолета от влияния винтов на режиме 16254
малых скоростей весьма ухудшает пилотажные качества самолета, поэтому на
снижение этого отрицательного эффекта должно быть обращено особое вни-
мание. При этом можно руководствоваться следующими основными правилами:
1. Наибольшее значение имеет размещение оперения в зоне интенсивной
обдувки; вынос оперения из струи дает исключительно большое падение устой-
чивости на режиме набора высоты.
2. Большое влияние оказывает момент тяги винта относительно центра
тяжести. Желательно, чтобы этот момент был направлен на пикирование и был
большим по величине.
3. Уменьшению дестабилизирующего действия винтов способствуют:
Зг.о
уменьшение величины—„— , если не лимитирует вопрос управляемо-
сти на посадке;
уменьшение нагрузки на ометаемую винтом площадь (В), например,
путем увеличения диаметра винта;
увеличение длины хвоста при неизменном значении ^г' 0 •
г> о а
уменьшение расстояния плоскости винта от центра тяжести.
Все указанное относится к случаю, когда площадь крыла задана. Следует
иметь в виду, что при уменьшении площади крыла (увеличении--^-) или уве-
личении удлинения при заданной площади увеличивается количественное выра-
жение дестабилизирующего эффекта винта, выраженного в долях САХ, вслед-
ствие уменьшения САХ.
Перед выполнением расчета задаются: 16255
расстоянием от центра тяжести до оси шарниров руля высоты (не ме-
нее 1,5£>к);
удлинением оперения лг. 0 (порядка 4—4,5);
5
относительной площадью руля высоты - — (в пределах 0,35—0,40);
максимальным отклонением руля вверх Зтах (в зависимости от вели-
чины осевой компенсации — 30°-4---35°);
величиной апос (апос ~ тах —3%.
Более подробные указания приведены в 14120.
43
16255
Продольная статическая устойчивость
Расположение оперения по высоте выбирают, как было указано в 14100, из
условия минимального затенения на посадке и достаточно интенсивной обдувки
на режиме набора высоты. Для оценки положения оперения могут служить
фиг. 16222—II и 16241—X. На первой дается значение Ав— коэфициент интен-
сивности обдувки, в функции Ас и ~, где — расстояние оперения (оси
шарниров) по высоте от линии тяги винта (см. 16222), А- — коэфициент,
учитывающий относительную долю обдуваемой части оперения; на второй — зна-
чение относительного скоростного напора у оперения АПОс на посадке с откры-
тыми щиткамй, построенное в функции (•^--0)-п.°с , где (_уг о)пос—расстояние от
оси шарниров до осевой линии спутной струи за щитками; Ак — длина кор-
невой хорды центроплана (или хорды по борту фюзеляжа).
Для приближенного определения величины уг, 0. пос рекомендуется формула
Уг. О. ПОС - йг. О йщ -ф 0, 1 X, о.
Значения Аг.о, Ащ, хг.о см. фиг. 16241—IX. Желательно, чтобы величина
коэфициента интенсивности обдувки Ав была максимальна, а значение относи-
тельного скоростного напора у оперения АПОс — не менее 0,85.
Искомой величиной является отношение однако в расчете удобнее
О
иметь дело с величиной А
Г. о ^г. о
~8ЬГ~
Расчет сводится к построению кривых А
По хТ при -jv-= const и семейства кривых А по хт при различных значениях
UL
(гпсу )min = const. Все кривые строятся в функции наибольшей эксплоатацион-
ной центровки хТа.
Для построения этих кривых используются уравнения, приведенные в 16241
И 16243:
» __» I д» _ 6. г. о 1 / । .
”аХ П0С + ЗЯП ~ /П^п0с5АЛ ~dt ' ~ П (а"0С “T'f’cT — Snoc).
Здесь _
тг б. г. о = mZo (хТ| Хро) су-\- (хТ1 — X/?) Дсу Дт)ц;
G
5
mz — Аф Апосет. qAu\
xti — наименьшая эксплоатационная центровка в условиях посадки.
Полагая xT2 = xTi-|-Дхт, преобразовывают указанное соотношение к виду
. а, а, - . a, du>
А = —-----хт24- — ,
а, а, ' a, dt
где
<h = + + + kcy) — mZo — Дт£,
#2 knoc #г. о (епос СРСТ И^тах &пос)?
Второе уравнение получается по данным, приведенным в 16222, на осно-
вании равенства
т°У м = т?у + + Ьшсу
ИМ И I Z 1 1 ZZ*
Здесь
. - - 1 Л da. /. de\
тг у = хт2 - xFo — Аф аг. 0А J !
д m 7 = (0,05 - 1,6 В\1~^ - -Х.Т!~ЬХ5 kBB- Д т^У = Ал Аф аг. 0 А
г1\ о А О А 1 X 1 —Ав .О г z
44
Продольная статическая устойчивость
16255
16256
и может быть приведено к виду:
где
41
Ь-2
Ья
тсУм
Z м
~ьг
4 1+АвВ
2 -- ЯГ. О
da
dcy
de
da
-- kA
1
bs = (0,05^ - Ifi-^-B] —
8 V bA bA J S
XF0
1 kB В
Коэфициенты, входящие в эти выражения, могут быть определены по
данным, приведенным в 16222 и 16240.
При определении kB в настоящем расчете рекомендуется принимать зна-
чение &«, исходя из величины 1Г. о, определенной для среднего ожидаемого зна-
S L
чения А = г'°; последнее можно принять равным 0,45.
Рекомендуемое зна-
чение хТ2 может быть най-
дено непосредственнопри-
равниванием правых ча-
стей полученных выра-
жений для Д; затем из
любого из них определя-
ется и значение А. Для
большей наглядности и
ориентировки при выбо-
ре значений хТ2 и А для
каждого из выражений А
рекомендуется строить
семейство кривых А по
Хт2, задаваясь нескольки-
diu
ми значениями и
at
min (СМ> ФИГ' 16255).
Фиг. 16255. Пример подбора центровки и площади оперения
Искомая комбинация значений хт2 == хТ. наИб и А определяется точкой пере-
dco с
сечения кривых, соответствующих заданным значениям -г? и т/мм.
Cl'l'
Может оказаться, что управляемость на посадке не является расчетным
случаем для определения размеров оперения (например, для крыла малого
удлинения и коротких по размаху, но весьма эффективных посадочных приспо-
соблений) и вышеуказанный способ расчета будет давать весьма малые значе-
ния А. По соображениям управляемости на разбеге и при выходе из штопора
принимать значение А менее 0,40 нецелесообразно. Вопросы прочности, веса
и лобового сопротивления ставят предел значению А с другой стороны; именно,
является нежелательным, чтобы величина А была более 0,60—0,65.
В тех случаях, когда возникает необходимость в уменьшении А, следую-
щие мероприятия могут привести к желаемому эффекту.
1. Уменьшение диапазона эксплоатационных центровок — наиболее целе-
сообразное мероприятие. Осуществление минимального диапазона центровок
является важнейшим правилом компоновки самолета.
16256
45
16256-16261
Продольная статическая устойчивость
2. Переход на регулируемый в полете стабилизатор (наиболее эффективное
мероприятие).
3. Уменьшение размаха щитков.
4. Уменьшение аПос.
(Оба последних мероприятия дают одновременно увеличение посадочной
скорости).
16257 Для случая регулируемого в полете стабилизатора расчет выполняется
таким же образом, с той только разницей, что значение <рст берется для усло-
вий посадки.
Ход регулируемого в полете стабилизатора рекомендуется брать не менее
6°—8°. На практике наблюдаются случаи применения регулируемого стабили-
затора с диапазоном углов установки до 11°—12э.
16258 В большинстве случаев при компоновке самолета целесообразно учитывать
возможности дальнейшей модификации самолета, например, перспективу уста-
новки более тяжелых и мощных моторов, усиления вооружения, расширения
возможного диапазона центровок и т. д. Сообразуясь с этим, в расчете при-
нимают более переднее положение центра тяжести, больший диапазон центро-
вок Длт и т. д.; в результате получится несколько увеличенная площадь опе-
рения, размеры которой будут достаточны и при осуществлении дальнейшей,
принятой в учет модификации самолета.
16260 ОПРЕДЕЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПЕНСАЦИИ РУЛЯ ВЫСОТЫ
16261 Общие замечания
Общие рекомендации по выбору типа компенсации руля высоты приве-
дены в 14124.
Во всем последующем приняты следующие стандартные условия относи-
тельно положительных знаков и направлений:
Размер щели
Фиг. 16261 — I. Схема определения
величины компенсации
считаются положительными:
перемещение ручки х от лет-
чика;
усилие Р, при котором летчик
оказывает давление на ручку от себя;
шарнирный момент, стремящийся
опустить руль;
угол отклонения руля, при кото-
ром руль опущен вниз.
Связь между усилием на ручке и
шарнирным моментом представляется в виде
соотношения
Р=~кшМш,
где
—- m[USBbBi]k§ и А:ш=-з~ „ ^>0.
UX o/fO
В площадь осевой или роговой ком-
пенсации включается вся площадь руля,
лежащая впереди оси вращения, независи-
мо от степени затенения носика руля ста-
билизатором (фиг. 16261—I). Эффект за-
тенения учитывается графиками для опре-
деления т?ш (см. 16262—16265).
Основной величиной, от которой за-
висят усилия при управлении самолетом,
является произведение:
m^.S^b^qk^km;
46
Продольная статическая устойчивость
16261
здесь Sp — площадь руля (или элеронов),
г S
bp — средняя хорда руля ( Ьр = -~-
\ h
Ip — размах руля,
G
йф— см. 16221,
. 1
«ш = о -j-----передаточное число, коэфициент связи между усилием на руч-
о/,О С1Х р
ке Р и шарнирным моментом Л4Ш: йш— — -гт— ;
х — перемещение ручки.
При заданном диапазоне углов отклонения руля и соответствующем ходе
в°
ручки х можно определить среднее значение по формуле йш. ср = >
о/ jO х
если только для данной системы управления зависимость 8 от х близка к ли-
нейной. Если эта зависимость далека от линейной, например, в случае приме-
нения системы управления с переменным по углу отклонения передаточным
, d8
числом, строят кривую 8 по х и находят производную для средних углов
8° (например, в пределах +5°).
Величина диапазона углов отклонения руля выбирается согласно
указаниям, приведенным в 14122. Для статистики удобно выбрать величину
6 G
ав =— тш5рЬрйш-^-, характеризующую усилия на ручке для всего диапазона
углов атаки.
Подбор компенсации ведется для некоторого среднего режима, лежащего
между планированием и режимом набора высоты, поэтому коэфициент мож-
но приближенно положить равным единице.
Рекомендуемые значения ав для руля высоты, полученные по статистике,
приведены на фиг. 16261—II в зависимости от площади крыльев самолета.
ПРИМЕЧАНИЕ. Эти значения были получены по ряду самолетов непосредственно
из результатов испытаний в натурной трубе ЦАГИ Т-101 и в полете. Для других самоле-
Определив значения SB и Ьв для принятых размеров оперения и найдя
согласно указанному величину ka, , определяют по графику фиг. 16261—II ре-
комендуемое значение ав и находят т‘а, по формуле:
47
16261—16263
Продольная статическая устойчивость
Ниже даются расчетные материалы для определения величины аэродина-
мической компенсации по заданному значению тш для случаев применения осе-
вой, роговой и сервокомпенсации; при выборе типа компенсации следует при-
держиваться указаний, которые были даны в 14124.
16262
16263
Осевая компенсация
Для определения относи-
тельной величины осевой ком-
•So. к
пенсации подсчитывают
6
значение ----- и по графику
$г. о
фиг. 16262—I определяют зна-
чение . Значение —-
*Ьв г, о
определяется по графику фиг.
16262—II в зависимости от
и относительной площади руля
высоты е— • Величина тш по-
-Jr. о
лучается по формуле т* —
Построение формы носовой
части руля в случае применения
осевой компенсации — см. 16241.
Роговая компенсация
Для определения потреб-
ной величины роговой компен-
сации при заданном значении
т^ поступают так же, как
указано в 16262, но пользу-
ются при этом графиком
фиг. 16263.
Значение
величины таш
т.щ определяют, предполагая, что при одинаковых значениях гИщ
для случая применения осевой или роговой компенсации одина-
48
Продольная статическая устойчивость
16263—16265
ковы. Поэтому для роговой компенсации принимают величину /и!, найденную
для осевой компенсации с одинаковым значением гпш (см. 16262).
Сервокомпенсация 16264
При определении размеров потребной величины сервокомпенсатора зада-
ются его удлинением и кинематикой (соотношением между углом отклонения
сервокомпенсатора и руля высоты).
Удлинение сервокомпенсатора рекомендуется принимать в пределах 4—5.
Кинематику желательно рассчитывать таким образом, чтобы эффект сервоком-
пенсатора не уменьшался до максимального отклонения руля. Это условие
выполнится, если отклонение серворуля при максимальном отклонении руля
высоты вверх принять не более 15°. Соотношение между углами отклонения
сервокомпенсатора будет лежать при этом в пределах 0,5—0,7. Значение гпш
при сервокомпенсаторе может быть определено по формуле;
тш = (т\)без с.к+ Д mL; = 0,017 1/^-РАС.К.
Здесь Ьв — средняя хорда руля,
Ьв. ср — хорда руля, соответствующая середине размаха сервокомпен-
сатора,
^с-к — средняя хорда сервокомпенсатора,
8ск
Ас-к =— коэфициент, характеризующий кинематику сервокомпенсатора.
В
Эта формула учитывает влияние торможения потока в области располо-
жения сервокомпенсатора. Для изолированного оперения следует принимать
числовой коэфициент ~ 0,026.
Для величины (гиш)безс-к можно принять значение т&ш , определенное по гра-
фику фиг. 16262—I при конструктивной осевой компенсации (обычно 5—8% 5В).
Определив это значение и подсчитав величину А/Пш==/Нш — (/Пш)безс-к, сообра-
зуясь с указанным выше относительно удлинения и кинематики сервокомпен-
сатора, подбирают его размеры таким образом, чтобы получилось потребное
значение Д/Пщ.
Значение т'^ в случае применения сервокомпенсатора находится по гра-
5
фику фиг. 16262—II в зависимости от и аг. 0 для конструктивной осевой
*^Г. о
компенсации.
Комбинация различных типов аэродинамической компенсации 16265
Необходимость применения двух типов компенсации (обычно осевой и
сервокомпенсации) может возникнуть для случая тяжелых самолетов с большой
площадью рулей; при этом рекомендуется задавать осевую компенсацию в
определенных пределах (порядка 22—25%, см. 14124) и подбирать размеры серво-
компенсатора из условия выполнения заданной величины пгш.
В случае применения компенсации нескольких типов при расчете шарнир-
ных характеристик можно руководствоваться следующими правилами:
1. Действие компенсации каждого типа в отношении изменения гпш явля-
ется независимым. Так, например, суммарное уменьшение Иш при использова-
нии осевой и роговой компенсации получается как сумма изменения от
применения каждого типа компенсации в отдельности:
m^i (/71щ) без комп (Досев (Д m^j рог»
2. Величина m'Jul меняется только при применении осевой или роговой
компенсации; при любой комбинации из той и другой компенсации величина
т.ш определяется через эквивалентную осевую компенсацию, найденную по
заданной величине гпш.
7
49
16266-16267
Продольная статическая устойчивость
16266
16267
Определение степени устойчивости со свободным рулем
Расчет степени устойчивости со свободным рулем дается ниже только для
случая планирования.
Изменение степени устойчивости от освобождения руля равно
[knfr] = (rnv\ . —(тсУ\ -= т'г
\ Z ) св \ z ) фикс \ г / своб *
Здесь
dar0 da. Л de
dcy dcy \ da.
(cm. 16221);
tnz =— k$aT.0An (cm. 16221, 16231, 16261);
Р'вес — усилие на ручке от влияния весовых моментов системы управления
и руля высоты.
Подбор искусственного весового момента для увеличения степени
устойчивости со свободным рулем
С точки зрения наиболее полного использования диапазона центровок
и устранения ухудшающего пилотажные качества самолета влияния угла атаки
оперения на шарнирный момент следует рекомендовать осуществление равенства
степеней устойчивости с фиксированным и свободным рулем. При осевой ком-
пенсации свыше —22%, что отвечает самолетам с площадью крыла более
20—25 ж2, это условие можно считать в большинстве случаев практически
выполняющимся без всяких искусственных мероприятий.
При меньшей осевой компенсации или для случая применения сервоком-
пенсации падение устойчивости при освобождении руля может быть весьма
заметным.
Необходимость использования балансиров или пружин в последнем случае
зависит здесь от принятого запаса устойчивости на наибольшей центровке и
от степени падения устойчивости при освобождении руля. Если, центровка и
оперение выбраны из условия минимального запаса устойчивости на наибольшей
центровке, что и следует делать при наличии диапазона центровок, обеспечение
равенства ot^,hkc ~ тгУсв пУтем подбора искусственного весового момента является
необходимым. В тех же весьма редких на практике случаях, когда проекти-
руемый самолет можно выполнить с некоторым избытком устойчивости, например,
при наличии единственной эксплоатационной центровки, степень устойчивости
со свободным рулем можно взять несколько меньшей степени устойчивости
с фиксированным рулем, но таким образом, чтобы (от^) гв min по абсолютной
величине на расчетном режиме было не менее — 0,02 н----0,03.
Имеются самолеты, для которых при наличии довольно большого диапа-
зона центровок минимальный запас устойчивости на наибольшей эксплоатаци-
онной центровке значительно превышает рекомендуемый. Для таких самолетов
указанное уравнивание степеней устойчивости при помощи пружин или балан-
сиров было бы совершенно лишним, однако надо иметь в виду, что если это
не обусловливается необходимостью вследствие какой-либо модификации само-
лета, излишняя степень устойчивости с фиксированным рулем при наличии диа-
пазона центровок является нецелесообразной.
При необходимости повысить степень устойчивости со свободным рулем
на величину (ДтД) св, например, для выполнения условия фикс = сп,
потребуется ввести в систему управления искусственный весовой момент такой
величины, чтобы на ручке возникало дополнительное усилие, равное:
— ав
Р,1ес = ~ ( Д ОТ/) св .
50
Продольная статическая устойчивость
16267
Фиг. 16267 — I. СхемЯ включения балансиров и пружин
в систему управления
Подобный искусственный весовой- момент можно осуществить путем введе-
ния в систему управления специальных пружин или балансиров (фиг. 16267—1).
Отличие их действия состоит в том, что действие первых в отношении увели-
чения устойчивости со свободным рулем имеет место лишь в прямолинейном
полете, тогда как вторые дают нужный эффект как в прямолинейном, так и
в криволинейном полете за счет инерционных сил, появляющихся в полете
с перегрузкой. Это объясняется тем, что действие указанных приспособлений
основано на изменении скорости полета с изменением угла атаки; при осущест-
влении перегрузки путем выхода на большие углы атаки изменение скорости
не успевает следовать за изменением угла атаки (во всяком случае в начале
маневра), поэтому пружины
теряют свой эффект.
В случае применения
балансиров недостающий
эффект изменения скорости
заменяется действием инер-
ционных сил балансира,
при этом прирост усилия,
необходимого для достиже-
ния перегрузки п, будет
равен дополнительному уси-
лию на ручке от баланси-
ров, умноженному на п—1.
В некоторых случаях
целесообразно одновремен-
но применение пружин и
балансиров с тем, чтобы дополнительное суммарное усилие на ручке было
равно найденной указанной выше величине РВес (см. 16268).j
С целью уменьшения неудобства, которое летчик может испытывать на
рулежке вследствие того, что ему приходится постоянно удерживать ручку
с силой Рвес, целесообразно применение приспособления,^уменьшающего момент
пружин или балансиров до нуля (или почти до нуля) в крайних положениях
при полностью выбранной или отданной от себя ручке. Конструктивно такое
приспособление осуществляется особенно просто в случае применения пружин
с переменным плечом, уменьшающимся почти до нуля^при крайних положениях
ручки (фиг. 16267—II).
Фиг. 16267 — 11. Схема установки самовыключающегося амортизатора
с переменным плечом
Такое же приспособление может быть использовано и в случае примене-
ния балансиров.
51
16268
Продольная статическая устойчивость
16268 Проверка выбранной компенсации руля высоты
Рекомендованные в 16261 статистические данные для выбора аэродинами-
ческой компенсации руля высоты дают удовлетворительные результаты для
самолета со средними данными. Приводимый ниже расчет может служить для
уточнения величины выбранной компенсации в соответствии с особенностями
проектируемого самолета (расчет производится для высоты // = 3000 м).
Для оценки выбранной компенсации рекомендуется взять два условия:
1. При балансировке по усилию на скорости V6aa = 0,8 Ушах усилие на ручке
в установившемся пикировании или планировании не должно выходить из
пределов, указанных в 43000.
2. Усилие на ручке, необходимое для увеличения перегрузки на единицу,
должно быть в пределах, указанных в 43000.
При линейных характеристиках т? по а и тш по а кривые Р по q для раз-
личных установок триммера представляются прямыми:
р=р»
\ 7 бал J
выходящими из некоторой условной точки Р—Рй при q = Q (фиг. 16268). Зна-
чение Ро определяется выражением:
г ) св а .
8 в ’
mz
(тгУ) св —' степень устойчивости со
свободным рулем;
Р У2бал
7бал-= -^ч----скоростной напор на ре-
жйме балансировки по
усилию.
При подсчете Р« следует пользоваться
степенью устойчивости («г0')св ср» получен-
ной как среднее арифметическое степеней
устойчивости для режимов планирования
и набора высоты при условии нормальной
эксплоатационной центровки. Приближенно
можно принять:
(«/) св.ср = (те/)фИкс.ср
Соответственно этому значение ml также берется осередненным, полагая
&ф з* 1,0:
(/Ил) ср — Яг.оЛга.
В тех случаях, когда осуществляется равенство фикс = (/ил'У) св > естественно, что
(отг^)св. ср (отг^)фикс. ср.
По указанной формуле можно подсчитать РПИК, зная скорость пикирова-
ния ((/пик):
р ____ р I 1 Япик
‘ пик-г о I 1 „
у </бал
Подсчет усилия на ручке Р, необходимого для увеличения перегрузки
на единицу, можно вести по формуле:
дР
дп
^о + ^ал + 44
т'УТ \ ЛГ.ОД
ml )
5
\ «ш
52
Продольная статическая устойчивость
16268
Здесь:
„ ~ (К-’Тсв сп«в
or _ X % / ев‘ СР
Г0— / 8\ >
\mz) ср
(тсУ^' св Ср — средняя степень устойчивости со свободным рулем без баланси-
ров или пружин (последние не дают необходимого эффекта в по-,
лете с перегрузкой);
Рбал —дополнительное усилие на ручке от присутствия балансиров;
Д— относительная плотность воздуха.
D П дР
В случае, если полученные значения и выходят из .рекомендуе-
мых пределов, следует изменить площадь аэродинамической компенсации, при-
близив значения этих величин к указанным пределам.
При выборе размеров пружин или балансиров следует ориентироваться
дР
на величину ; если она удовлетворяет рекомендуемым пределам, следует
дР
применять только пружины, если значение меньше указанных, необходимо
хотя бы частичное применение балансиров. Применение балансиров в полном
объеме может быть невыгодно вследствие добавочного веса, с Ними связанного.
16300
16310
16311 .
БОКОВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ
16312
16313
ОБЩИЕ ЗАМЕЧАНИЯ
Боковая устойчивость и управляемость самолета обеспечивается выбором
размеров вертикального оперения, угла V-образности, площади руля направле-
ния и элеронов. При этом выборе руководствуются следующими соображениями:
1. Самолет должен обладать устойчивостью пути и поперечной устойчи-
востью на всех режимах полета.
2. Между степенью устойчивости пути и поперечной устойчивостью должно
быть известное соотношение, диктуемое следующими требованиями:
а) Самолет должен обладать динамической боковой устойчивостью, т. е.
не должны иметь места ни колебательная, ни спиральная неустойчивости, при-
чем первое условие является обязательным, а второе — желательным.
На практике многие самолеты на больших углах атаки имеют спиральную неустойчивость,
однако это мало отражается на пилотажных качествах вследствие того, что сравнительно медлен-
ное уклонение самолета от установившегося режима, характерное для спиральной неустойчивости,
легко парируется летчиком.
б) При осуществлении скольжения при вводе и выводе из виража и т. д.
участие руля направления и элеронов в управлении должно быть приблизительно
равным, т. е. должна быть обеспечена известная гармоничность управления.
в) При внезапной остановке одного мотора двухмоторного самолета не
должно возникать ни резкого крена, ни резкого скольжения.
г) Самолет не должен быть излишне „болтающимся", что обычно является
следствием слишком большого угла V-образности при недостаточной устой-
чивости пути.
Следует иметь в виду, что склонность самолета с большим углом V-образности к попереч-
ным колебаниям на практике иногда ошибочно принимается как признак недостаточной попереч-
ной устойчивости.
3. Мощность руля направления не должна быть менее известных пределов,
обеспечивающих необходимую управляемость самолета в воздухе и при рулежке
на земле. Для двухмоторного самолета мощность руля направления должна
обеспечивать, кроме того, возможность полета при одном остановленном моторе.
Поперечная устойчивость на критическом режиме обеспечивается выпол-
нением рекомендаций по компоновке крыла (см. 14113); штопорные характери-
стики самолета в основном зависят от компоновки самолета в целом (отсутст-
вие затенения вертикального оперения).
На основании указанного рекомендуется следующий метод выбора необ-
ходимых конструктивных размеров самолета, обеспечивающих боковую устой-
чивость и управляемость. Имея размеры крыла и фюзеляжа заданными, опре-
деляют размеры вертикального оперения, исходя из требуемой величины
dmy
т9у
Для самолетов с величиной GjS в пределах 150-4-230 кг1м2 реко-
мендуется принимать минимальное допустимое значение ту в пределах от
— 0,001 до — 0,0015, при этом большему значению GjS должно соответствовать
и большее значение т». Для самолетов с величиной G[S = 80-:- 120 кг)м2 можно
допускать Шу в пределах — 0,0008 -ч---0,0010.
Указанные величины, полученные по статистике, в основном определяются
необходимостью иметь руль направления достаточной мощности вместе с усло-
вием, чтобы самолет не обладал повышенной чувствительностью к движениям
54
Боковая устойчивость
16313- 16321
ноги, что может иметь место при меньших.величинах излишняя чувстви-
тельность часто вызывает у летчика впечатление неустойчивости.
В указанном отношении наиболее удовлетворительное соотношение между
мощностью руля направления и степенью устойчивости пути может быть оце-
нено производной , которая должна лежать в пределах — 0,9 н--1,4, Помимо
этого должен существовать запас устойчивости пути, учитывающий дестабили-
зирующее влияние винта и освобождение педалей.
£
Для двухмоторных самолетов допустимая минимальная величина долж-
на быть проверена в отношении возможности полета при одном остановленном
моторе, именно, следует потребовать, чтобы в полете с одним остановленным
мотором без скольжения потребное отклонение руля направления не превышало
0,75 SHmax (здесь предполагается, что величина 8НШах выбрана таким образом, что
дальнейшему увеличению угла отклонения соответствовало бы уже падение
эффективности руля).
Приведенные выше количественные требования в отношении производной
т?у выбраны с некоторым запасом. Из этого следует, что при различных моди-
фикациях крыла самолета, связанных с изменением произведения SI, к кото-
рому отнесена производная т?у, решение об изменении вертикального оперения
следует принимать, в основном базируясь на характеристиках модифицируемого
самолета. Так, если самолет до модификации обладал достаточной устойчивостью
пути, то при увеличении произведения St до 20% вряд ли целесообразно пред-
принимать увеличение вертикального оперения, даже если значение mf, для
модифицированного самолета оказалось несколько ниже рекомендуемых значе-
ний. Это связано с тем обстоятельством, что основные моменты, на уравнове-
шивание которых рассчитывается вертикальное оперение, обычно связаны
с фюзеляжем и, следовательно, остаются неизмененными при изменениях крыла.
При выборе угла V-образности крыла следует ориентироваться на вели-
чину производной тх в пределах —0,0007 н---0,0010 для GIS в пределах от
в
150 до 230 кг)м2, обеспечивая величину отношения —примерно равной
ту
0,7—1,0. Такое соотношение в первом приближении является достаточным для
выполнения ряда требований, приведенных в 43000.
Выбор размеров элеронов следует производить из условия, чтобы вели-
чина тх тах при полном отклонении элеронов была по абсолютной величине
не менее 0,040 — 0,045. Указанные значения следует считать справедливыми
для самолетов, у которых удельная нагрузка лежит в пределах от 150 до
230 кг/м2. Для самолетов с нагрузкой в пределах 80—120 кг^м2 следует реко-
мендовать повышенное значение тхтЯх, именно, порядка —0,055. Помимо этого
следует требовать, чтобы момент пути, образующийся при полном отклонении
элеронов, был такой величины, чтобы он мог быть сбалансирован отклонением
руля направления на угол не более 5°—7°.
При проектировании органов управления следует иметь в виду, что пило-
тажные качества самолета улучшаются, если зависимость усилий по отклоне-
нию органа управления приближается к линейной и трение в проводке управ-
ления не более минимально возможного предела.
РЕКОМЕНДАЦИИ ПО КОМПОНОВКЕ ВЕРТИКАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ.
СТАТИСТИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ПО ПОДБОРУ ВЕРТИКАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ
На современных самолетах встречаются вертикальные оперения самой
разнообразной формы. Влияние формы сильно сказывается на больших углах
скольжения. Для самолетов с большой удельной нагрузкой на крыло при ма-
лых углэх крена возникают значительные скольжения, что часто приводит,
особенно при большом сужении оперения, к срыву потока с вертикального
оперения и, следовательно, к потере устойчивости пути.
16314
16315
16316
16320
16321
55
16321-16325
Боковая устойчивость
Наиболее благоприятной формой вертикального оперения является трапе-
цевидное оперение с сужением не больше 2, замкнутое дугой круга или пря-
мой с закругленными концами.
16322 Наиболее выгодной схемой двухкилевого оперения с аэродинамической
и конструктивной точек зрения является схема, в которой вертикальное опере-
ние расположено по концам горизонтального. Помещать вертикальное оперение
на одной линии с моторными гондолами невыгодно вследствие большого зате-
нения. Затенение от моторных гондол распространяется в виде цилиндра, ось
которого совпадает с осью спутной струи крыла, а диаметр приближенно равен
максимальному диаметру моторной гондолы.
Наименьшее затенение получается при высоком расположении вертикаль-
ного оперения относительно горизонтального. В настоящее время наиболее
распространены двухкилевые оперения, в которых отношение высоты верхней
части вертикального оперения к нижней изменяется в пределах 1,5—2.
16323 Для улучшения устойчивости пути и управляемости рулем направления
следует вертикальное оперение двухкилевой схемы располагать в зоне наиболь-
шей обдувки струей винта. Скоростное поле у оперения сильно зависит от
взаимного расположения оперения, крыла и моторной гондолы. Струя от винта
разделяется крылом на две части, каждая из которых имеет проекцию скорости
в направлении размаха; для винта правого вращения верхняя половина струи
смещается вправо, нижняя — влево. За крылом обе части струи сливаются,
образуя некоторую деформированную струю, имеющую два центра максималь-
ных скоростных напоров, один из которых находится справа, сверху от части
струи, проходящей над крылом, а другой — слева, снизу от части струи, про-
ходящей под крылом. Таким образом, для помещения в зону максимальных
скоростных напоров струи винта вертикальное оперение следует смещать
в направлении размаха горизонтального оперения от плоскости симметрии мо-
торных гондол к концам крыльев.
Для двухмоторного самолета низкопланной схемы с винтами разного враще-
ния, когда лопасти, ближайшие к фюзеляжу, движутся вниз (случай, не выгод-
ный в отношении продольной устойчивости), однокилевое вертикальное опере-
ние будет находиться в зоне обдувки. При винтах обратного вращения струи от
винтов будут смещаться к концам крыла, однокилевое оперение не будет обду-
ваться, и устойчивость пути, в особенности при разбеге по земле, будет мала.
Поэтому в данном случае целесообразно применять двухкилевое вертикальное
оперение.
16324 При проектировании двухкилевых вертикальных оперений больших самоле-
тов часто бывает необходимо применять V-образное горизонтальное оперение.
В этих случаях целесообразно (из условий прочности) плоскость шайб верти-
кального оперения ставить перпендикулярно плоскости горизонтального оперения.
16325 Статистические данные по подбору вертикального оперения
При составлении эскизного проекта самолета параметры вертикального оперения подбира-
ются обычно по статистическим данным. При этом следует ориентироваться на статистику по
таким самолетам, схема и компоновка которых, а также удельная нагрузка на крыло близки
к данным нового самолета.
Повышение нагрузки на крыло, широко проводившееся в последние годы для увеличения
максимальной скорости, привело к уменьшению размеров крыла при незначительном изменении
размеров фюзеляжа. В результате величина дестабилизирующего момента фюзеляжа, отнесенного
к площади и размаху крыла, и площади вертикального оперения, потребной для обеспечения
устойчивости и выраженной в процентах от площади крыла, с ростом удельной нагрузки на
крыло непрерывно возрастала.
В табл. 16325—I приводятся данные по вертикальному оперению некоторых
современных самолетов, проходивших испытание в натурной трубе ЦАГИ.
Там же приведены отзывы летчиков по устойчивости этих самолетов.
Исходя из приведенных данных, а также из результатов летных испытаний
различных современных самолетов и учитывая тенденцию дальнейшего развития
56
Боковая устойчивость
16325
форм самолета, можно для вертикального оперения рекомендовать следующие
размеры, приведенные в табл. 16325—II.
Таблица 16325—1
Наименование самолета S 5 $в. О — *$в. о ^в. о 5Н ф 1 консоли Ф центроплана Шу 3 OTj, 5 /Пу Отзыв летчиков
1 попереч- ная устой- чивость устойчи- вость пути эффектив- ность руля; направле- ния
SI ^в. о
Одномоторный штурмовик . . iseLg 0,065 0,031 0,44 4°,6 2°,8 —0,00065 -0,00105 -0,00075 Недоста- Удовле- Удовле-
Одномоторный истребитель . 192 64 0,082 0,033 0,57 6° 0° —0,00045 —0,0014 -0,00105 точна То же твори- тельна То же твори- тельна То же
То же .... 172 64 0,070 0,037 0,55 6° 6’ —0,00125 —0,0012 -0,0009 Удовле- То же То же
То же .... 184 80 0,086 0,048 0,61 5е 5° -0,00080 -0,0010 —0,0011 твори- тельна То же Недоста- Велика
То же .... 172 80 0,086 0,045 0,51 6° — 1° -0,00070 -0,0013 —0,00095 То же точна Удовле- Удовле-
Двухмоторный бомбардиров- щик с двухки- левым опере- нием L90 59 0,094 0,0405 0,485 5е 0° -0,0015 —0,0009 —0,0010 Излиш- твори- тельна Недоста- ТВОрИ- тельна То же
Двухмоторный транспортный самолет.... 80 9,8 0,073 0,033 0,585 7°, 6 0° -0,00175 —0,0010 —0,0010 няя То же точна То же То же
Таблица 16325—II
Тип самолета G S от 150 до 230 «г/л/2
5В. о S $в. о^в. о SI ^в. о SI $в. о
Одномоторные истребители от 0,080 до 0,105 от 0,040 до 0,050 от 0,018 до 0,028 от 0,40 до 0,55
Двухмоторные двухкилевые бом- бардировщики от 0,090 до 0,120 от 0,040 до 0,055 от 0,025 до 0,035 от 0,35 до 0,50
Двухмоторные однокилевые бом- бардировщики _ *в. О Здесь £ — относительная площади верп "q — относительная “в. о $в. <А. о $1 — коэфициент ci •$к ^в- ° . Sj—— коэфициент ст от 0,080 до 0,110 площадь верт 1кального опере площадь руля этического мом этического мом от 0,040 до 0,050 икального one ния см. на фиг. направления, ента вертикали ;нта киля. от 0,022 до 0,032 тения (способ 16325), ого оперения, от 0,40 до 0,55 измерения
Излишняя величина относительной площади
руля направления нежелательна, так как это при-
водит к уменьшению устойчивости со свободным
рулем; поэтому рекомендуется пользоваться ниж-
ними границами табл. 16325—II для площади
руля.
Максимальный момент пути, который может
создать руль направления, определяется углом
отклонения руля. Этот момент имеет некоторый
нижний предел, который определяется для двух-
моторных самолетов из условий полета на одном
моторе без скольжения и из условия управляемо-
сти при разворотах по земле.
Фиг. 16325
8
57
16325-16331
боковая устойчивость
Демпфирование колебаний относительно вертикальной оси зависит в боль1
шей степени, чем устойчивость пути, от плеча вертикального оперения, ибо
момент демпфирования пропорционален квадрату плеча. Поэтому по условиям
устойчивости всегда желательно делать плечо вертикального оперения возможно
ббльшим.
16330 ПРИБЛИЖЕННЫЙ МЕТОД РАСЧЕТА УСТОЙЧИВОСТИ ПУТИ
16331 Степень устойчивости пути при отсутствии влияния винта определяется
формой и площадью боковой проекции фюзеляжа, моторных гондол, вертикаль-
ного оперения и их взаимным расположением относительно крыла и может
быть выражена формулой:
ЦГу — (777у)ф —f~ (^v)m. г + (7Цу)инт —(тЦу)в. о,
где (/мДф—изменение степени устойчивости, вносимое фюзеляжем,
(ту)м. г — изменение степени устойчивости, вносимое мотогондолами,
(ту)мт—величина, обусловленная влиянием крыла и фюзеляжа и зависящая
от положения крыла по высоте фюзеляжа,
о — доля устойчивости пути от вертикального оперения.
Определение
Эксперименты показали, что величина (^)ф , обычно уменьшающая устой-
чивость пути, может быть определена по формуле:
h 72
Н)ф = 0,75£₽
где — находится по
графику фиг.
16331—1 в за-
висимости от
•^ф
Лф
/гф —эффективная вы-
сота фюзеляжа
(фиг. 16331—11),
/ф—длина фюзеля-
жа,
Лф — расстояние от
носка фюзеляжа
до центра тя-
жести по строи-
тельной горизон-
тали.
Фиг. 16331—11
58
Боковая устойчивость
16331
Определение (nty)№. г
Из экспериментов с моделями двухмоторных самолетов для различных
типов моторных гондол были получены значения (т|)м. г, лежащие в пределах
от 0,00010 до 0,00020.
Эти испытания не позволили установить зависимости дестабилизирующего
момента моторной гондолы от ее конструктивных параметров. Для расчетов
можно пользоваться средней величиной г = 0,00015, учитывающей присут-
ствие двух моторных гондол.
Определение (т£)ИНт
Испытания изолированных крыльев показывают, что собственный момент
пути крыла при скольжении близок к нулю. Основное влияние крыла сказы-
вается во взаимном влиянии крыла и фюзеляжа и влиянии следа от крыла на
вертикальное оперение. Эффект взаимного влияния крыла и фюзеляжа способ-
ствует увеличению устойчивости пути и количественно оказывается весьма
большим.
В результате испытаний фюзеляжей с высоким, средним и низким поло-
жениями крыла были определены приближенные значения (ягу)инт, приведенные
в табл Л 16331— I.
Таблица 16331—1
Среднее значение (/и|)инт
Тип самолета Одномоторные самолеты Двухмоторные самолеты
Низкоплан —0,00045 —0,00025
Среднеплан -0,00020 —0,00015-
Высокоплан 0 0
Влияние следа от крыла (и моторных гондол) на вертикальное оперение
весьма велико, но может быть оценено с достаточной точностью лишь на
основании специальных испытаний модели в аэродинамической трубе.
Определение (т^)в. 0
Доля устойчивости пути от вертикального оперения может быть подсчи-
тана по формуле:
(т$\_______ь п $в- ° ^в- °
О ЛВ. О^в. о £ £ •
Коэфициент торможения скорости в зоне вертикального оперения ks. 0
зависит от компоновки самолета. Торможение скорости у оперения создается
крылом, фюзеляжем и моторными гондолами. Средние значения ks, 0, получен-
ные в результате обработки испытаний большого количества моделей, приве-
дены в табл. 16331—II.
Таблица 16331—11
Средние значения коэфициента торможения скорости kB 0
Расположение крыла Однокилевые самолеты Двухкилевые самолеты
Низкоплан 1,0 0,80
Среднеплан 0,95 0,75
Высокоплан 0,90 0,70
Точное значение kB. 0, учитывающее особенности конструкции самолета,
может быть оценено только поверочными испытаниями в аэродинамической
трубе.
59
16331-16332
Боковая устойчивость
16332
n dCz в. о
Величина ав. 0 = —
ющей на вертикальное оперение при изменении угла
моделей фюзеляжей с оперением и
размах однокилевого вертикального
ряется так, как показано на фиг.
16331—IV. Таким образом, эффек-
тивное удлинение однокилевого
вертикального оперения получается
равным
12
Хв. о. эф = 0,65 У>-°- эф
характеризует изменение боковой силы, действу-
скольжения. Эта величина
зависит от удлинения и
формы вертикального опе-
рения. На фиг. 16331—III
дан график ав. 0 в функ-
ции Хв. 0. Эф, из которого
следует, что с увеличе-
нием удлинения эффек-
тивность вертикального
оперения значительно
увеличивается.
Для однокилевого
вертикального оперения
эффективный размах уве-
личивается вследствие
присутствия фюзеляжа и
горизонтального опе-
рения.
Анализ результатов
испытаний целого ряда
без оперения показал, что эффективный
оперения равен ~0,8ZB. о, где 1В. 0 изме-
$во
2 $8 о
Фиг. 16331—IV
Ов, о
В величину площади верти-
кального оперения 5В. 0 следует
включать чистую площадь киля
(без части фюзеляжа) и площадь
руля направления (фиг. 16331—IV).
Повышению эффективного уд-
линения вертикального оперения
способствует низкое расположение
горизонтального оперения, присут-
ствие которого увеличивает эффек-
тивное удлинение вертикального
оперения. Для обычного располо-
жения горизонтального оперения
по высоте, удовлетворяющего требованиям продольной устойчивости (отсутствие
затенения на посадке), увеличение эффективного удлинения вертикального опе-
рения невелико.
Для двухкилевого оперения, при котором горизонтальное оперение обычно
размаха вертикального оперения, удлинение опреде-
расположено на 30—40%
ляется по формуле
где 5в. о — площадь всего
не. о
^о
— S
2 ,>в- 0
вертикального оперения (фиг. 16331—IV).
Влияние щитков
Отклонение щитков во всех случаях увеличивает устойчивость пути.
Увеличение устойчивости пути при открытии щитков иногда бывает очень
большим, порядка — 0,0015 и объясняется изменениями в вихревой
60
Боковая устойчивость 16332—16341
системе крыла и фюзеляжа, имеющими место в условиях скольжения самолета
при открытых щитках. Поэтому случай открытых щитков можно считать нерас-
четным в отношении устойчивости пути.
Влияние винта 16333
Работа винта незначительно сказывается на величине устойчивости пути.
Влияние винта на устойчивость пути происходит вследствие действия трех
факторов:
1. На винт при скольжении действует боковая сила, которая для тяну-
щего винта дает дестабилизирующий момент.
2. При работе винта увеличивается скорость набегающего на вертикальное
оперение потока.
3. Изменяется скос потока у вертикального оперения.
Совокупность действия этих факторов приводит к тому, что устойчивость
пути при работающем винте несколько уменьшается. Порядок этого умень-
шения может быть оценен величиной
= 1,5 X 10“4.
Поверка площади вертикального оперения на случай полета 16334
с одним работающим мотором
Для двухмоторных самолетов выбранная из условия устойчивости пути
площадь вертикального оперения должна обеспечивать возможность баланси-
ровки самолета при выходе из строя одного мотора.
Для этого необходимо, чтобы
^>d;[(200COw+1)!7+0-3''
где 8Н max — максимальный угол отклонения руля, при котором сохраняется его
эффективность (обычно ~25°),
N— максимальная мощность мотора в л. с.,
G — вес самолета в кг,
V— скорость полета на подъеме при открытых для взлета щитках в км]час,
су — коэфициент подъемной силы на наборе высоты,
а — расстояние от плоскости симметрии самолета до оси винта.
Приведенная формула получена осреднением величин, входящих в уравне-
ние равновесия моментов рысканья при полете на одном моторе.
Из этой формулы видно, что потребная для балансировки двухмоторного самолета в полете
на одном моторе площадь вертикального оперения возрастает с увеличением мощности мотора и
убывает с возрастанием веса самолета. Указанное условие оказывается существенным для двух-
моторных истребителей.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПОТРЕБНОЙ ВЕЛИЧИНЫ УГЛА ПОПЕРЕЧНОГО V КРЫЛА 16340
Коэфициент поперечной статической устойчивости самолета ml определяет- 16341
ся геометрическими параметрами крыла, фюзеляжа, вертикального оперения и
мотогондол. Для случая самолета с закрытыми щитками, пренебрегая в первом
приближении влиянием винтов, значение ml можно представить в виде
ml = {ml) кр + (т!-)инт -}- (ml)B.o -}- {ml) и.г.
Здесь обозначено:
(/Их)кр — коэфициент статической поперечной устойчивости изолированного
крыла,
(тх)инт — величина, характеризующая влияние фюзеляжа на ml,
(ml)B.o — доля ml от вертикального оперения,
(т^)м.г — величина, учитывающая влияние моторных гондол.
Определение (/и^)кр
Величина коэфициента поперечной статической устойчивости для изолиро-
ванного крыла {т1)кр определяется углом поперечного V крыла, формой
крыла в плане, формой концов в вертикальном сечении, параллельном размаху,
углом стреловидности.
61
16341
Боковая устойчивость
Для определения (тх)кр можно пользоваться следующими формулами:
(^А-)кр= (^л)крф КОНС =°+ "ЗТ е ф°конс>
</у коне
М)кРФконс = о=(/4) крф = -/. = о-3,5^Уфц1О-4-О1Зх°1О-4;
i35f2£Y J
Сиконе “L + ’Л I ) Г
где фКОНс и фц —углы поперечного V консолей и центроплана.
Угол V-образности крыла измеряется между плоскостью хорд и плоскостью, перпендику-
лярной к плоскости симметрии самолета, проходящей через корневую хорду.
X—угол стреловидности консоли крыла.
Угол стреловидности крыла измеряется между линией, проходящей через фокусы сечений,
принимаемых на 0,25 хорды сечения, считая от передней кромки крыла, и плоскостью, перпенди-
кулярной к оси фюзеляжа.
I и 2/ц—размах крыла и центроплана,
(/«х)кр ф КОНс =0 — величина тхкр при ф конс = 0,
(/Пх)крф = х = 0— величина гп|кр при ф=/ = 0,
— производная для крыла при
принять
<7ф 4
ф конс = Ф ц. В среднем можно
Таблица 16341 — 1
Тип конца
крыла
(/П^кр ф=у = 0
Более точные значения -~-г > в зависи-
дф
мости от сужения и удлинения крыла, при-
ведены на графике фиг. 16341 — I.
1,0 х 10-1
— 0,6Х Ю“4
0
А
Б
С
Величина (т|)крф=7=о в большей степени зависит от формы конца крыла
как в плане, так и в вертикальной проекции. Значение (я4)крф_./=о для крыльев
с формой концов, показанной на фиг. 16341—II, полученные из статистики
экспериментальных материалов, приведены в табл. 16341—1.
62
Боковая устойчивость
16341
Определение (т0)ннт
При скольжении самолета фюзеляж по-различному изменяет поле скоростей
у левого и правого крыла, влияя таким образом на моменты крена крыла,
а следовательно, и на коэфициент статической поперечной устойчивости самолета
т$х. Моменты сил, приложенных непосредственно к фюзеляжу, при скольжении
невелики и почти не сказываются на (/п^)Нит.
Влияние фюзеляжа, характеризуемое величиной (туинт, зависит от высоты
фюзеляжа, длины корневой хорды крыла и высоты расположения крыла на
фюзеляже. Для обычных схем , самолета значение (/п|) инт определяется по
формуле:
hl Ьк
(т^)ат=к * 10 4,
О L
где Аф — максимальная высота фюзеляжа,
Ьк—длина корневой хорды крыла.
Величина коэфициента k зависит от высоты расположения крыла на фюзе-
ляже и может быть принята равной:
для низкопланных схем А = 200,
для среднепланных схем k = — 20,
для высокопланных схем k = — 220.
При промежуточном расположении крыла (между среднепланной и высоко-
планной схемами или среднепланной и низкопланной схемами) величину k можно
определить путем интерполяции.
Ориентировочные значения (/и^)ИНт для различных типов самолетов приве-
дены в табл. 16341—II.
Таблица 16341—11
Тип самолета Одномоторные Двухмоторные
Низкопланы 4,5 X Ю-4 2,5 X Ю—1
Средне планы - 1 X Ю~4 — 0,5 X Ю-4
Высокопланы - - 5 X Ю-* - 3,0 X Ю~4
Определение (/п^)в.о
Вертикальное оперение оказывает существенное влияние на (т^)в. 0 и осо-
бенно для самолетов с относительно короткой хвостовой частью фюзеляжа при
высоком расположении вертикального оперения.
Величина (/пув. 0 приближенно может быть подсчитана по формуле
(т?х) в. о = - 260 1О'4,
где 5В. о — площадь вертикального опере-
ния,
А —расстояние от линии, проходя-
щей через центр тяжести само-
лета параллельно хорде крыла,
до точки, делящей высоту вер-
тикального оперения пополам
(см. фиг. 16341—III).
Определение (т?) м. г
Моторные гондолы аналогично фюзеляжу изменяют характер обтекания
крыла, влияя тем самым на т?х. Моторные гондолы располагаются обычно под
нижней поверхностью крыла, поэтому их влияние на поперечную устойчивость
стабилизирующее. Эффект от моторных гондол возрастает с увеличением их
относительных размеров.
Для обычных типов двухмоторных самолетов изменение т$х от моторных
гондол можно принять равным
(т|)м. г = — 1,5 х 10~4.
63
16342—16343
Боковая устойчивость
16342 Влияние отклонения щитков и присутствия винта
Открытые щитки понижают поперечную устойчивость самолета. Наиболее
сильно это сказывается для низкопланных схем самолета при наличии отрица-
тельной стреловидности у крыла. Ориентировочно можно считать, что для
крыльев с малым углом стреловидности (до + 3°) при щитках длиною'~6О°/о
размаха крыла, шириною — 2О°/0 хорды крыла, открытых на~60°, т$х умень-
шается на
(ДтЗ)щ^4Х КГ4.
Влияние работающего винта на тх. незначительно и для обычных схем
самолета им можно пренебрегать.
16343 Определение потребной величины угла V-образности
Потребный угол поперечного V консолей крыла, удовлетворяющий жела-
тельной степени поперечной устойчивости самолета, определится из выражения
__ тх ~ (тах)инт ~~ (шх)м- г (ОТх)кр Фконс=°
,П0ТР дт ₽
При желании изменить коэфициент статической поперечной устойчивости,
что может потребоваться в процессе доводки самолета, величина изменения
угла V-образности консоли определится по выражению:
Дт?
Л'“ ~ '
д фконс
ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЙ МАТЕРИАЛ
ПОДБОР ТРИММЕРОВ ДЛЯ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ
Триммер руля высоты
16400
16410
16411
Основным назначением триммера руля высоты является балансировка по
усилию на всем летном диапазоне скоростей и на различных режимах полета,
а также уменьшение усилий при посадке. В отношении выбора триммера рас-
четным является планирование с наименьшей (наиболее передней) эксплоата-
ционной центровкой.
На фиг. 16411 показан пример семейства кривых Р по q для различных
положений триммера. Так как вся группа
кривых определяется одним параметром
-—(т'-у )св^Гв
Ро— -------------- (см. 16268), то и выбор
триммера следует ставить в зависимость
от этой величины.
Величина усилия, которая должна
быть сбалансирована триммером, зависит
от установки стабилизатора, характеристик
скоса потока и др. Считая необходимым
иметь некоторый запас в размерах трим-
мера, целесообразно рассмотреть крайний
случай, обычно не имеющий места на
практике, именно, балансировка всей вели-
n GIS
чины Ро на режиме qnn = —1— с закрыты-
Су пл
ми щитками.
Изменение усилия на ручке при перестановке триммера на угол равно
ДР = -/п^в т.
Су ПЛ
приближенно
=-0,017 %•
Из условия ДР=Р0 получается:
5тр_ (^)евЩ^пл
5в 0,017-4^1/4^^
6В Г &тр z
Принимая для балансировки на указанном режиме т=10° и полагая сред-
ние значения ——1,15, с пл = 0,60, -4-^ = 5, можно получить более
с?в с?гр
простое соотношение:
^тр 15 (^х)св
*SB ’ /и*
При большой степени компенсации руля и сравнительно малой степени
статической устойчивости это выражение дает весьма малые значения
; отсюда следует, что рассматриваемый случай не является расчетным для
9
65
16411-16413
Вспомогательный материал
таких самолетов, как например, бомбардировщики. Имея в виду необходимость
балансировки по усилию при изменении режима мотора, открытии посадочных
щитков и шасси, следует допустить
для бомбардировщиков
= 0,04—0,05
\ дв /min
и для истребителей ( -Д- ) = 0,02 = 0,03.
\ / min
16412
Триммер руля направления
Для погашения момента от закручиваний струи винта и моментов, могущих
возникнуть от неправильной регулировки самолета, на одномоторном самолете
требуется небольшое отклонение руля направления. Для снятия усилий в этом
случае при S<20 м2 достаточно иметь на задней кромке руля отгибающуюся
пластинку.
При установке пластинки или триммера
на одномоторном самолете площадь их можно
подобрать, пользуясь графиком фиг. 16412.
Для двухмоторных самолетов при под-
боре триммера расчетным случаем является
полет с одним остановленным мотором. В
этом случае при балансировке самолета на
режиме 0,8 Vraax (здесь 1/гаах соответствует по-
лету на одном моторе) летчик должен пол-
ностью снять усилие с педалей. Приближенно
можно считать, что при этом отклонение руля
будет Вн = О,78н тах.
Таким образом:
Р — — (т^ р -ф пРш 8Н + т^ тгаах) SH Ьндкш = 0.
Если принять указанные выше средние
относительные размеры триммера и руля
высоты и считать т^15°, то получится
St
'Сгаах- с~ '>
ч Эн
ъ = Р -ф- 0,7 ш^8н тах.
•Jh
16413
Фиг. 16412. График для определения
площади триммера руля направления
На фиг, 16412 проведена прямая, полученная по этому уравнению для
£
двухмоторных самолетов, которой и можно пользоваться для выбора (пря-
Он
мая имеет смещение, учитывающее скольжение порядка—10°).
Триммер элерона
Для одномоторных самолетов наличие триммера элерона, вообще говоря, не
обязательно, и для балансировки самолета по усилию достаточно иметь отги-
бающуюся на земле пластинку на задней кромке элерона. Потребность в этой
пластинке появляется из-за реактивного момента мотора, возможной ошибки
в сборке самолета (деградация углов установки крыла), ассиметричной крутки
крыла и т. п.
Для более тяжелых одномоторных самолетов триммер желателен, так как
в этом случае могут возникнуть уже достаточно большие моменты.
Для самолетов двухмоторных триммер необходим. В этом случае летчик
должен иметь возможность триммером снять усилие от элеронов при полете
на одном моторе с наиболее невыгодным, относительно оси симметрии, распре-
делением грузов.
Суммарное отклонение элеронов, потребное для уравновешивания моментов,
возникающих при полете с одним мотором, будет порядка 8° — 10’.
66
Вспомогательный, материал
16413
16421
Исходя из вышеизложенного, можно рекомендовать
5
для одномоторных самолетов = 0,04 -н 0,06,
Оэ «
5т
для двухмоторных самолетов0,060,08.
При этом триммер выгоднее располагать в области больших хорд элерона.
Максимальный ход триммеров следует делать не больше 17° -—20°.
ПОСТРОЕНИЕ НОСКОВ РУЛЕЙ И ЭЛЕРОНОВ
Эффективность органов управления и величина его шарнирных моментов
в сильной 'степени зависят от формы носовой части (контура носка) и величи-
ны щели между рулем и стабилизатором (или крыла — в случае элеронов). При-
менение излишне тупых носовых частей руля в целях уменьшения лобового
сопротивления оперения приводит к резкому уменьшению предельного угла
отклонения, при котором Сд,г.о по 8 руля имеет максимум, и снижению максималь-
ной эффективности руля. Применение же излишне острой носовой части руля
может привести к увеличению лобового сопротивления оперения.
Ниже приводятся способы построения носка руля и элерона, которые дают
оптимальный результат как в отношении эффективности руля, лобового сопро-
тивления, так и характера протекания шарнирного момента при отклонении
руля.
Носки рулей
Порядок построения контура следующий (фиг. 16421). Проводятся три ли-
нии, нормальные к хорде оперения. Одна из них проходит через ось вращения
руля, другая где-либо вблизи носовой
части руля (fib), третья через точку О',
отстоящую от 0 (ось вращения) на рас-
стоянии 00'— kl, где Z — длина носовой
части руля; значение k определяется по
графику в зависимости от отношения l\d.
Отрезки 0а и 0"Ь делятся на десять
равных частей и соответствующие деле-
ния соединяются прямыми. Далее, на
отрезке сс, как на диаметре, строится
полуокружность; длины отрезков про-
веденных прямых от линии аа до точек
полуокружности умножаются на отно-
/(1—A)z
шение -—-—(г—радиус полуокружно-
сти) и откладываются вдоль тех же
прямых. Полученные точки соединяются
плавной линией. Таким образом, носовая
часть руля образуется эллиптическим
контуром, примыкающим к линии сс.
При выборе формы в плане всего
руля высоты и относительной толщины
оперения следует заботиться о том, что-
бы линия носков руля не выходила из
контуров профиля оперения при углах
отклонения, меньших 20°. Для этого
бразом, чтобы по размаху руля отноше-
выгодно’ компоновать оперение таким
Ь& Ь о. К
НИЯ — и — были постоянными.
Однако „местная" осевая компенсация, подобная изображеннрй на
фиг. 16261 — I, которая может быть применена в том случае, когда требуется
умеренная величина аэродинамической компенсации, имеет свои выгоды в том
отношении, что в процессе доводки самолета, если потребуется, она может
быть изменена без больших конструктивных переделок руля.
16420
16421
67
16422—16431 Вспомогательный материал
16422 . Носок элерона
Построение носка элерона приводится на фиг. 16422. Это построение
можно выполнить на теоретическом чертеже элерона, когда выбраны, хорда
элерона и величина компенсации.
16423 Влияние щелей
Величину щели между рулем и стабилизатором можно делать в пределах
(0,005-^0,010) Ьв , так как на характеристиках шарнирных моментов в этом
диапазоне она практически не сказывается. Эффективность оперения при этом
также меняется незначительно. Это обстоятельство было подтверждено в ряде
5 50
испытаний при Q° к <20%. При больших значенияхможно ожидать более
заметного влияния щелей. Влияние щели между элеронами и крылом на проте-
кание шарнирных моментов сказывается значительно сильнее.
В ряде случаев при испытаниях элеронов с уменьшенной щелью в полете
и в натурных трубах было зафиксировано резкое увеличение эффекта компен-
сации. Уменьшение Шш на элеронах типа Фрайз при уменьшении выходной ще-
ли превращало управление из тяжелого, с большими нагрузками, в чрезмерно
легкое и даже перекомпенсированное.
Сравнительное испытание элерона с увеличенной до 0,015 &а щелью по
сравнению со щелью 0,0050 Ьэ дало гпш большее на 30%; элерон в этом
испытании имел компенсацию 27%. Таким образом, для всех органов управле-
ния можно считать, что чем меньше относительная площадь компенсации, тем
больше влияние щелей.
В среднем рекомендуется делать выходную щель элерона порядка
~ 0,005 Ьэ (см. фиг. 16422).
16430 РАСЧЕТ ВЕЛИЧИНЫ И ПОЛОЖЕНИЯ СРЕДНЕЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ
ХОРДЫ КРЫЛА
16431 Средней аэродинамической хордой (САХ) крыла любой формы в плане
называется хорда прямоугольного плоского крыла, имеющего одинаковые с дан-
ным крылом величины площади и тг0 . ‘
Положение САХ определяется из условия совпадения фокусов эквивалент-
ного прямоугольного крыла и данного.
Фокусом называется точка, относительно которой при изменении угла атаки коэфициент
момента сохраняет постоянную величину.
При определении величины САХ и ее положения следует брать полную
несушую площадь крыла, полученную продолжением контуров центроплана до
68
Вспомогательный материал
16431-16441
оси симметрии самолета. Величина САХ крыла в общем случае определяется
при помощи графического интегрирования по формуле:
Фиг. 16431. Схема расчета средней
аэродинамической хорды
I
2
'о
Положение носка САХ отно-
сительно линии, перпендикуляр-
ной плоскости симметрии само-
лета и проходящей через носок
корневой хорды, подсчитывает-
ся по формулам:
2
2
О
И
£
2
2 Г
У а = ybdz.
о
Необходимые пояснения да-
ны на фиг. 16431.
Там же показан способ
определения САХ трапецевид-
ного крыла (или близкого к
нему) путем простых геометри-
ческих построений.
Для трапецевидного крыла без центроплана величину Ьа можно определить
также по формуле:
ЬА =
‘^h . ^ + ^+1
3 *101 + 1) •
САХ в этом случае лежит
— 2з
определяется величиной z~
в плоскости и габаритах крыла; положение ее
(см. фиг. 16431)
Для крыла эллиптической формы в плане указанные величины можно
вычислить по формулам:
Ьа — 0,85 &к,
хА — 0,075 Ьк,
Уа = 0,212 tg ф;
3 vjH- 1 -
здесь — угол V-образности крыла.
ФОРМУЛЫ ДЛЯ ПЕРЕСЧЕТА КРИВЫХ УСТОЙЧИВОСТИ
НА ДРУГУЮ ЦЕНТРОВКУ
Пересчет кривой mz = f(<£)
На фиг. 16441 хорда контрольного сечения крыла, относительно которой
производится замер углов атаки а и относительно которой определяется поло-
жение центра тяжести (в осях х(} и _у0), обозначена через АВ-,
Oj — исходное положение центра тяжести, определяемое координатами
х'т и
16440
16441
69
16441
Вспомогательный материал
02— другое положение центра тяжести, определяемое координатами
п и
И ут;
Y и Q — соответственно подъемная сила и лобовое сопротивление самолета
при данном угле атаки а. ч
Положительное направление для момента тангажа Mz также указано на
фиг. 16441.
Плечо силы Y относительно 02 равно (фиг. 16441):
(У— У) cos а 4-(Ут—У) sin а,
а плечо силы Q относительно 02 равно:
(Ут—_Ут) cos а — (У — У) sin а.
Если M'z— момент тангажа при положении центра тяжести в 0п a M'z—
момент тангажа при положении центра тяжести в 02, то
M"z = М'г -ф- Y [(Z — У ) COS « + (Ут—У) Sin а] —
— Q Ку'т —У) COS а — (Лт — У) sin а]
или
nt tf I
ч f । "^"т <Xt / I . \ Vt Vt / . ,
niz = mz-\----&---(cy cos sin a)----------~ cos a~ sin a).
Так как
cy cos a -J- cx sin a = CyX
и
cx cos a — Cy sin а = <?л1,
где CyY и cxA — коэфициенты аэродинамических сил в связанной системе осей
координат, то выражение для /и, можно представить в виде:
Вместе с кривой mz=f(a) лаборатория дает и кривую сх = (су) для соот-
ветствующего случая (поляру в скоростной системе осей координат). Приведенные
формулы показывают, что этих материалов достаточно для пересчета кривой
mz = f(!Y) на любую центровку.
70
Вспомогательный материал 16442
Пересчет кривых mx~f($) и my=f($} 16442
Кривые и mv=f($) при а = const даются лабораторией в полу-
связанной (фиксированной) системе осей координат. Так как в полусвязанной
системе осей оси х и у лежат в плоскости симметрии самолета, то при пересчете
моментов Мх и М на другую центровку приходится принимать во' внимание
только боковую силу Z. По фиг. 16441 определяется плечо силы Z относительно
оси х (при перенесении центра тяжести в 02):
(Тт —_Vt) cos а — (х, — %т) sin а
и относительно оси у:
(%т —X) cos а-(-(у"—J/?) sin а.
Если Мх и Му — момент крена и момент рысканья при положении центра
тяже'сти в 0lt а Мх и М’у — те же моменты при положении центра тяжести
в 02, то
Мх = Мх — Z [(_l\ —X) cos а — (Ху - Хт) sin а],
Му = Му Z [(х" — Хт) cos а -ф- (у" — J/,) sin а]
или
(. П I nt \
VT--Ут Хт — Хт . \
——? COS а------, sin а ,
I I )
(fr 9 f I \ t
JO? — JCt » Vt _Vr • \
------ cos a sin а 1 .
Вместе с кривыми тх = /(Р) и ту=/(р) лаборатория дает и кривую cz= /(Р),
которая, как видно из приведенных формул, необходима для пересчета кривых
боковой устойчивости при изменении центровки.
ПРИМЕЧАНИЕ. Кривые поперечной устойчивости mx = f(a) и mv = f(a) при р = 0
для различных значений §э можно считать не зависящими от положения центра тяжести
так как в этом случае боковая сила практически равна нулю.
СОДЕРЖАНИЕ
Стр. №
Общие сведения............................................ 3 16010
Определение устойчивости и управляемости самолета по результа-
там испытаний модели............................................ 5 16100
Продольная статическая устойчивость ........................... 25 16200
Боковая устойчивость .......................................... 54 16300
Вспомогательный материал....................................... 65 16400
ГИДРОМЕХАНИКА
Для служебного пользования
Экз. №
.* XV fy
и « t> »?
РУКОВОДСТВО
для
КОНСТРУКТОРОВ
Том I
ОПЫТОВЫЙ БАССЕЙН ЦАГИ
и
ЭКСПЕРИМЕНТ В НЕМ
— 21000 —
ИЗДАНИЕ 2
ИЗДАТЕЛЬСТВО
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НК АП
19 43
Составили:
| В. А. АНКЕ, инженер |
В. Г. ФРОЛОВ, ст. научный сотрудник
Редактор части 2
Л. И. СЕДОВ, доктор физико-математических наук
Редактор Руководства для конструкторов
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
Отв. редактор А. А. Горяйнов
Объем 18/4 печ. л., 42 880 зи. в печ. л.
Подписано к печати 24 IV 1943 г.
Учетно-авторских листов 2
ЦВЦРККА № 4910
Тип. изд-ва БНТ НКАП
Зак. № 122
ОПИСАНИЕ ОПЫТОВОГО БАССЕЙНА ЦАГИ 21100
ХАРАКТЕРИСТИКИ ОПЫТОВОГО БАССЕЙНА И ТЕЛЕЖКИ 21110
Бассейн представляет собой лоток железобетонной конструкции со еле- 21111
дующими гязрнейщими размерами:
наибольшая длина водной поверхности .... 202 м
ширина водной поверхности в рабочей части ... 12 м
наибольшая глубина в рабочей части при нормаль-
ном заполнении водой ....................... 6,1 м
длина участка с наибольшей глубиной .... 102 м
емкость при нормальной глубине ................ 12200 мл
В головной части бассейна имеются доки, занимающие 13 м по длине
бассейна. В доках производятся гидростатические испытания и установка моде-
лей под тележку. На фиг. 21111 представлен чертеж формы бассейна ЦАГИ.
— гог 9 —--------------------------------------------------_
се. т ао
«Г
Фиг. 21111
Вертикальные стенки лотка имеют в верхней части консоли, на которых
уложены рельсы. Расстояние между рельсами 8,25 м. Точность установки отно-
сительно уровня воды 0,05 мм.
Для гашения волн, возникающих при буксировках моделей, вдоль бортов
и в торцах бассейна установлены волногасители. Наличие волногасителей весьма
сильно уменьшает продолжительность волновбго движения.
Температура воды поддерживается постоянной, равной 12°—14° Ц.
Конструкция тележки выполнена из дуралевых и стальных труб; имеет 21112
большую жесткость, обеспечивающую отсутствие резонансных колебаний при
пробежках.
3
21112-21123
Опытовый бассейн ЦАГИ
Центральная часть тележки закрыта кожухом. Тележка приводится в дви-
жение четырьмя шунтовыми электромоторами общей мощностью 100 л. с.
Электромоторы допускают трехкратную перегрузку в течение 10 сек.
- Общий вес тележки с оборудованием и обслуживающим персоналом—6,5 т.
Скорость тележки регулируется изменением напряжения в цепи электромоторов
с пульта управления, находящегося в средней части бассейна.
Максимальная скорость тележки — 12,5 м[сек -- достигается на участке
разгона длиной в 85 м при наибольшем ускорении 1,8 м сек'1. Длина, рабочего
участка при установившейся максимальной скорости 40 м. Тормозной участок
имеет длину 60 м. Максимальная величина отрицательного ускорения при тор-
можении 2,6 м[сек2. Скорость тележки ориентировочно определяется по пока-
занию милливольтметра и тарировочной таблице на пульте; более точно величина
скорости определяется по отметкам времени и пройденного пути. Для отметки
пройденного пути служат контакты, установленные вдоль левого рельса с ин-
тервалами в 2 м; время отмечается хронометром с электрическим контактом
через 1 или '/2 сек.
21113
Статический бассейн
В лаборатории имеется небольшой статический бассейн, предназначенный
для проведения разного рода гидростатических испытаний. Длина его —4,5 м,
ширина - 2 м, глубина—1,1 м.
21120 ОБОРУДОВАНИЕ БАССЕЙНА
21121 Динамометр сопротивления
Одним из основных измерительных приборов является динамометр, при
помощи которого измеряется величина гидродинамического сопротивления.
. Динамометр-представляет собой - рычажные весы,
снабженные следящей системой.
Схема работы динамометра изображена на
фиг. 21121. Максимальная нагрузка динамометра
70 кг. Чувствительность 5—8 г. Динамометр изме-
ряет только горизонтальную составляющую силы,
приложенной у нижнего конца рычага.
21122
Тримаппараты
Для измерения углов хода модели применя-
ются тримаппараты, состоящие из двух барабанов,
вращающихся синхронно с барабаном динамометра.
На барабанах тримаппаратов записывается
всплывание носа и кормы с помощью двух
стержней с перьями. Точность измерения угла
диферента —5'.
21123 Прибор для буксировки моделей с заданным
углом хода (ЗУХ)
Испытания с заданным углом хода прово-
дятся с помощью специального прибора, изобра-
женного схематически на фиг. 21123.
Разность усилий в вертикальных лентах вос-
принимается с помощью измерительной пружины,.,
закрепленной в вертикальной части Т-образного рычага, который допускает
небольшое угловое перемещение в пределах 5'. Прогиб пружины измеряется
индикатором. Шкала индикатора градуирована в кг м. Максимальный измеряе-
мый момент + Ю кгм. Точность измерения + 0,1 кгм. . ... .
4
Опытовый бассейн ЦАГИ
21123-21124
Головки для испытания 21124
динамически подобных
моделей
Головки применяют-
ся при испытаниях дина-
мически подобных моде-
лей для буксировки и для
измерения угла диферен-
та и всплывания. При ис-
пытаниях на волне ими
можно измерять гидроди-
намическое сопротивле-
ние. Головка состоит из
трех узлов, работающих
одновременно: показателя
угла диферента, показа-
теля всплывания и дина-
мометра сопротивления.
Принципиальная схема
головки изображена на
фиг. 21124.
Измеритель сопроти-
вления состоит из мессдо-
зы, соединенной с микро-
регистратором.
5
21124—21125
Опытовый бассейн ЦАГИ
Головка допускает вращение модели вокруг оси модели в пределах + 20°.
Максимальный ход чштанги . . . .
Замеряемое сопротивление . . . .
Точность отсчета всплывания .
Точность отсчета угла диферента .
Точность измеряемого сопротивления
200 мм
до 15 кг
+ 1 Мм
+ 16'
+ 100 г
Для малых моделей гидросамолета применяется головка, у которой:
максимальный ход штанги ........ 150 ММ
диапазон углов поворота модели .............. + 15°
точность отсчета всплывания..................+ 1 мм
точность отсчета угла диферента..............+10'
21125 Маятниковая катапульта
Маятниковая катапульта применяется для сбрасывания моделей гидросамо-
летов и сухопутных самолетов и служит приспособлением, при помощи кото-
рого изучается посадка самолета на Воду. Схема маятниковой катапульты и ее
основные размеры приведены на фиг. 21125.
Фиг. 21125
Катапульта представляет собой маятник, который подвешивается к стро-
пилам перекрытия бассейна и может свободно раскачиваться в вертикальной
плоскости. Маятник состоит из качалки и каретки с расцепным механизмом.
На сбрасываемой модели устанавливаются светящиеся лампочки. Скорость модели
в момент прохождения вертикального положения, а также скорость и угол атаки
модели после ее схода с каретки определяются посредством фотоаппарата и кино-
графа, установленных на борту бассейна. Скорость сбрасывания модели без
резиновых амортизаторов до 10 м1сек, с амортизаторами — до 18 м\сек.
Опытовый, бассейн ЦАГИ
21126-2112.10
Вертикальная катапульта 21126
При экспериментальном исследовании явлений удара тел о воду, а также
для изучения явления водяных рикошето.в применяется специальная катапульта,
позволяющая бросать модели с вертикальной составляющей скорости до 20 м)сек.
Катапульта может быть установлена на буксировочной тележке или в стати-
ческом бассейне.
При испытаниях записываются: закон Движения модели по вертикали
с отметкой времени через 0,01 сек и момент касания воды.
Винтовой динамометр
21127
Винтовой динамометр системы Геберса позволяет определить гидродина-
мические характеристики моделей гребных винтов.
Модели винтов могут испытываться в свободной воде, и за корпусом
модели.
Прибор позволяет испытывать модели винтов со следующими данными:
диаметр...............................................до 300 мм,
упорное давление . ................................до 20 кг,
вращающий момент ...............................до 1 кг м,
число оборотов в минуту ...........................до 2 400.
Испытания могут производиться при погружении оси винта до 350 мм и при
наклоне к горизонту в пределах +10’.
Винтовые приборы для самоходных испытаний 21128
Для самоходных испытаний моделей кораблей имеются винтовые приборы
системы Геберса, устанавливающиеся на модели.
Предельные значения измеряемых величин:
упорное давление.................................. до 15 кг,
вращающий момент...................................до 1,2 кг м,
число оборотов в минуту............................до 4 800.
Вес одного прибора равен 32 кг, мощность мотора 2 л. с., вес мотора 30 кг.
Волнообразователь 21129
Для проведения буксировочных испытаний на волне применяется волно-
образователь, при помощи которого можно создавать волны любой длины
в пределах 1,5—4,5 м при максимальном отношении высоты волны к ее длине,
равном Волнообразователь представляет собой установку, состоящую из
фермы, на которой смонтированы электропривод, редуктор, кривошипный меха-
низм и ныряющее тело. Волнообразователь передвигается по рельсам и может
устанавливаться в любом месте бассейна.
Лаборатория располагает необходимым для проведения экспериментов вспо- 2112.10
могательным оборудованием: манометрами, трубками Пито, вертушками, прибо-
ром для измерения сопротивления трения, приспособлениями для протасок
подводных тел, прибором для испытания рулей, перегрузочными приборами,
приборами для измерения переменных давлений, установкой для фотографи-
рования весьма кратковременных явлений и пр.
21200 ИСПЫТАНИЯ, ПРОВОДИМЫЕ в опытовом
БАССЕЙНЕ ЦАГИ
21210 ПЕРЕЧЕНЬ ИСПЫТАНИЙ, ПРОВОДИМЫХ В БАССЕЙНЕ ЦАГИ
21211 В бассейне ЦАГИ могут быть проведены следующие работы:
Определение гидродинамических характеристик лодок и поплавков гидро-
самолётов, катеров, судов, подводных тел.
Определение характеристик устойчивости глиссирования с помощью дина-
мически подобных моделей.
Гидростатические испытания (продольная и поперечная диаграммы Рида,
испытания на непотопляемость и др.).
Исследования распределения давления по моделям судов.
Исследования водяных рикошетов и удара тела о воду.
Испытания посадки на воду динамически подобных моделей гидросамолетов
и сухопутных самолетов с записью закона движения и визуальным наблюдением
характера посадок.
Снятие гидродинамических характеристик моделей гребных винтов и само-
ходные испытания судов.
Испытания выступающих частей моделей судов и катеров с измерением
сил сопротивления.
Исследования специального характера: обтекание крыльев; исследование
движения пластин и профилей; фото- и киносъемка брызгообразования и пр.
21220 ТИПОВЫЕ ПРОГРАММЫ ИСПЫТАНИЙ МОДЕЛЕЙ
В ОПЫТОВОМ БАССЕЙНЕ ЦАГИ
21221 Общие сведения, включаемые в программу и протоколы испытаний
В программе испытаний моделей гидросамолетов и катеров всегда указы-
ваются: ширина модели по редану В, координаты центра тяжести модели: от
редана к носу £ и от НСГ вверх т;, и вес модели G.
В протоколы испытаний записываются все отсчеты по измерительным
шкалам и начальные установочные данные.
Кроме этого, в протоколах записываются все сведения, характеризующие
схему установки и изменяемые параметры измерительных приборов: плечи грузов,
расстояние между перьями на тримаппаратах, данные о пружинах для динамо-
метра сопротивления и т. п.
Фотографирование модели производится во время испытаний по усмотрению
ведущего инженера.
21222 Программа испытаний моделей лодок и поплавков гидросамолетов
1. При У=0 определяются кривые грузового размера х(Д) и ср (Д) и сни-
маются диаграммы Рида.
2. Буксировки за ось, проходящую через центр тяжести при свободном
диференте и всплывании и различных постоянных скоростях. В результате опытов
получаются кривые зависимостей сопротивления W, угла диферента ср и всплы-
вания z в функции от скорости при моменте /И¥ = 0 и заданных нагрузках на
воду Д = Д(1/).
3. Буксировка модели с приложением внешних моментов. Величины этих
моментов подбираются так, чтобы соответствующие углы хода отличались от
углов хода при свободном диференте (71^ = 0) на + 3°, +5°. При этом получают
следующие зависимости:
W = W (?); Л4 = 7И(ф); г = г(<?) при V = const и Д = const.
8
Испытания в опытовом бассейне ЦАГИ 21222—21231
4. Буксировки при постоянных углах диферента. При этом получают:
W'^VT(V); z = z(V)
при ср = const и Л--Л(К).
5. Высоты подъема струй и брызг снимаются на малых скоростях при
постоянных моментах и разных Д.
Расположение дисков винтов по длине и высоте указывается в схеме пре-
парировки и в программе.
Все характерные участки кривых (пики, провалы, разрывы и др.) подтвер-
ждаются не менее как тремя точками и должны быть объяснены. Эксперимен-
тальные точки, полученные при неустойчивых режимах движения, заносятся в
протокол без вычисления величины полного сопротивления модели и без нане-
сения этих точек на диаграмму.
Во время испытаний ведутся наблюдения за поведением модели с отмет-
ками в протоколе об устойчивости и о неустойчивости режима движения и
о характере обтекания носовой и кормовой частей.
Программа испытаний моделей катеров
1. Кривые грузового размера определяются так же, как и у лодок гидро-
самолетов (21222).
2. Буксировочные испытания при различных постоянных скоростях. В ре-
зультате этих испытаний получаются кривые сопротивления W, углов хода ® и
осадки модели по редану z в функции скорости при моменте Мр = 0, заданной
нагрузке на воду и соответствующей центровке.
3. Моментные кривые снимаются в пределах, соответствующих возможным
центровкам.
4. Для различных скоростей при постоянных моментах и разных Д опре-
деляются высоты подъема струй и места их образования у скул и реданов.
Основные испытания проводятся при спокойной воде. Ставятся также спе-
циальные буксировки по взволнованной поверхности воды.
Программа испытаний динамически подобных моделей
21223
21224
Буксировочные испытания динамически подобных моделей на устойчивость
глиссирования производятся с различными скоростями при постоянных значениях
моментов диферента. В результате этих испытаний получаются зоны устойчивости
по углам и моментам; на диаграмме устойчивости наносится линия отрыва второго
редана. В программе испытаний отмечаются значения: нагрузок на воду, массы
и момента инерции относительно поперечной оси буксировки.
В протокол испытаний записываются результаты всех измерений, отмечаются
состояние водной поверхности и устойчивость или неустойчивость движения.
Интервалы скорости и моментов вблизи границ устойчивости выбираются
по усмотрению ведущего инженера.
Все характерные особенности режимов движения, смежных с режимом отде-
ления от воды второго редана, а также все особенности обтекания, изменения
углов ср (IZ) и т. п. должны быть объяснены. Колебания модели, в пограничной
области фиксируются светящимися лампочками на движущуюся фотопленку.
СХЕМЫ БУКСИРОВОК МОДЕЛЕЙ
21230
Схема подвески модели лодки гидросамолета для испытания со свободным 21231
диферентом приведена на фиг. 21231. Модель балансируется относительно попе-
речной оси, проходящей через точку, соответствующую положению центра
тяжести гидросамолета.
Аэродинамическая подъемная сила, соответствующая данной скорости,
воспроизводится с помощью разгрузки. На оси вращения модели устанавли-
2
9
21231-21232
Испытания в опытовом бассейне ЦАГИ
вается стрелка для отсчета угла диферента. На разгрузочный трос крепится
специальная рамка, с помощью которой производится отсчет всплывания. Для
устранения рысканья нос и корма модели крепятся к сбалансированным
качалкам.
1 — центр тяжести модели, 2 — тяговый трос, 3 — рычаг динамометра, / — динамометр сопротивления,
5 — трос отрицательной тяги, 6 — разгрузочный трос, 7 — шкала всплывания, 5—шкала отклонения
троса, 9— показатель угла хода, 1J — моментные тросы, 11 — направляющие качалки, 12— аэродинами-
ческий щит
Фиг. 21231. Схема подвески модели лодки гидросамолета для испытания
со свободным диферентом
21232 Схема подвески модели торпедного катера приведена на фиг.. 21232. Модель
балансируется и подвешивается аналогично модели лодки гидросамолета; углы
хода для моделей катеров обычно записываются на тримаппаратах.
1 - центр тяжести модели, 2 — тяговый трос, 3 — рычаг динамометра, «/—динамометр сопротивления,
о —трос отрицательной тяги, 6— моментные тросы, 7 — регистратор всплывания носа, $•—регистратор
осадки кормы, 9 — трос разгрузки, /0— направляющие качалки, 11 — аэродинамический щит, 12 — пол
» тележки
Фиг. 21232. Схема подвески-модели торпедного катера для буксировки
со свободным диферентом
10
Испытания в опытовом бассейне ЦАГИ
21233
Динамически подобные модели устанавливаются для испытаний впереди
тележки по одной из схем, приведенных на фиг. 21233—I и II. Применяемый
для этих испытаний буксировочный привод допускает для модели две степени
свободы — изменение угла диферента и всплывания. На модели укрепляются ось
21233
/—неподвижная внешняя тру-
ба с головкой, 2— подвижная
штанга с шарниром, 3 — трос,
соединяющий стрелку пока
за,теля угла хода с моделью,
4— сектор со шкалой для
измерения угла хода, <5^-шка-
ла для измерения всплывания,
б—трос разгрузки, 7—ферма
Фиг. 21233 - I. Схема
установки динамически
подобной модели гидро-
самолета на тележке
10 41
1 •— головка с ролика-
ми, 2—подвижная штан-
га, 3-плита с шарни-
ром, сектор, 5— трос,
соединяющий ролик
стрелки с сектором,
6 — труба головки.
7 — направляющие ро-
лики, 8— .подвижная
круглая штанга, 9 ро-
лик стрелки, /<? - раз-
грузочный ролик,
// — трос разгрузки,
/2 — трос управления
Фиг.21233—И. Схе-
ма установки ди-
намически подоб-
ной модели гидро-
самолета на тележ-
ке
на шарикоподшипниках, обеспечивающая свободное вращение относительно попе-
речной оси, и штанга, допускающая перемещение по вертикали.
21300
21310
21311
21312
21313
21314г
21320
21321
21322
21323
12
УСЛОВИЯ ИЗГОТОВЛЕНИЯ МОДЕЛЕЙ.
ДОКУМЕНТАЦИЯ ИСПЫТАНИЙ
РАЗМЕРЫ МОДЕЛЕЙ
Лодки гидросамолетов — стандартная ширина по редану 300 мм.
Поплавки гидросамолетов —стандартная ширина по редану 200 мм.
Модели катеров--стандартная ширина по транцу 300 мм.
Модели судов могут иметь длину до 10 м.
КОНСТРУКЦИЯ И ИЗГОТОВЛЕНИЕ МОДЕЛЕЙ
Модели лодок, поплавков гидросамолетов и катеров изготовляются обычно
из парафина на деревянном каркасе. Должны быть предусмотрены детали крепле-
ния модели к приборам.
На моделях лодок гидросамолетов и катеров наносятся краской ватерлиния
и сетка (фиг, 21322).
Динамически подобные модели представляют собой деревянную конструк-
цию типа изображенной на фиг. 21323. Каркас лодки (или поплавка) выпол-
няется из шпангоутов и стрингеров, днище покрывается фанерой. Каркас крыла
состоит из коробчатого лонжерона, переднего и заднего стрингеров и нервюр;
ои обтягивается перкалем, который затем покрывается эмалитом и нитролаком.
Модели должны иметь необходимый запас прочности.
Модели. Документация испытаний 21323 —21332
В конструкции модели необходимо предусмотреть возможность простого
и надежного изменения угла установки руля высоты.
Фиг. 21323
МАТЕРИАЛЫ, ПРЕДСТАВЛЯЕМЫЕ ДЛЯ ИЗГОТОВЛЕНИЯ
МОДЕЛИ
21330
Для изготовления модели гидросамолета опытовому бассейну должны быть 21331
представлены следующие основные материалы:
Чертеж общего вида в трех проекциях.
На чертеже должны быть указаны все основные размеры, положение контрольных сечений
на крыле и оперении, углы установки крыла и стабилизатора, положение центра тяжести и вес
гидросамолета.
Таблица плазовых координат лодки.
Теоретический чертеж лодки.
Таблица основных геометрических данных:
5 площадь крыла,
/ — размах крыла,
X — удлинение крыла,
профиль крыла у корня (толщина и название),
профиль крыла на конце (толщина и название),
Lr. о — расстояние от центра тяжести гидросамолета до шарниров рулей
высоты,
5Г. о — площадь горизонтального оперения,
5В — площадь рулей высоты.
Таблица плазовых координат или чертежи профилей нервюр горизонтального
и вертикального оперений.
Для изготовления модели торпедного катера опытовому бассейну должны 21332
быть представлены следующие материалы:
Чертеж общего вида торпедного катера в трех проекциях со всеми основ-
ными размерами, с указанием положения центра тяжести и веса катера.
Таблица плазовых координат и теоретический чертеж катера.
13
21340-21351
Модели. Документация испытаний
21340 СОСТАВЛЕНИЕ РАБОЧЕЙ ПРОГРАММЫ
21341 Рабочая программа испытаний -модели составляется выделенным лабора-
торией ведущим инженером совместно с представителем заказчика.
Рабочая программа утверждается начальником опытового бассейна.
21342 Изменения и дополнения рабочей программы, необходимость в которых
может возникнуть по ходу работы, устанавливается ведущим инженером сов-
местно с заказчиком и утверждается начальником лаборатории.
21350 ОФОРМЛЕНИЕ МАТЕРИАЛОВ ИСПЫТАНИЙ
21351 По окончании испытаний опытовый бассейн выдает заказчику материалы
испытаний вместе с объяснительной запиской, содержащей анализ полученных
результатов.
СОДЕРЖАНИЕ
Стр. №
Описание опытового бассейна ЦАГИ........................................... 3 21100
Испытания, проводимые в опытовом бассейне ЦАГИ.............................. 8 21200
Условия изготовления моделей. Документация испытаний....................... 12 21300
Для служебного пользования
Экз. № с,:зз
<5JATHz>
РУКОВОДСТВО
для
КОНСТРУКТОРОВ
Том I
ГИДРОСТАТИЧЕСКИЙ
РАСЧЕТ
— 22000 —
ИЗДАНИЕ 2
ИЗДАТЕЛЬСТВО
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НКАП
1943
Составил:
А. Н. ВЛАДИМИРОВ, инженер
Редактор части 2
Л. И. СЕДОВ, доктор физико-математических наук
Редактор Руководства для конструкторов
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
I
Отв. редактор А. А. Горяйнов
Объем 21/4 печ. л., 42 880 зн. в печ. л.
Подписано к печати 6,1V 1943 г.
Учетно-авторских листов 2,5
ЦВЦ РККА № 4820
Тип. изд-ва БНТ НКАП
Зак. № 137
ГИДРОСТАТИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ЛОДОЧНОГО 22100
И ОДНОПОПЛАВКОВОГО ГИДРОСАМОЛЕТА С ПОДКРЫЛЬНЫМИ
ПОПЛАВКАМИ
МАСШТАБ БОНЖАНА 22110
Масштаб Бонжана служит для вычисления водоизмещения и положения центра величины
лодкн при изменениях осадки н угла диферента.
Для построения масштаба Бонжана теоретический чертеж корпуса (бок) 22111
разделяется поперечными плоскостями, перпендикулярными нижней строительной
горизонтали (НСГ), на ряд отсеков (20 — 25) и проводится 8 —10 ватерлиний,
параллельных НСГ. Для каждого отсека вычисляются объемы, .отсекаемые
плоскостями различных ватерлиний. Величины водоизмещений в некотором
масштабе откладываются в точках пересечения средних поперечных сечений
отсеков с соответствующими ватерлиниями в направлении НСГ; полученные
точки соединяются плавными кривыми. Боковая проекция корпуса с этими
кривыми называется масштабом Бонжана (фиг. 22111).
Фиг. 22111
Для определения с помощью масштаба Бонжана водоизмещения корпуса, 22112
отсекаемого плоскостью произвольной ватерлинии, нужно сложить водоизмеще-
ния, которые соответствуют точкам пересечения плоскости заданной ватерлинии
со средними сечениями отдельных отсеков.
При всех вычислениях, связанных с использованием масштаба Бонжана, 22113
вода принимается пресной и вес единицы объема ее равным 1000 кг'мл.
ГРУЗОВОЙ РАЗМЕР 22120
Грузовой размер есть кривая водоизмещения D корпуса лодки в зависимости от осадки Н
при постоянном угле диферента или при постоянной центровке.
Основная кривая грузового размера вычисляется при угле диферента ср — 0. 22121
Осадка измеряется по вертикали от киля на первом редане.
Водоизмещение подкрыльных поплавков при вычислении грузового размера 22122
можно не учитывать.
КООРДИНАТЫ ЦЕНТРА ВЕЛИЧИНЫ 22130
Знание положения центра величины (ц. в.), т. е. центра тяжести подводного объема корпуса
лодки, необходимо для вычисления гидростатических восстанавливающих моментов.
Координата ;0, дающая положение ц. в. по длине (в направлении НСГ), 22131
для заданной ватерлинии вычисляется с помощью масштаба Бонжана по формуле:
ЕДЛ4
’о D
Здесь D0 = G— подводное водоизмещение корпуса, ДАТ—'момент от под-
водного водоизмещения отсека относительно поперечной плоскости, проходящей
через редан. Плечо момента измеряется от средней поперечной плоскости
отсека и считается положительным, если откладывается вперед от редана.
Суммируются моменты от всех погруженных в воду отсеков.
3
22131—22151
Расчет лодочного гидросамолета
Координата ?0 считается положительной, если ц. в. находится впереди
поперечной плоскости, проходящей через первый редан.
22132 Координата т]0, дающая положение ц. в. по высоте, по перпендикуляру
к НСГ, всегда положительна.
1 В практически важном диапазоне углов диферента координату Vj0 можно
считать постоянной нравной соответствующему значению при нулевом диференте.
Величина т)0 вычисляется путем планиметрирования кривой грузового размера,
построенного при ф = 0, по формуле
л»
J HdD.
О
22141
22142
22143
22144
22140 ПРОДОЛЬНАЯ ДИАГРАММА РИДА ГИДРОСАМОЛЕТА
Продольная диаграмма Рида есть кривая продольных гидростатических восстанавливающих
моментов относительно ц. т. гидросамолета в зависимости от углов днферента <р (фиг. 22110).
Положительными считаются моменты на корму, т. е. иа кабрирование.
Вычисление продольной диаграммы Рида производится при крене, равном
нулю; подкрыльные поплавки не учитываются.
Расчет производится для двух значений полетного веса: для нормального
Онорм и предельного ОПред, при соответствующих этим весам координатах
центра тяжести $ и ?].
Значения углов диферента у берутся через 2° в обе стороны от нуля. Для
лодочного гидросамолета нужно дойти до значений <р, при которых водопро-
ницаемые части корпуса начнут входить в ~
самолета нужно дойти до значений ф, при
Гидростатические восстанавливающие
воду. Для однопоплавкового гидро-
dMv п
которых —= 0.
моменты вычисляются по формуле:
Аф- = G [(v) — т]0) ? — $0)].
Здесь с? — угол диферента в радианах, £ и т] — координаты ц. т., £0 и т]0
координаты ц. в.
22150 ПОПЕРЕЧНАЯ ДИАГРАММА РИДА ИЗОЛИРОВАННОЙ ЛОДКИ
Знание гидростатических моментов, действующих на изолированную лодку (без подкрыльных
поплавков) при -поперечном наклонении, необходимо для подбора подкрыльных поплавков и для
построения поперечной диаграммы Рида всего гидросамолета.
22151 Вычисления производятся для постоянного угла диферента ф = ф0, значение
которого берется из продольной диаграммы Рида при Лф —0.
4
Расчет лодочного гидросамолета
22152—22163
Величины гидростатических моментов вычисляются по метацентрической 22152
формуле остойчивости, в которой метацентрическая высота считается постоянной
и равной начальной:
ЛГТЛ = [увод/ — О] — т)0) G] у.
Здесь 1 — момент инерции площади грузовой ватерлинии относительно
продольной оси симметрии при т = 0; у—угол крена в радианах, Твод—вес
единицы объема воды, т; и т10— ординаты ц. т. и ц. в.
Расчет производится для двух значений полетного веса:, для нормального 22153
Оиорм и предельного О11ред. При этом пренебрегается изменением величин и I,
происходящим от изменения полетного веса, и для обоих значений полетного
веса берутся значения <р0 и /, соответствующие GHopM.
ВЫБОР ОБЪЕМА И ПОЛОЖЕНИЯ ПОДКРЫЛЬНЫХ ПОПЛАВКОВ 22160
Подкрыльные поплавки подбираются по нормам поперечной остойчивости. 22161
Правильность подбора проверяется расчетом безопасности для гидросамолета
заданной скорости бокового ветра.
Для первых прикидок можно пользоваться формулой, предложенной Дилем: 22162
дЬ — с (?) t]q) С7НОрм "|'кр.
Здесь 2,5 с 3,5;
d — полное водоизмещение одного поплавка [кг],
b — полу разнос поплавков [ж],
т; и т]0 -- ординаты ц. т. и ц. в. [лг],
О „ори — нормальный полетный вес [кг],
ТкР — критический угол крена, при котором подкрыльный попла-
вок полностью погружается в воду (в радианах).
ПРИМЕЧАНИЕ. При установке подкрыльных поплавков нужно иметь в виду, что
наилучшей поперечной остойчивостью при одинаковых значениях максимального восстана-
вливающего момента обладает гидросамолет с наименьшим углом 7кр.
Для более точного определения потребного объема поплавков следует 22163
пользоваться формулой, предложенной Владимировым:
М7гаах = с (0,17 + 0,19 7 кр) Тв;/з G„ 7з„ SI + Мр ;
Здесь 0,3 < с 0,45 ;
ТИ7max — максимальный восстанавливающий момент [кгм],
Ткр — критический угол крена (в радианах),
Чвозд — вес единицы объема воздуха [кг/м3]; 7В^~1,16 кг/м3,
Снорм — нормальный полетный вес гидросамолета [кг],
/—размах крыльев [лг],
5 — несущая площадь крыльев [м2],
Мр — реактивный, кренящий момент от винтов [кгм].
Значения с от 0,38 до 0,45 берутся для гидросамолетов дальнего действия
с повышенной мореходностью, а также в случаях, когда удельная нагрузка на
крыло превышает 120 кг/м2.
Потребное водоизмещение d подкрыльного поплавка определяется по фор-
муле:
Здесь Му л — восстанавливающий момент изолированной лодки для кри-
тического угла крена [кг м],
И — осадка лодки [л/].
5
2216Я—22171
Расчет лодочного гидросамолета
На фиг. 22163—I и II приведены значения максимальных поперечных вое
в эксплоатации хорошую поперечную остойчивость. Из приведенных гидроса-
молетов семь являются летающими лодками с подкрыльными поплавками и
один - однопоплавковый с подкрыльными поплавками ((7 = 2,25 т; SI — 350 м3).
22170 ПОПЕРЕЧНАЯ ДИАГРАММА РИДА ГИДРОСАМОЛЕТА
Поперечная диаграмма Рида гидросамолета — это кривая, дающая зависимость поперечных
восстанавливающих моментов Л'1., от углов крена -f (фиг. 22170).
Фиг. 22170
22171 Вычисление поперечной диаграммы Рида производится при постоянном угле
диферента = получающемся из продольной диаграммы Рида при М,=0.
6
Расчет лодочного гидросамолета
22172 22175
Грузовой размер подкрыльного поплавка вычисляется для прямого поло- 22172
жения поплавка (без крена) и для угла диферента, равного углу ф0 плюс угол
заклинения поплавка. Осадка поплавка измеряется по вертикали от киля на
редане или в миделевом сечении. Подводное водоизмещение поплавка в наклонном
положении (с креном) считается равным водоизмещению поплавка в прямом поло-
жении при той же осадке. Центр величины поплавка при любой осадке считается
находящимся посредине высоты поплавка в реданном или в миделевом сечении.
Вычисление поперечных восстанавливающих моментов, действующих на 22173
гидросамолет при различных углах крена 7, производится при помощи схемы,
показанной на фиг. 22173. На этой схеме R есть расстояние между осями,
проходящими через ц. т. самолета и через середину высоты поплавка, параллель-
но НСГ.
Ватерлинии, соответствующие различным углам крена, проводятся через
точку О (см. фиг. 22173), через которую проходит ватерлиния при 4 = 0. (Осадка
лодки при у —0 для рассматриваемого полетного веса определяется по гру-
зовому размеру лодки без учета водоизмещения подкрыльных поплавков).
Величина угла 7 меняется через 2°, начиная от 7 = 0 и до -[пред— угла крена, при
котором крыло начинает входить в воду. Для каждой ватерлинии находится
подводное водоизмещение погружающегося поплавка (по его осадке /ф) и
подводное водоизмещение d2 всплывающего поплавка (по его осадке Н2). По-
перечный восстанавливающий момент гидросамолета вычисляется по формуле:
Аф = d,R sin (а — 7) — d2R sin (а -ф- 7) -ф ТИу л.
Расчет производится для двух значений полетного веса: для ОНоРи и Опред. 22174
При этом пренебрегается изменением величины ®0, происходящим от изме-
нения полетного веса, и для обоих значений полетного веса берется значение <р0,
соответствующее Gll0pM.
Влияние жидкого груза на поперечную остойчивость 22175
Жидкий груз, имеющий свободную поверхность (например, неполный
резервуар с горючим), уменьшает поперечную остойчивость гидросамолета.
Для учета влияния жидких грузов на остойчивость, сначала для данного
общего веса, вычисляется поперечная диаграмма Рида гидросамолета обычным
способом.
Полученные значения восстанавливающих моментов уменьшаются на вели-
чину ДТП; , которая вычисляется по следующей приближенной формуле:
ДЛф — -foxi,
где 7 — угол крена в радианах,
7>к — вес единицы объема жидкости,
i — момент инерции площади-свободной поверхности жидкости в резер-
вуаре (при угле крена 7 = 0) относительно продольной оси, проходящей
через ц. т. этой площади.
Суммирование производится для всех резервуаров, в которых жидкость
имеет свободную поверхность. Резервуар, имеющий продольные переборки с
малыми отверстиями, можно рассматривать, как состоящий из нескольких резер-
вуаров.
7
22176—22181
Расчет лодочного гидросамолета
22176
Поверка поперечной остойчивости гидросамолета на случай потери
подкрыльных поплавков
Поперечная остойчивость гидросамолета в случае потери подкрыльных поплавков обеспе-
чивается водонепроницаемыми отсеками в крыльях.
Для поверки остойчивости на случай потери подкрыльных поплавков
строится поперечная диаграмма Рида изолированной лодйи с учетом водоизме-
щения крыльевых отсеков. Если объем
крыльевых отсеков и длина их по-раз-
маху достаточны, то кривая восстана-
вливающих моментов Му = Мг (-J при
некотором угле ъ>ТпРед пересечет ось
углов 7 (фиг. 22176—I). Это будет по-
казывать, что гидросамолет после по-
тери подкрыльных поплавков не опро-
кинется, а сохранит равновесие и будет
плавать при угле крена ур Вычисление
поперечных восстанавливающих момен-
тов, действующих на гидросамолет при
различных углах крена, производится при помощи схемы, показанной на
фиг. 22176—11. Через точку О поперечного сечения лодки, через которую про-
ходит ватерлиния при угле крена 7 = 0, проводятся 3—4 ватерлинии, соответ-
ствующие различным углам крена. Восстанавливающий момент, действующий
на гидросамолет, равен произведению из водоизмещения водонепроницаемой
части крыла, отсекаемой ватерлинией, на плечо г, измеряемое прямо на чер-
теже, плюс момент Му., от изолированной лодки.
Диаграмма Рида строится для двух значений полетного веса: GHopM и
б^пред •
22180
22181
РАСЧЕТ ПРЕДЕЛЬНОЙ СКОРОСТИ БОКОВОГО ВЕТРА
Расчет предельной скорости бокового ветра производится для случая
плавания гидросамолета с работающими моторами, когда действует кренящий
реактивный момент от винтов (фиг. 22181).
Фиг. 221'81
Рассматривается плавание гидросамолета на подветренном склоне волны с
отношением высоты волны к длине в 1/16 (угол максимального наклона волны
8
Расчет лодочного гидросамолета
22181—22182
а—11°18'); продольная ось гидросамолета направлена вдоль фронта волны;
скорость ветра имеет горизонтальное направление и возникает порывом.
Предельная скорость ветра определяется из условия равенства нулю суммы 22182
восстанавливающих и кренящих моментов и равенства нулю суммы работ вос-
станавливающих и кренящих моментов.
Принимается, что коэфициент тх кренящего момента относительно нижней
точки киля от сил давления бокового ветра, при одинаковых углах крена, один
и тот же для гидросамолетов различных схем и размеров и выражается формулой:
т.х =- (0,094 -ф- 0,38 у).
Порядок расчета следующий:
1. Строится поперечная диаграмма Рида гидросамолета при плавании на
спокойной воде с работающими моторами. Для этого берется обычная попе-
речная диаграмма Рида и восстанавливающие моменты для всех углов крена
уменьшаются на постоянную величину реактивного момента винтов Мр , кото-
рый вычисляется по формуле:
- п
где л — число оборотов винта [об! мин],
N— мощность моторов [л. с.].
ПРИМЕЧАНИЕ. В случае многомоторного гидросамолета с моторами, расположенными
симметрично и имеющими разное направление вращения валов, Мр = 0.
2. Для разных значений у вычисляется величина 2?, представляющая
собой работу восстанавливающих моментов при накренении гидросамолета от
начального угла крена у0 до угла у:
Угол у берется в радианах. Зависимость 2у (у) строится в виде кривой.
3. Для первого приближения предельная скорость бокового ветра вычис-
ляется по формуле:
V — 1 /________________а1кР-_—______
К пред— I/
Г (Тир - у о) [0,17 + 0,19 (у кр +т„)]SI
полученной из условия, что угол максимального крена гидросамолета дости-
гает укр — угла, при котором подкрыльный поплавок полностью погружается
в воду. В этой формуле 5--площадь крыльев, Z—размах, рВОзд - плотность
воздуха, углы крена берутся в радианах.
Скорость ветра, вычисля-
емая по этой формуле, меньше
предельной скорости ветра,
вычисляемой уточненным спо-
собом, на 5—1О°/0.
4. Для более точного вы-
числения предельной скорости
ветра рассматриваются накло-
нения гидросамолета до углов
крена, бблыпих укр.
Величина Мх кренящего
момента от ветра строится для
3—4 значений скорости вет-
ра V на диаграмме Рида (см.
фиг. 22182—I) в зависимости
от у по формуле:
Мх = (0,17 + 0,38у> ,SIV\
2
9
2218222192
Расчёт лодочного гидросамолета
Далее, с помощью фиг. 22182—I из условия Мх--М^ строятся скорости
ветра в зависимости от ;\>7кР (фиг. 22182—11).
Для нескольких пар соответствующих значений V и у, определяемых по
фиг. 22182—II, вычисляется величина Qx, представляющая собой работу кре-
нящих моментов при накренении гидросамолета от начального угла крена т0
до угла 7:
Rv = (Y —Те) [0,17 + 0,19(т + Ъ)] SIV2.
22183
22190
22191
22192
Зависимости (7) и 2л(7) строятся в виде кривых на общем графике
(фиг. 22182—III). Точка пересечения этих кривых дает значение угла крена -[дин
(максимальный безопасный угол крена гидросамолета, находящегося под боко-
вым ветром). Соответствующая предельная скорость ветра Упред находится по
кривой фиг. 22182—11 для 7=-[дии. Если окажется, что угол -[дин > ТпРеД (тпРеД —
угол крена, при котором конец крыла начинает входить в воду), то величина
1Л1Ред определяется по формуле первого приближения, в которой вместо 7кр
подставляется 7пРед.
Предельная скорость бокового ветра находится для двух значений полет-
ного веса: С/ноРм и С^пРеД.
РАСЧЕТ КЛЕВКА ГИДРОСАМОЛЕТА ПРИ ТРОГАНИИ С МЕСТА
Расчет клевка состоит в нахождении величины ®min, по которой уже мож-
но судить о продольной остойчивости гидросамолета в момент клевка.
Порядок расчета следующий:
1. Определяется момент силы тяги винтов относительно центра тяжести
гидросамолета.
2. По продольной диаграмме Рида гидросамолета находится угол плавания <сй
при отсутствии тяги и угол плавания при статическом действии момента тяги.
3. На основании результатов буксировочных испытаний модели гидросамо-
лета при различных постоянных скоростях (от 0 до Укр) и при внешнем моменте
относительно ц. т., равном нулю, строится кривая ® — ?(У) и на кривой отме-
чается минимальное значение угла диферента <р2.
4. Минимальное значение угла диферента гидросамолета при движении
после трогания с места вычисляется по формуле:
9 min — 2 (~|- 99) 3 90-
Условие безопасности гидросамолета при трогании его с места от зарыва-
ния носовой части состоит в том, что угол <pmin должен быть равен или больше
угла <ркр продольной диаграммы Рида.
ГИДРОСТАТИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ДВУХПОПЛАВКОВОГО 22200
ГИДРОСАМОЛЕТА
ВЫБОР ВОДОИЗМЕЩЕНИЯ И РАЗНОСА ПОПЛАВКОВ 22210
Полное весовое водоизмещение каждого поплавка должно составлять 22211
100 —105° 0 нормального полетного веса гидросамолета.
Необходимая величина максимального поперечного восстанавливающего 22212
момента Mpnax определяется по формуле Владимирова (22163), причем для рас-
чета во всех случаях принимается укр —12° независимо от его действительной
величины, которая может определиться только после выбора разноса поплавков.
Необходимый (минимальный) разнос поплавков находится по формуле: 22213
26=+4+]/(-<?—4/+2В’‘;
где В —ширина поплавка на редане, — ордината ц. т.
МАСШТАБ БОНЖАНА, ГРУЗОВОЙ РАЗМЕР, КООРДИНАТЫ Ц. В. 22220
И ПРОДОЛЬНАЯ ДИАГРАММА РИДА
Масштаб Бонжана поплавка строится и используется таким же образом, 22221
как и масштаб Бонжана корпуса лодки (22110).
Основная кривая грузового размера вычисляется для ?--(). Осадка изме- 22222
ряется по вертикали от киля на редане.
Вычисление координат ц. в. поплавка при заданной ватерлинии не отли- 22223
чается от способа вычисления их для корпуса лодки (22130). В практически
важном диапазоне углов диферента координату т]0 можно считать постоянной
и равной соответствующему значению при нулевом диференте.
Вычисление продольной диаграммы Рида гидросамолета (22140) произво- 22224
дится при крене, равном нулю, для двух значений полетного веса: GHOpM и Опред.
Значения углов диферента берутся через 2° в обе стороны от нуля до значе-
dMs _
пии, при которых —-^-=0.
ПОПЕРЕЧНАЯ ДИАГРАММА РИДА И РАСЧЕТ ПРЕДЕЛЬНОЙ 22230
СКОРОСТИ БОКОВОГО ВЕТРА
Вычисление поперечной диаграммы Рида гидросамолета производится при 22231
постоянном угле диферента ? —®0, получающемся из продольной диаграммы
Рида при AL--0. Грузовой размер поплавка вычисляется при ?0 Для его
прямого положения (без крена). Подводное водоизмещение поплавка в наклон-
ном положении (с креном) принимается равным водоизмещению поплавка в
прямом положении при той же осадке.
Центр величины поплавка при любой осадке считается находящимся по-
средине высоты поплавка в реданпом сечении.
Порядок вычисления восстанавливающих моментов следующий: 22232
Задается несколько значений осадки погружающегося поплавка, начи-
ная от Яо (осадка при крене т = 0), примерно через 0,1 высоты поплавка. Для
каждого значения осадки Н1 по кривой грузового размера находится соответ-
ствующее водоизмещение Dx. Водоизмещение Z)2 всплывающего поплавка по-
лучается равным £)2 = G — Dv Осадка /£ находится по кривой грузового раз-
мера поплавка.
11
22232—22241
Расчет двухпоплавкового гидросамолета
Угол крена гидросамолета при осадках поплавков и Н2 вычисляется
по формуле:
Восстанавливающий момент вычисляется по формуле:
Aff = R [Оj sin (а — 7) — О2 sin (а -|- 7)],
причем R—расстояние между осями, проходящими через ц. т. гидросамолета
и через середину высоты поплавка в реданном сечении параллельно НСГ,
a = arcsin(см. 22173).
К
22233 Расчет производится для двух значений полетного веса: Онорм и Опред. При
этом пренебрегается изменением величины <?0, происходящим от изменения
полетного веса, и для обоих значений полетного веса берутся значения %,
соответствующие Онорм.
22234 Расчет предельной скорости бокового ветра производится так же, как и
для лодочного гидросамолета (22180).
22240 РАСЧЕТ КЛЕВКА ДВУХПОПЛАВКОВОГО ГИДРОСАМОЛЕТА
ПРИ ТРОГАНИИ С МЕСТА
Двухпоплавковый гидросамолет не имеет такого большого запаса продольной остойчивости,
какую имеет лодочный гидросамолет, и поэтому для двухпотмавкового гидросамолета клевок
более опасен.
22241 Расчет клевка производится так же, как и для лодочного гидросамо-
лета (22190).
РАСЧЕТ НЕПОТОПЛЯЕМОСТИ ГИДРОСАМОЛЕТА
Непотопляемость гидросамолета при местном повреждении корпуса лодки
или поплавка обеспечивается разделением корпуса на ряд водонепроницаемых
отсеков поперечными водонепроницаемыми переборками.
Рациональным размещением переборок будет такое, при котором требуе-
мая степень обеспечения непотопляемости гидросамолета достигается установ-
кой минимального числа переборок.
ТРЕБОВАНИЯ НЕПОТОПЛЯЕМОСТИ ГИДРОСАМОЛЕТОВ
Гидросамолеты ближнего действия должны иметь в лодке (поплавке) сис-
тему поперечных водонепроницаемых переборок, обеспечивающих гидросамоле-
ту пловучесть и достаточную продольную остойчивость при затоплении одного
любого отсека.
Гидросамолеты дальнего действия должны иметь в лодке (поплавке) сис-
тему поперечных водонепроницаемых переборок, обеспечивающих гидросамо-
лету^ пловучесть и достаточную продольную остойчивость при затоплении любой
пары смежных отсеков.
В каждом подкрыльном поплавке гидросамолета должны быть водонепро-
ницаемые переборки, установленные так, чтобы при затоплений в подкрыльном
поплавке одного любого отсека крыло не входило в воду.
В концевых частях крыльев гидросамолета должны быть устроены водо-
. непроницаемые отсеки, а в случае невозможности этого — другие средства для
того, чтобы гидросамолет не опрокидывался при потере одного или обоих
подкрыльных поплавков. Восстанавливающий момент от погружения в воду
части крыла с водонепроницаемым отсеком или с другим устройством должен
по крайней мере уравновешивать момент изолированной лодки на соответствую-
щем угле крена. Особенно важно выполнение этого условия при убирающихся
подкрыльных поплавках,
В каждом водонепроницаемом отсеке, где могут находиться люди, следует
делать аварийные люки для выхода людей через палубу.
22300
22301
РАЗМЕЩЕНИЕ ПЕРЕБОРОК В КОРПУСЕ ЛОДКИ
Для рационального разме-
щения переборок необходимо
построить диаграмму перебо-
рок (фиг. 22321).
Каждая точка кривой пе-
реборок определяет собой по-
ложение и длину отсека, при
затоплении которого по дей-
ствующую ватерлинию гидро-
самолет будет иметь продоль-
ную диаграмму Рида с задан-
ными величинами ТИ¥тах- При
этом в случае наклонения ги-
дросамолета на нос или на кор-
му до критического угла дифе-
рента грузовая ватерлиния обя-
зательно пройдет ниже неко-
торой линии на корпусе~лодки,
намечаемой заранее.
22310
22311
22312
22313
22314
22315
22320
22321
13
22322
Расчет непотопляемости
22322 Построение диаграммы переборок
Для расчета необходимо иметь боковой чертеж корпуса лодки с масшта-
бом Бонжана. Подкрыльные поплавки не учитываются. Расчет производится
при крене 7 — 0 для полетного веса ОНоРм , которому соответствует подводное
весовое водоизмещение лодки Do. В расчетном случае предполагается, что
отсек свободно сообщается с забортной водой.
На боковом виде лодки проводится так называемая „раздельная прямая"
АВ (фиг. 22322 — I), до которой должна доходить высота водонепроницаемых
переборок.
Фиг. 22322 -I
При проведении раздельной прямой необходимо выполнение двух условий:
часть корпуса лодки, находящаяся ниже раздельной прямой, должна
быть водонепроницаема;
водоизмещение части корпуса под раздельной прямой должно быть
больше Dq — С?норм •
Чем ниже проводится раздельная прямая, тем большее число переборок
потребуется для обеспечения непотопляемости гидросамолета.
При затоплении любого отсека и при внешнем моменте, равном нулю,
точки А и В будут находиться выше действующей ватерлинии.
При затоплении любого отсека и при одновременном действии заданного
внешнего продольного момента одна из точек А и В будет находиться на дей-
ствующей ватерлинии, а другая выше.
Через точку А (а также через точку В) вниз от раздельной прямой про-
водится несколько ватерли-
ний с интервалом между ни-
ми примерно в 1°—1°,5. Во-
доизмещение корпуса под
самой крайней ватерлинией
должно быть примерно рав-
но, по не меньше Do.
Для каждой ватерли-
нии, в том числе для раз-
дельной прямой, отмечают-
ся: диферент <р, водоизмеще-
ние и момент M-f от во-
доизмещения относительно
ц. т. гидросамолета. Вели-
чины <р и M<f строятся в за-
висимости от /Л . Эти кри-
вые показаны на фиг.
22322 — II, причем угол ди-
ферента и водоизмещение,
соответствующие раздель-
ной прямой, обозначены че-
рез ^разд И Орази •
Назначается величина запаса продольной остойчивости, которую должен
иметь гидросамолет при затоплении любого отсека. Величина запаса МА при
наклоне на нос (ТИ.а > 0) и величина запаса Мв при наклоне на корму (Мв < 0)
должны составлять доли от максимальных восстанавливающих моментов про-
дольной диаграммы Рида для неповрежденного гидросамолета.
14
Расчет непотопляемости
22322
При посредстве кривых фиг. 22322 — II отыскивается водоизмещение А?прел ,
при котором разность между величинами моментов М? для двух ватерлиний,
проходящих через точки А и В, равна Ма— Мв. Эти две ватерлинии являются
предельными, т. е. самыми высокими из всех ватерлиний, получающихся при
затоплении различных отсеков и при одновременном действии заданного внеш-
него момента.
л
Для нескольких значений D, (для 5 — 6), в интервале от Do до Dnpe;i,
вычисляется следующая таб-
лица (табл. 22322):
Без учета бенз, баков
Сучетом бенз баков
Таблица 22322
s
в 3
ч
о >.
9
^M,Ai
М).
ьм,
l' <Р
бенз бани |
ВЛ<р
Фиг. 22322 III
&D,fk
Щвь
L<fk
s
S
S
т 3
Величина ALL = D- Do—внутреннее водоизмещение отсека (количество
. , &M,f
воды в отсеке), Lf — плечо момента этого водоизмещения относительно
ц. т. гидросамолета, = М9 — МА и ЬМ?В = М, — Мв .
Для определения поло-
жения двух переборок, огра-
ничивающих отсек, строится
интегральная кривая строевой
по шпангоутам для соответст-
вующей ватерлинии (?). При
этом учитываются крупные во-
донепроницаемые объемы, на-
ходящиеся внутри лодки, на-
пример, бензиновые баки (см.
фиг. 22322-III).
Определение положения
переборок при помощи инте-
гральной кривой по данным в
таблице величинам AZZ и
производится, как показано на
фиг. 22322—IV. Затем строится
диаграмма переборок.
Для получения начальной
и конечной точек диаграммы
Фиг. 22322—IV переборок нет надобности точ-
но подбирать наклон ватер-
линий для того, чтобы соответствующие им отсеки оказались как раз в концах
корпуса лодки. Достаточно продолжить кривую переборок экстраполированием,
воспользовавшись тем, что ордината концевой точки равна длине отсека.
15
22322—22324
Расчет непотопляемости
Диаграмма переборок корпуса лодки может быть построена также на
основании результатов испытаний модели на непотопляемость (см. 22330).
22323
Рациональное размещение переборок в корпусе лодки
Для рационального размещения поперечных водонепроницаемых переборок
помощью диаграммы переборок нужно задать положение одной из переборок,
абсцисса которой пусть будет
с
Ь
л0 (фиг. 22323).
От точки х0 при помощи
прямоугольного треугольника
с отношением катетов 1 :2
проводится в обе стороны ло-
маная, опирающаяся на ось
абсцисс и на кривую переборок.
Точки ломаной, лежащие на
оси, дают искомое положение
переборок.
Крайние отсеки могут
оказаться меньшей длины, не-
жели это требуется по диа-
грамме переборок, что пойдет
в запас остойчивости гидро
самолета при затоплении этих
отсеков.
Получившаяся система отсеков обеспечивает непотопляемость гидросамо-
лета при затоплении одного любого отсека.
Для того, чтобы обеспечить непотопляемость гидросамолета при затопле-
нии двух любых смежных отсеков, необходимо разместить в корпусе вторую
систему переборок. Положение одной переборки второй системы задается в
любом месте, а остальные размещаются при помощи той же диаграммы пере-
борок таким же способом, как и первая система.
22324
Размещение переборок в корпусе лодки с учетом конструктивных
требований
Обычно размещение переборок в корпусе лодки строго по диаграмме
переборок невозможно из-за конструктивных требований, определяющих поло-
жение отдельных переборок.
В этом случае переборки размещаются вначале на основе конструктивных
требований; затем при помощи диаграммы переборок устанавливается, в какой
степени заданная система отсеков обеспечивает непотопляемость гидросамолета.
Для оценки пригодности
заданной системы отсеков
нужно иметь на общем графике
две кривые переборок: одну
для заданного и другую для
нулевого запаса остойчивости
(фиг. 22324) (нулевой запас
остойчивости при затоплении
отсека означает, что гидроса-
молет может плавать, не опро-
кидываясь, только на спокой-
ной воде и при отсутствии
внешних моментов).
Отсеки, на которые кор-
пус лодки разбит заданной
системой переборок, изобра-
жаются точками на диаграмме
переборок. Абсцисса точки
есть расстояние середины дли-
ны отсека от форштевня,
16
Расчет непотопляемости
22324-22332
ордината —длина отсека. Пара смежных отсеков изображается точкой, как один
отсек, длина которого равна сумме длин обоих отсеков.
Если точка, изображающая отсек, находится ниже кривой переборок, то
при затоплении этого отсека гидросамолет будет иметь запас продольной остой-
чивости с избытком. Если точка находится выше кривой, то запас остойчивос-
ти будет меньше заданного для кривой переборок.
Из рассмотрения фиг. 22324 видно, что при взятом расположении переборок в случае затоп-
ления одного любого отсека непотопляемость гидросамолета обеспечена с избытком и целесооб-
разно сократить число переборок, в случае же затопления любых двух смежных отсеков непото-
пляемость гидросамолета не обеспечена, так как при затоплении отсеков 0 — 2, 1—3 и 3 — 5
гидросамолет опрокинется даже при плавании на спокойной воде, т. е. без приложения внешних
моментов. Поэтому, если необходимо обеспечить непотопляемость гидросамолета при затоплении
любых двух смежных отсеков, систему переборок нужно изменить так, чтобы все точки, изобра-
жающие пары отсеков, расположились по крайней мере ниже кривой переборок для нулевого
запаса остойчивости.
РАСЧЕТ НЕПОТОПЛЯЕМОСТИ ДВУХПОПЛАВКОВОГО
ГИДРОСАМОЛЕТА
Построение диаграммы переборок
22330
22331
Диаграмма переборок для поплавка строится на основании результатов
специальных гидростатических испытаний модели.
ПРИМЕЧАНИЕ. Для этих испытаний пригодна обыкновенная модель, применяемая
для буксировочных испытаний.
Строятся две диаграммы переборок: одна для нулевого запаса остойчивости
и другая для заданного запаса
остойчивости (фиг. 22331). Диа-
грамма переборок для задан-
ного запаса остойчивости со-
ставляется из трех диаграмм
переборок, из которых одна
строится для заданного за-
паса поперечной остойчивости
(Alf max > 0), вторая для задан-
ного запаса продольной остой-
чивости при наклоне на нос
(М?1пах>0) и третья для за-
данного запаса продольной
остойчивости при наклоне на
корму (A4?max<0). Величины
запаса остойчивости должны
b
Фиг. 22331
составлять доли от максимальных восстанавливающих моментов поперечной и
продольной диаграмм Рида для неповрежденного гидросамолета.
Метод испытания модели двухпоплавкового гидросамолета
на непотопляемость
Для испытаний используется модель гидросамолета, состоящая из двух
целых сплошных поплавков. Над одним из поплавков параллельно НСГ уста-
навливается полка для грузов. Сбалансированная модель подвешивается за ц. т.
на шарнире Гука. Разгрузка модели и приложение внешних кренящих мо-
ментов или моментов диферепта производится грузами.
Модель при заданной нагрузке опускается на воду. Для получения одной
диаграммы переборок прикладывается один из внешних моментов (поперечный,
продольный на нос или продольный на корму), равный выбранной величине
запаса остойчивости.
Для нескольких положений t0 по длине поплавка по очереди подбираются
максимальные грузы q (см. фиг. 22332), при которых модель остойчива. Вели-
чина разгрузки модели оставляется при этом без изменения.
22332
з
17
22332-22333
Расчет непотопляемости
Действие груза q равносильно затоплению некоторого отсека, имеющего
водоизмещение q. Центр величины этого отсека находится на одной вертикали
с центром тяжести груза. Положение двух переборок, ограничивающих отсек,
определяется при помощи интегральной кривой строевой по шпангоутам, по-
строенной для замеренной грузовой ватерлинии поплавка таким же способом,
каким определяется положение переборок для лодки (22322); при этом можно
Фиг. 22332
22333
считать, что центр величины отсека находится посредине высоты поплавка в
рассматриваемом сечении.
Размещение переборок в поплавке производится так же, как размещение
переборок в лодке (22322 — 22324).
СПИСОКЛИТЕРАТУРЫ
1. „Справочник авиаконструктора", том II. Гидромеханика гидросамолета, Москва,
ЦАГИ, 1938.
2. А. Владимиров. Рациональное расположение поперечных водонепроницаемых
переборок в лодке гидросамолета. „ТВФ“ № 10, 1939, Москва.
3. А. Владимиров. К вопросу о нормах поперечной остойчивости лодочных гид-
росамолетов. „ТВФ“ № 4 — 5, 1940, Москва.
4. А. Владимиров. Способ рационального размещения поперечных водонепрони-
цаемых переборок в поплавках двухпоплавкового гидросамолета. „ТВФ“ № 6, 1940, Москва.
5. К. Косоуров нМ. Дементьев. Влияние волны и ветра на кренящий момент
гидросамолетов. „ТВФ“ № 3, 1932, Москва.
6. К. X а р и т о н о в. Непотопляемость гидросамолетов. „Труды ЛИИ ГВФ“ № 9, 1937,
Ленинград.
СОДЕРЖАНИЕ
Стр. №
Гидростатический расчет лодочного и однопоплавкового гидро-
самолета с подкрыльными поплавками........................... 3 22100
Масштаб Бонжана..................................... - 22110
Грузовой размер.................................. . — 22120
Координаты центра величины.......................... — 22130
Продольная диаграмма Рида гидросамолета................. 4 22140
Поперечная диаграмма Рида изолированной лодки .......... — 22150
Выбор объема и положения подкрыльных поплавков ... 5 22160
Поперечная диаграмма Рида гидросамолета................. 6 22170
Расчет предельной скорости бокового ветра .............. 8 22180
Расчет клевка гидросамолета при трогании с места .... 10 22190
Гидростатический расчет двухпоплавкового гидросамолета ... И 22200
Выбор водоизмещения н разноса поплавков...................... — 22210
Масштаб Бонжаиа, грузовой размер, координаты ц. в. и
продольная диаграмма Рида........................... — 22220
Поперечная диаграмма Рида и расчет предельной скорости
бокового ветра......................................... — 22230
Расчет клевка двухпоплавкового гидросамолета при трогании
с места............................................. 12 22240
Расчет непотопляемости гидросамолета ..................... 13 22300
Требования непотопляемости гидросамолетов .............. — 22310
Размещение переборок в корпусе лодки ................... — 22320
Расчет непотопляемости двухпоплавкового гидросамолета . 17 22330
Для служебного пользования
Экз. №
.НДДГИо
РУКОВОДСТВО
для
КОНСТРУКТОРОВ
ГИДРОДИНАМИЧЕСКИЙ
РАСЧЕТ
ГИДРОСАМОЛЕТА
23000 —
ИЗДАНИЕ 2
ИЗДАТЕЛЬСТВО
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НКАП
1943
Составил:
В. Н. ЗВЕРЕВ, инженер
Редактор части 2
Л. И. СЕДОВ, доктор физико-математических наук
Редактор Руководства для конструкторов
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
Отв. редактор А. А. Горяйнов
Объем 2!/4 печ. л., 42 880 зн. в печ. л.
Подписано к печати 7/IV 1943 г.
Учетно-авторских листов 2,5
ЦВЦ РККА № 4829
Тип. изд-ва БНТ НКАП
Зак. № 88
ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ СВЕДЕНИЯ
23100
ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ
23110
Основной целью гидродинамического расчета является определение времени
и длины разбега гидросамолета при заданном полетном весе и вычисление
предельного для отрыва веса. Помимо этого в расчете вычисляется скорость
отрыва гидросамолета от воды.
Гидродинамический расчет можно производить двумя способами:
1. По заданным внешним моментам относительно центра тяжести, обу,
словленным аэродинамическими силами и тягой винтов. Эти моменты свя*
заны со способом управления гидросамолетом при разбеге и с режимами
работы винтов. Величины моментов задаются как функции от скорости
и углов диферента.
2, По наивыгоднейшим режимам
с точки зрения водяного сопротив-
ления, когда для каждой скорости
угол диферента определяется из
условия минимума сопротивления.
В первом способе, обычно примем
няемом. на практике, в качестве прибли-
жения, дающего удовлетворительные ре-
зультаты, указанные внешние моменты
принимают равными нулю.
Расчеты по наивыгоднейшим ре-
жимам делаются главным образом для
сильно перегруженных гидросамолетов.
Гидродинамический расчет гидро-
самолета производится на основе данных
испытаний моделей.
Для выполнения расчетов при внеш-
нем моменте 7И = 0 необходимы следую-
щие материалы:
общий вид гидросамолета с
основными размерами;
поляра гидросамолета по про-
дувкам модели или полученная рас-
четным путем;
результаты буксировочных ис-
пытаний модели — кривые Д, и W
по скорости при Л4—0 для четырех—
пяти значений Сд0; примерный вид
этих кривых приведен на фиг. 23113;
кривая мощности- мотора по
оборотам на взлете;
график характеристик серии
винтов, установленных на гидроса-
молете.
23111
23112
23113
Для выполнения уточненных расчетов по заданным моментам или по 23114
наивыгоднейшим углам необходимы, кроме указанного в 23113:
3
23114-23121
Влияние основных параметров
результаты буксировочных испытаний модели в виде моментных
кривых для 6 — 8 значений скорости; примерный вид этих кривых при-
веден на фиг. 23114;
кривые коэфициентов мо-
ментов гидросамолета тг (а)
для разных значений угла от-
клонения руля высоты SB ; эти
кривые можно взять из проду-
вок модели на продольную
устойчивость.
23120
23121
ВЛИЯНИЕ ОСНОВНЫХ
ПАРАМЕТРОВ ЛОДКИ (ИЛИ
ПОПЛАВКОВ) НА ГИДРОДИНА-
МИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО
Гидродинамическое качество гидро-
самолета определяется формой смоченной
части днища. Основной несущей поверх-
ностью является носовая часть. Днище 2-го
редана играет лишь вспомогательную роль
при разбеге и служит главным образом
стабилизатором для ориентировки носовой
части (по углу). Вместе с тем неудачно
спроектированное днище межреданной и
кормовой частей на некоторых режимах
движения может привести к сильному за-
мыванию диища струями воды, отходящими
с 1-го редана. Это приводит к увеличению
сопротивления.
Основными параметрами обводов но-
совой части, определяющими гидродинами-
ческое качество, являются: ширина лодки
по редану (или по миделю), угол попереч-
ной килеватости и скуловые туннели. Глав-
ными параметрами, определяющими эффективность 2-го редана, являются угол продольной киле-
ватости (ft), длина межреданной части (Zm) и полнота очертания (площадь днища в плане).
Поперечное профилирование днища в области второго редана и образование скуловых туннелей
для применяемых типов обводов мало изменяют гидродинамическое качество.
При проектировании обводов днища лодка должна удовлетворять требованиям не только
иаилучшего взлета, но также и другим качествам мореходности: хорошего брызгообразования,
устойчивости при разбеге, малым перегрузкам при посадках и др.
Проверка качества спроектированных корпусов и окончательная доводка формы обводов
производятся на основании буксировочных испытаний моделей. Эти испытания являются также
необходимыми и для получения количественных гидродинамических характеристик спроектиро-
ванных корпусов для выполнения расчетов разбега и для сравнения с другими корпусами.
Ниже приводятся данные по влиянию основных параметров лодки на гидродинамическое
качество.
Размеры лодки (или поплавков)
При анализе гидродинамических характеристик корпусов по результатам
буксировочных испытаний моделей ширина их понимается как характерный
масштабный размер, изменение которого влечет за собой пропорциональное
изменение всех других размеров корпуса, оказывающих влияние на гидродина-
мические характеристики.
4
Влияние основных параметров
23121-23122
Для выбора ширины корпуса по результатам буксировочных испытаний
моделей используется зависимость К{с^) между гидродинамическим качеством
А
и коэфициентом статической нагрузки Q =-у-; эта зависимость дается для
нескольких коэфициентов скоростей су (фиг. 23121).
На критической скорости, соот-
ветствующей максимуму кривой W{V), н
увеличение ширины корпуса (умень-
шение Сд) обычно приводит К ПОВЫ- g.
шению гидродинамического качества;
на .скоростях глиссирования (су'^Ь)
кривые /<(сд) обычно имеют максимум 5
при некотором значении Сд, опреде-
ляющем наивыгоднейшую для этого д
режима ширину; на предвзлетном ре-
жиме движение гидросамолета проис-
ходит на неполной ширине; величина $
гидродинамического сопротивления в
этом случае определяется углом киле-
ватости вблизи первого редана, высо-
той первого редана и продольным профилированием зареданной части днища:
важно, чтобы срывающиеся с кромки редана брызговые струи не заливали днища
межреданной части.
Увеличение ширины корпуса приводит к менее интенсивному образованию
расходящихся брызговых струй и связано с увеличением аэродинамического
сопротивления гидросамолета и веса конструкции.
„ G
В настоящее время наиболее употребительны следующие значения q0 =~пз :
сд= 0,333
15°
30°
45°
з_______________________________________________ -
3,2 3,6 4.0 44 48 5.2 5,6 6,0 0v
для летающих лодок
% = 0,7 ^1,1,
для однопоплавко-
вых гидросамолетов
% = 1,2-5-1,7 ;
для двухпоплавко-
вых гидросамолетов
сАо~
Угол поперечной килеватости 23122
носовой части
Опыты с плоскокилева-
тыми профилями показывают,
что при увеличении угла ки-
леватости р гидродинамиче-
ское качество уменьшается
(фиг. 23122).
При увеличении угла ки-
леватости в диапазоне прак-
тически применяемых величин
Сд брызгообразование профиля
увеличивается.
Для уменьшения пере-
грузок при посадках гидроса-
молетов необходимо увеличи-
вать углы поперечной килева-
тости.
5
23122-23124
Влияние основных параметров
23123
23124
Применяемые на практике углы £ обычно не выходят из пределов 15° — 30°.
Для летающих лодок часто используются профили с углом (3 = 22°,5.
Для плоскокилева-
тых профилей со скуло-
выми туннелями, выпол-
ненными в виде дуг кру-
гов, параметрами, опре-
деляющими форму тун-
нелей, являются внешний
угол поперечной?килева-
тости Pj профиля, харак-
теризующий при каждых
значениях Вир высоту
скуловой накладки Ze, и
угол ' выхода струи а.
Уменьшение угла р; при-
водит к увеличению
гидродинамического ка-
чества гидросамолета
(фиг. 23123 — 1).
Угол выхода струи а
оказывает влияние на
гидродинамическое каче-
ство только при малых
нагрузках на воду; при
уменьшении а (увеличе-
ние радиуса туннеля) гид-
родинамическое качество
повышается. При больших
нагрузках величина а пра-
ктически не сказывается
на гидродинамическом ка-
честве (фиг. 23123 — II).
Форма скул не может
оказать влияния на вели-
чину К на предвзлетных
скоростях, когда скулы
освобождаются от воды.
Профили с открытыми
туннелями (а ~ 0) одно-
временно имеют более
выгодные характеристики
по удару при посадках на
воду.
Положение центра
тяжести
Положение центра
тяжести гидросамолета по
длине лодки оказывает
влияние на углы дифе-
рента.
Начальные углы ди-
ферента гидросамолета
(при свободном плавании),
равные ф0^2о-:-4°, обычно
соответствуют удовлетво-
рительному поведению
гидросамолета в смысле
зарывания на малых ско-
ростях разбега.
§------------------------ь---------------------щ---------------------
2,0 2,4 <2,8 3.2 3,6 4,0 4,4 4.8 5.2 Cv
Фиг. 23123—11
6
Влияние основных параметров
23124-23125
Положение центра тяжести относительно 1-го редана выбирается из условия
простоты пилотирования гидросамолета на больших скоростях; важно, чтобы
углы диферента были близки к наивыгоднейшим. На скоростях от V Укр до
У ^0,6 Иотр удовлетворительные характеристики разбега достигаются путем
подбора соответствующего положения 2-го редана.
Положение 2-го редана
23125
Водяное сопротивление гидросамолета при разбеге зависит от изменения
углов <р по скорости. На скоростях до отрыва 2-го редана от воды наилучшее
изменение уг-
лов диферента
по скорости мо-
жет быть до-
стигнуто соот-
ветствующим
подбором 2-го
редана. Основ-
ными величи-
нами, характе-
ризующими эф-
фективн ос т ь
2-го редана, яв-
ляются угол
продольной ки-
леватости меж-
реданной ча-
сти и длина
межр еданной
части Lm. Фор-
ма редана в пла-
не и попереч-
ное профили-
рование днища
также оказыва-
ют влияние на
эффективность
2-го редана.
Влияние па-
раметров -[j и
Lm на водяное
сопротивление при разбеге гидросамолета на различных скоростях различно
(фиг. 23125 — I и II). На критической скорости уменьшение углов диферента
обычно приводит к уменьшению водяного сопротивления; поэтому для режима
Укр более выгодными являются малые значения уг и большие значения Lm.
На скоростях после отрыва 2-го редана от воды такая комбинация значений
и Lm приводит к увеличению водяного сопротивления от сильного замывания
днища струями воды от 1-го редана.
Наиболее употребительные значения
7! и Lm следующие:
для лодок
Фиг, 23125—11
(2,0-4-3,0) В;
для поплавков у'^6°-4-8°,
Ат^(2,5н-4,0)В.
При выборе угла У] необходи-
мо учитывать требования взлетной,
посадочной и максимальной ско-
рости.
Малые величины у2 вызывают
необходимость увеличения угла за-
клинения крыла для уменьшения
Уотр и Упос, что неблагоприятно
отражается на максимальной ско-
рости.
23200 ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ РАСЧЕТЫ
23210 к РАСЧЕТ ТЯГИ ВИНТОВ
Вычисление зависимости тяги от скорости гидросамолета Р = Р (V) производится по
общим правилам, обычно применяемым в аэродинамических расчетах. Расчет производится по
максимальной (взлетной) мощности. Для расчета необходимы характеристики семейств винтов при
малых значениях поступи винта Л (от /. = 0 до X. ~ 0,5). При использовании этих характеристик
должны быть учтены условия, при которых они снимались (присутствие крыла, фюзеляжа и др.).
23211 Винты фиксированного шага (ВФШ)
Для построения кривой тяги по скорости характеристику мотора N-N(ri)
перестраивают в виде характеристики по формуле коэфициента мощ-
ности:
1 ' pn^Da
Затем, задаваясь рядом значений к, снимают по графику семейства винтов
для данного винта значения р и а. Соответствующие значения скорости и тяги
получаются по формулам:
V — D (1 — г), Р = i (1 — с) арн^ О4.
Здесь г—-число моторов,
е — коэфициент торможения скорости,
с — коэфициент обдувки.
Полученная таким образом кривая Р (V) является искомой зависимостью
и используется в дальнейшем расчете.
Коэфициенты с и е для учета взаимного влияния винта и гидросамолета
вычисляются по общим правилам для аэродинамического расчета.
23212 Винты изменяемого шага (ВИШ)—автоматы
В этом случае число оборотов остается неизменным на всех скоростях.
Поэтому и коэфициент р не изменяется. Для данного значения (3 с графика
серии винтов снимается ряд значений а для различных значений к. Скорость и
тяга вычисляются, как указано в 23211.
23213 Винты изменяемого шага принудительного регулирования
Выбор угла установки лопасти винтов ?л. в для разбега производится из
условия снятия максимальной мощности мотора на скорости
/“ 2G
' Величина су в этой формуле берется для угла атаки, соответствующего
положению гидросамолета при касании воды двумя реданами:
а = Т1 + ?к,
где Yt — угол продольной килеватости межреданной части лодки или поплавка;
<?к — угол заклинения крыла.
ПРИМЕЧАНИЕ. Угол заклинения крыла (угол между хордой крыла и СГ лодки)
выбирается так, чтобы сопротивление лодки на режиме максимальной скорости полета
было близко к минимуму. При посадке на два редана (апос = Ti + фк ) угол атаки крыла дол-
жен быть на 2°—3° меньше, чем критический угол, соответствующий максимальному значе-
нию (у Для современных летающих лодок угол заклинения крыла находится в пределах
4°—-6°.
8
Предварительные расчеты
23213-23222
Угол фл. в определяется по графику серии винтов по данным:
__ 75А/тах
~ р«3£)5 ’
Ирасч
Us max D
Последующий расчет вполне аналогичен указанному выше для ВФШ
(см. 23211).
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПОЛЯРЫ ГИДРОСАМОЛЕТА
^-Удлинение части крыла, вырезанной винтами
Фиг. 23222
Аэродинамические характеристики гид-
росамолета получаются либо из продувок
модели, либо расчетным путем. Эти характе-
ристики могут быть исправлены на влияние
близости воды (см. 16200).
Если крыло обдувается винтами, то по-
ляра исправляется.
Поправки на обдувку крыла (Дб\) для
каждой из принятых в расчете скоростей вы-
числяются по формуле:
23220
23221
23222
Lcy — (xcv — O,6flo 9i) Dx si.
О
Здесь
х — эмпирический коэфициент (фиг. 23222);
«о —наклон кривой су(а) для крыла бесконечного удли-
нения;
0t — угол скоса потока от винта в центре давления крыла:
1 х 1
-^8-= 0,016— (9 —в градусах);
х—расстояние центра давления, положение которого
можно принимать на четверть хорды, от центра
винта;
п °?
0о=у—-------угол скоса потока
струи у винта;
между осью мотора и направлением скорости;
ф = ? + ?в — угол
учитывающий подсос винта;
Ре
Р
?V2D2
коэфициент тяги винта;
— диаметр
струи от винта у центра давления крыла;
D —диаметр
— фактор,
винта;
учитывающий увеличение скорости;
Ьв — хорда крыла в сечении по оси винта;
i — число винтов;
5 — площадь крыла.
Коэфициент подъемной силы с учетом обдувки крыла су подсчитывается
как сумма
еу = Су б. о Д Су ,
где Су б. о — коэфициент подъемной силы без учета обдувки крыла.
9
23223—23234
Предварительные расчеты
23223 В расчетах, не требующих особой точности, можно для учета обдувки
Л £
крыла винтами пользоваться осередненной (по углам) кривой —=
(фиг. 23223). У
23230 РАСЧЕТ ВОДЯНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ W (V) И УГЛОВ ДИФЕРЕНТА <р (V)
23231 . Необходимые для расчета гидродинамические характеристики гидросамо-
лета должны получаться в результате буксировочных испытаний моделей лодок
или поплавков (типичные кривые показаны на фиг. 23113).
23232 Пересчет гидродинамических характеристик с моделей на натуру произво-
дится по закону подобия Фруда:
Уг = Уг.модХ3;
^=1ГМОдХ3;
А4ср -— А4ср мод >
Умод/Г;
ф — фмОД,
где X-—масштаб модели.
Вычисление гидродинамических характеристик производится для ряда
выбранных для расчета скоростей.
23233 Для расчетов обычной точности действующие на гидросамолет моменты
принимаются равными нулю и углы диферента находятся графически из условия
уравновешивания нагрузки на воду Д и гидродинамической подъемной силы Yr .
Порядок расчета следующий:
По данным буксировочных испытаний строятся кривые углов дифе
23234
рента по нагрузке на воду (численно равной ве-
личине гидродинамической подъемной силы)
(фиг. 23234).
Пользуясь полярой гидросамолета и кри-
вой тяги ‘ по скорости, вычисляют нагрузку на
воду (Д) в зависимости от углов ф. Эту кривую
также строят на диаграмме в общем масштабе.
Точка пересечения кривых ф (Д) — по-
строенной по данным испытаний модели и вы-
численной, определяет для данной скорости
величины ф и Д для разбега гидросамолета.
Водяное сопротивление для найденных значений
ф и Д определяется по кривой W (Д), построенной
для той же скорости по данным буксировочных испы-
таний модели.
10
Предварительные расчеты
23235—23237
Особенности определения гидродинамических характеристик
при уточненных расчетах
23235
Уточненные расчеты, в которые вводятся условия: 1) чтобы гидродинами-
ческая подъемная сила уравновешивала нагрузку на воду Уг = Д и 2) чтобы
момент гидродинамических сил относительно
момент аэродинамических сил, включая тягу
следующим образом (фиг. 23235—1):
Фиг. 23235-1
М2
центра тяжести уравновешивал
винтов, = Мг , производятся
По данным буксировоч-
ных испытаний моделей строят
семейство кривых <р (Yr) для
4—5 постоянных значений мо-
ментов.
Пользуясь продувками
модели и кривой тяги винтов,
вычисляют для данной скоро-
сти величины нагрузки на воду
и моментов Мг (при данных
фст и 8В) в зависимости от
углов <р. Эти кривые также
строят на диаграмме.
В точках пересечения кри-
вых <р (Д) с семейством кривых
<р (Уг) удовлетворяется усло-
вие уравновешивания сил Д =
= Уг. По этим точкам строится
кривая M<f (Д).
Точка пересечения кри-
вых Л4¥ (Д) и Мг (Д) определяет
величины 9 и Д, удовлетворя-
ющие одновременно условиям
Д = УГ и Мг = Mv . Эти вели-
чины <р и Д соответствуют дей-
ствительному режиму гидро-
самолета на данной скорости
при разбеге.
Водяное сопротивление опре-
деляется интерполированием по кри-
вой W (Д) (фиг. 23235—II). Кривая
W (Д) строится для найденного
при данной скорости V по резуль-
татам буксировочных испытаний
модели.
Для расчетов по оптимальным
режимам W (<р)и = иг = U7min вели-
чины <р и W находятся таким же
способом, как при расчетах с
Мг =0 (см. 23233). В этом случае
строятся кривые дл^ фнаи8 = Л (Д)
и =ft (Д) по наивыгоднейшим
режимам (см. 23234).
23236
Экстраполяция кривых ср и W по скорости
Ограниченные скорости буксировочной тележки для испытаний моделей
обычно позволяют определить непосредственно их гидродинамические характе-
ристики только до скоростей, равных 0,6-?-0,7 скорости отрыва гидросамолета.
Для больших скоростей гидродинамические характеристики определяются путем
пересчета по безразмерным коэфициентам.
Способ пересчета основан на том, что если не учитывать влияния изме-
нения числа Рейнольдса, то при больших числах Фруда коэфициент глиссиро-
23237
11
23237
Предварительные расчеты
вания г определяется вполне величинами коэфициента динамической нагрузки
Кг
на днище гидросамолета св = -^^ и угла диферента ср.
В расчетах при =0 для нахождения ф и W необходимо построить графи-
ки ф(св) и s(cB) (фиг. 23237—I). Для вычисления этих зависимостей следует брать
экспериментальные данные модели, соответствующие режимам чистого глисси-
рования для каждой из принятых в расчете скоростей; на участке экстраполяции
, . G — Y — Р sin с₽
вычисляют зависимость ф(св) для гидросамолета, где св —----------——-.
Эти кривые также строят на диаграмме. Точки пересечения кривой ф(св) модели
с семейством кривых ф(св), вычисленных для гидросамолета, определяют значе-
ния ср и Сд при разбеге гидросамолета на соответствующих скоростях Vt. По
найденным значениям св с кривой s(cb) снимаются величины е, по которым
вычисляется гидродинамическое сопротивление модели:
W = zcBqB^^~cB^..
При расчетах с учетом действующих на гидросамолет моментов (при
заданных углах отклонения стабилизатора и руля высоты) необходимо построить
диаграмму гидродинамических характеристик модели для режимов глисси-
рования в безразмерных коэфициентах (вид такой диаграммы показан на
фиг. 23237 — II). Эта диаграмма строится также по результатам модельных испы-
таний на больших скоростях. Коэфициенты моментов вычисляются по формуле:
qB* •
• Г
..
эе— V -
J х *
0 Л1 Л ' св
•
I
0 св
Фиг. 23237 I
На той же диаграмме строятся кривые
ф(Св) и стг(св), вычисленные для каждой
скорости V для гидросамолета.
12
Предварительные расчеты 23237
Аэродинамические коэфициенты момента гидросамолета стг (включая мойент
тяги) вычисляются по общей формуле для коэфициентов гидродинамического
момента:
Расчетные величины ср и Св для самолета определяются, как показано
на фиг. 23237 — II.
Сопротивление гидросамолета находится по формуле:
W = zcBqB\
величина е снимается с кривой s (св), построенной для найденного ранее расчет-
ного значения <р (фиг. 23237 — III).
f — 1
Cgi ср -
Фиг. 23237—III
При расчетах по оптимальным режимам строятся кривые ?Opt(cB) и гпип(св)
для модели.
Ход расчета ср и W для гидросамолетаЪдинаков с расчетом при ст = 0.
23300 ГИДРОДИНАМИЧЕСКИЙ расчет
23301 Расчет взлета гидросамолета производится на основании следующих упро-
щенных уравнений движения:
m~^=Pcos ф — X— W-, k = G-Y-Psin?; РаР + Мг + = 0,
где т — масса самолета,
ф — угол тяги винта относительно горизонта,
Д—нагрузка на воду,
аР—плечо момента тяги,
X—аэродинамическое сопротивление.
23310 ОПРЕДЕЛЕНИЕ СКОРОСТИ ОТРЫВА ОТ ВОДЫ
23311 Скорость отрыва от воды определяется по формуле:
2(6 —РэШф)
где соберется для угла атаки a = 71-|-<plt, соответствующего отрыву гидросамо-
лета с двух реданов (см. 23213). При вычислении коэфициента су следует учи-
тывать обдув крыла винтами.
23320 РАСЧЕТ ПРЕДЕЛЬНОГО ДЛЯ ОТРЫВА ВЕСА ГИДРОСАМОЛЕТА
23321
Предельным для отрыва весом гидросамолета называют ту минимальную величину полетного
веса, при которой отрыв гидросамолета от воды становится невозможным. Хотя величина Опр ,
подобно теоретическому потолку самолетов, не представляет практического интереса, она пока-
зывает порядок практически возможной перегрузки. Величина Опр является вместе с ^раз и £раз
характеристикой разбега гидросамолета.
Ограничение возможности взлета тя-
жело нагруженных гидросамолетов обычно
имеет место на критической скорости VKp;
поэтому расчетным режимом для вычис-
ления Опр является скорость Укр.
Условием для определения
предельного веса является равен-
ство Рсозф— X = W на критиче-
ской скорости. Величина предель-
ного веса вычисляется по формуле:
СпР=Уг + Г+Р8П1ф.
Способ вычисления величины
Опр заключается в построении кри-
вых W—j\ (Д) и Pcos ф—-¥=/2 (Д)
для режимов минимального гидро-
динамического сопротивления на
критической скорости и в опреде-
лении величин Кг, Y и Рзшф, со-
ответствующих точке пересечения
кривых /1 и /2 (фиг. 23321). Данные
для построения кривой -W (Д) и со-
ответствующие значения 1/кр и ф,
необходимые для вычисления/j, бе-
рутся из буксировочных испытаний
моделей.
Фиг. 23321
14
Гидродинамический расчет
23321-23331
Вычисления удобно расположить в таблице:
д W V и кр р Р cos ? а сх X А(Д)
При определении предельного для отрыва веса необходимо учитывать 23322
мореходные качества гидросамолетов. В некоторых случаях сильная перегрузка
может привести к зарыванию гидросамолета в воду или к неудовлетворитель-
ному брызгообразованию носовой части и к сильному заливанию винтов, что
также ограничивает возможность достижения вычисленного предельного веса.
Приближенно предельный вес можно определять по формулам, предло- 23323
женным Пузановым:
для летающих лодок:
з
Спр=8,14/№№5^ ;
для поплавковых гидросамолетов:
з
где су берется для угла атаки, соответствующего отрыву гидросамолета с двух
реданов; при этом Gnp — [кг], N—[л. с.], S—[м2].
Этими же формулами можно пользоваться для рассмотрения влияния на
разбег мощности моторов (7V), площади крыла (S) и гидродинамического каче-
ства (К) на критической скорости.
РАСЧЕТ ВРЕМЕНИ И ДЛИНЫ РАЗБЕГА И ПРОБЕГА 23330
Расчет времени и длины разбега 23331
Время и длина разбега гидросамолетов вычисляются по формулам;
tva3 — m j Ф(17)б/17;
О
^отр
Lp33 = m J F(V)dV.
о
Для расчета строятся графики
(фиг. 23331) функций:
Ф (V) =-----;
Pcos? — X—W
F(V} =------—--------- .
Pcos? —АГ—IF
Затем планиметрированием определяются площади, ограниченные этими
кривыми и осыб* абсцисс в пределах от V— 0 до V= FOTp- Умножая резуль-
таты планиметрирования на массу гидросамолета т, получают искомые величины
£раз и /.раз. Вычисление функций Ф(У)и P(V) производится в табличной форме:
V <р W а Сх X Р COS 9 Pcos ? X+W Pcos ? — X— W Ф(У) Г (У)
15
23332-23335
Гидродинамическил! расчет
23332 Поверочный расчет балансировки гидросамолета при разбеге
В тех случаях, когда разбег гидросамолета производится по оптимальным
режимам, необходимо проверить, достаточны ли будут моменты от оперения,
чтобы уравновесить гидросамолету на наивыгоднейших углах диферента срНаив,
Такие расчеты достаточно провести для двух скоростей: критической и для
скорости У~0,8 Уотр.
Основным уравнением для расчета является уравнение моментов
Рар+Мр = о.
Задача расчетов состоит в том, чтобы по известным V, Ф и определить
величину Зв угла отклонения руля высоты, от которого зависит величина аэро-
динамического момента.
23333 Расчет времени и длины пробега
Время и длина Лпр пробега вычисляются по формулам;
^ПОС ^пос
< с dV r f VdV
tnp — m J x'-Jf-W' ’ Мр —m J xTj^w,
г=з г-з
Аэродинамическое сопротивление гидросамолета X'(V) при пробеге отли-
чается от аэродинамического сопротивления X (V) при разбеге вследствие раз-
личных режимов работы винта. Гидродинамическое сопротивление гидросамолета
W"(V) при пробеге также отличается от сопротивления U7(V) при разбеге
вследствие различных нагрузок на воду Д(У), так как при пробеге отсутствуют
вертикальная составляющая тяги винтов и, для соответствующих гидросамолетов,
обдув крыла винтами.
Задача расчета сводится к построению графиков функций
Ф'(V) == и
планиметрированию их в пределах от У=3 м/сек до У=УПОс и к умножению
полученных результатов на т.
23334 Приближенные формулы для расчета разбега
Время разбега можно определять приближенно по формуле, предложенной
Дилем:
, 62,7/V . .
Zpa3-Gnp — G
где /V— мощность моторов [л. с.],
О — полетный вес [кг],
Опр — предельный для отрыва вес [кг] (см. 23320).
Для приближенного вычисления длины .разбега гидросамолетов можно
пользоваться формулой
^-раз == ’2” Уэтр ^раз.
23335 Влияние встречного ветра на разбег
Для определения времени и длины разбега при ветре можно пользоваться
формулами, предложенными Джонсом:
t .— / (1 \ . J ______I V
lpa3. в — «-раз 1 < г > 2-раз. в — т.раз 1 т г
\ К отр j \ V отр /
Предварительные сведения
Предварительные расчеты
Гидродинамический расчет
СОДЕРЖАНИЕ
Стр. .Vs
3 23100
8 23200
14 23300
Для служебного пользования
Экз. №
РУКОВОДСТВО
для
КОНСТРУКТОРОВ
Том I
НОРМЫ ПРОЧНОСТИ
САМОЛЕТОВ 1943 г.
— 31100 — 31500 —
ИЗДАНИЕ 2
ИЗДАТЕЛЬСТВО
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НКАП
1943
Редактор раздела 1 части 3
А. И. МАКАРЕВСКИЙ,
кандидат технических наук
Редактор части 3
С. Н. ШИШКИН, доктор технических наук
Редактор Руководства для конструкторов
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
Ответственный редактор А. А. ГОРЯЙНОВ
Объем 17з/4 печ. л,, 42 880 эн.'в печ. л.
Подписано к печати 5/11 1943 г.
Учетно-авторских листов 19
Л22509
Типография изд-ва БНТ НКАП
Зак, № 36
31100
НОРМЫ ПРОЧНОСТИ СУХОПУТНЫХ САМОЛЕТОВ 1943 г.
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ, ПРИНЯТЫЕ В НОРМАХ ПРОЧНОСТИ 31101
Система мер, принятая в настоящих нормах прочности, кг—м—сек.
А— работа всей амортизации, включая пневматики [кгм];
Аа—работа амортизации шасси;
Ап — работа пневматиков;
b — хорда крыла или оперения [лф
х~ qS'
У
сх — коэфициент лобового сопротивления;
су — коэфициент подъемной силы; с^, = —
ст — коэфициент момента профиля относительно его носка;
Сщ0—коэфициент момента профиля при нулевой подъемной силе;
F— боковая сила, действующая на шасси [кг];
f—коэфициент безопасности;
G — вес самолета [кг];
Ом.у — вес моторной установки;
h — ход амортизации [мм];
/—массовый момент инерции [кг мсекI 2];
Jx,Jy,Jz—главные моменты инерции;
i — радиус инерции [ж];
ix, iy, iz — главные радиусы инерции:
I — длина, размах крыльев [ж];
I' — плечо, к которому отнесен момент Mz при продувке; расстояние
между шайбами двухкилевого оперения;
М — момент самолета относительно центра тяжести [кгм];
31101
Нормы прочности
— момент самолета относительно поперечной оси;
Л4' —момент всего самолета без хвостового оперения опюсителыю
поперечной оси;
7ИГ — тормозной момент на шасси;
Мш — шарнирный момент рулей и элеронов;
тг — коэфициент момента самолета относительно поперечной оси;
т/ - коэфициент момента самолета без хвостового' оперения отно-
сительно поперечной оси;
кг сек2 |
м
т — масса самолета
N—мощность [л, с.];
п — перегрузка;
пэ —эксплоатационная перегрузка;
пр— расчетная перегрузка;
п — число оборотов в минуту [об/мин];
Р~ внешняя нагрузка [кг];
Рэ —эксплоатационная нагрузка;
Рр—расчетная нагрузка;
р — удельная нагрузка [кг/м2];
Q — лобовое сопротивление; Q = cxqS [кг];
рУ2
q— скоростной напор; q= " [кг/м2];
£
qma* — максимальный скоростной напор при горизонтальном полете
для всех рассматриваемых высот полета;
^max. max—максимальный допустимый скоростной напор при пикиро-
вании или планировании;
<7min — минимальный скоростной напор горизонтального полета без
применения посадочных приспособлений (щитков и пр.);
qm min — минимальный скоростной напор горизонтального полета при
работающих посадочных приспособлениях (щитки и пр.) без
учета влияния земли;
S—площадь крыльев [ж2];
•Sr.o — площадь горизонтального оперения;
Sb.o — площадь вертикального оперения;
t — время [сек];
V—скорость [м/сек];
Утах — максимальная для всех высот скорость горизонтального полета;
Уотах“максимальная скорость горизонтального полета у земли;
Утах, шах — максимальная допустимая скорость самолета при пикировании
или планировании;
Упое — посадочная скорость;
У—подъемная сила [кг];
а — угол атаки;
5 — угол отклонения элеронов или рулей;
1 < I2
/. — относительное удлинение; к = -р-;
•J
р— плотность воздуха [кгсек2м~4];
р0 — плотность воздуха у земли;
шх— угловая скорость относительно продольной оси самолета ;
tZw- . г 1 ]
-у,- — угловое ускорение относительно продольной оси самолета —-2 .
4
Нормы прочности
31110-31121
О СЛУЧАЯХ РАСЧЕТА И ИСПЫТАНИЙ И ИХ ОБОЗНАЧЕНИИ 31110
Для расчета и статических испытаний самолета выбран ряд положений само- 31111
лета, обусловливающих наиболее тяжелые моменты в работе его основных
деталей; эти положения в нормах называются „случаями расчета и испытаний".
Каждый случай имеет свою формулировку и буквенное обозначение, причем,
если одно и то же положение самолета обусловливает расчет нескольких его
деталей, в нормах для каждой детали повторяется один и тот же случай расчета
с обозначением одной и той же буквой, но с различными для каждой детали
индексами.
В настоящих нормах прочности задаются так называемая эксплоатационная 31112
нагрузка и коэфициент безопасности (см. 31120).
Если в каком-либо случае получается система сил, статически не уравно- 31113
вешенных, и нет специальных указаний, то равновесие достигается приложением
соответствующих инерционных сил (см. также 31300).
Кроме расчетных нагрузок, в настоящих нормах прочности в соответствую- 31114
щих параграфах даются требования по вибрациям и реверсу органов управления.
Во всех случаях нагружения, перечисленных в настоящих нормах проч- 31115
ности, отступление от данных норм допускается только с особого разрешения
ЦАГИ, согласованного с заказчиком. На самолеты, законченные проектирова-
нием до момента введения в действие настоящих норм, последние не распро-
страняются. Для самолетов, находящихся в процессе проектирования к моменту
введения настоящих норм, а также при модификации старых самолетов вопрос
о применении данных норм решается НКАП в каждом отдельном случае по
согласованию с заказчиком.
Для экспериментальных самолетов, имеющих в своей схеме ряд коренных 31116
изменений по сравнению с самолетами обычного типа, меняющих условия
эксплоатации, предусмотренные настоящими нормами прочности, разрешается
пользоваться индивидуальными нормами, составленными на основе специальных
теоретических и экспериментальных исследований, но утверждении их ЦАГИ
и заказчиком.
В 31200 даются приближенные методы $.ля распределения аэродинамической 31117
нагрузки, а в 31300 — указания об уравновешивании самолета.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ РАСЧЕТНЫХ ПЕРЕГРУЗОК И КОЭФИЦИЕНТОВ 31120
БЕЗОПАСНОСТИ
В данных нормах прочности задается вероятная в эксплоатации самолета 31121
максимальная нагрузка иа основные детали, называемая эксплоатациоиной.
Внешняя нагрузка, в которую не включены массовые силы (вес плюс силы
инерции), может быть названа поверхностной внешней нагрузкой (сюда отно-
сятся воздушные силы, а также реакции земли).
Отношение составляющей поверхностной внешней нагрузки в каком-либо
направлении к полетному весу самолета называется перегрузкой в этом направ-
лении.
Например, если У есть эксплоатационная величина подъемной силы крыла,
э У
то п3—-Q- есть эксплоатационная перегрузка крыла в направлении подъемной
силы.
Расчетная разрушающая перегрузка определяется умножением эксплоата-
ционной перегрузки (пэ) на коэфициент безопасности /:
«₽ fn3. ., . .
ПРИМЕЧАНИЕ. В отдельных случаях (например, в случае посадки) термин „пере-
грузка” может означать отношение внешней поверхностной нагрузки не ко всему полет-
ному весу, а к некоторой определенным образом указанной его части.
5
31122-31131
Нормы прочности
31122
31123
31124
31125
31126
31127
31128
31129
31130
31131
6
Коэфициент безопасности f устанавливается всоответствии со случаями
нагружения следующим образом:
Для часто повторяющейся в эксплоатации нагрузки самолета, могущей
действовать относительно продолжительное время (криволинейный полет
самолета по случаю Вит. д.), при /— 2 напряжения в конструкции не
должны превосходить разрушающих.
Для часто повторяющейся в эксплоатации нагрузки, действующей
кратковременно, при /= 1,8. или /=1,65 напряжения в конструкции не
должны превосходить разрушающих.
Для редко повторяющейся в эксплоатации нагрузки, действующей
относительно непродолжительное время (случаи А, А' и т. д.), при / = 1,5
напряжения в конструкции не должны превосходить разрушающих.
ПРИМЕЧАНИЕ. В соответствующих разделах норм прочности дается особо указание
о величине коэфициента безопасности в каждом расчетном случае.
При нагружении, конструкции в процессе статических испытаний нагруз-
кой, равной 67% расчетной (разрушающей), общие остаточные деформации
конструкции, замеренные как указано в инструкциях по статическим испыта-
ниям самолетов, не должны превышать 5% деформаций, соответствующих ука-
занному нагружению.
При нагружении конструкции нагрузкой, равной 67% расчетной (разру-
шающей), остаточные деформации растяжения и сжатия в отдельных элементах
не должны превышать 0,2% начальной длины элемента в ненагруженном
состоянии.
При расчете на прочность при указанной нагрузке ни один элемент кон-
струкции не должен превосходить этой „границы 0,2“.
При 80% расчетной нагрузки в конструкции не должно быть поломок,
которые в полете, при наличии воздушного потока, могут привести самолет
к разрушению, как-то: нарушений наружных клеевых швов обшивки, наружных
заклепочных швов и т. д.
Для самолетов с деревянной обшивкой при статических испытаниях кон-
струкции крыла в целом необходимо одновременно производить испытание об-
шивки на отрыв силами, приложенными непосредственно к обшивке в соответ-
ствии с распределением аэродинамической нагрузки по контуру и размаху.
Результаты статических испытаний деревянных конструкций должны при-
водиться к 12-процентной влажности древесины. Если древесина подвергавшейся
испытаниям конструкции имела влажность меньше 12%, то полученные резуль-
таты уменьшаются по правилу: на 1% влажности — 4°/0 уменьшения прочности;
если же древесина подвергавшейся испытаниям конструкции имела влажность
больше 12%, то полученные результаты оставляются неизмененными.
Коэфициент безопасности для величины критической скорости флаттера
принимается равным 1,2 по отношению к максимальной допустимой скорости
для данного самолета, т. е. по отношению к Утах. шах.
Скорость Vmax. max устанавливается в соответствии С (/max. max (СМ. 31150).
Коэфициент безопасности для скоростного напора qp, при котором насту-
пает реверс элеронов, принимается равным 1,5 по отношению к максимальному
возможному скоростному напору для данного самолета, т. е. по отношению
К (/max. max (CM. 31150).
КЛАССИФИКАЦИЯ САМОЛЕТОВ И ВЫБОР МАКСИМАЛЬНОЙ
ЭКСПЛОАТАЦИОННОЙ ПЕРЕГРУЗКИ
Самолеты разделяются на три класса:
класс А — маневренные самолеты,
класс Б —ограниченно маневренные самолеты,
класс В — неманевренные самолеты.
Нормы прочности 31132—31151
Значение максимальной положительной (га® ах) и минимальной (ra^in) эксплоа- 31132
тационной перегрузки (максимальной по абсолютной величине отрицательной
перегрузки) устанавливается тактико-техническими требованиями к самолету,
отнесением его к соответствующему классу.
ВЕС САМОЛЕТА 31140
Для проверки прочности самолета в полетных случаях следует принимать 31141
вес самолета при вылете с полной нагрузкой, соответствующей основному нор-
мальному и перегрузочным вариантам использования, указанным в тактико-
технических требованиях к самолету.
При этом каждому из вариантов загрузки самолета, в соответствии с клас-
сификацией самолетов, в тактико-технических требованиях должны быть указаны
класс и группа самолета.
Для проверки прочности самолета на посадочные случаи, расчета аморти- 31142
зации и подбора колес принимается вес при вылете по основному нормальному
варианту, но в перегрузочном варианте при рассчитываемом по основному нор-
мальному варианту поглощении работы коэфициент безопасности во всех рас-
четных случаях не должен быть меньше 1,5.
Таким образом, если обозначить максимальное эксплоатациоииое усилие в амортизационной
стойке или в каком-либо другом элементе шасси в нормальном варианте загружения самолета
через Р®, а в перегрузочном через Р|, то должно быть:
1,65 Pj > 1,5 Р|,
где 1,65 — коэфициент безопасности, принятый в нормах прочности для нормального варианта
загружения.
Из всех возможных вариантов загрузки самолета для проверки прочности 31143
рассматриваемой части его выбирается наиболее неблагоприятный случай на-
гружения.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ СКОРОСТНОГО НАПОРА ПИКИРОВАНИЯ 31150
И ПЛАНИРОВАНИЯ (^m„.mSx)
Для самолета класса А определение q,n^. Шах производится из расчета 31151
непрерывного прямолинейного пикирования с потерей высоты ДА, задаваемой
тактико-техническими требованиями. Значение скоростного напора, полученного
в конце прямолинейного пикирования, увеличивается на 15% за счет потери
высоты при выходе из пикирования. При отсутствии в тактико-технических
требованиях других указаний принимаются следующие условия:
Начальная высота прямолинейного пикирования равна ДА-'-2 000 м.
Начальная скорость прямолинейного пикирования равна 0,8 Утах, где
Утах — максимальная из всех значений по высоте скорость горизонтального
полета.
Угол пикирования равен 90’.
Тяга винтов рассчитывается, исходя из работы моторов на полном газе.
Расчет прямолинейного пикирования производится с разбивкой пути пики-
рования на этапы, принимая для каждого из этих этапов соответствующие ему
значения плотности воздуха, тяги винтов и коэфициентов лобового сопротив-
ления самолета.
ПРИМЕЧАНИЕ. При определении скоростного напора пикирования учитывается
влияние сжимаемости воздуха иа величину коэфициента лобового сопротивления само-
Лета Сгсам-
А с а "I <
Определение <?max. max ПРИ отсутствии надежных данных о величинах коэфициента
лобового сопротивления, самолета сх сам. сжим в зависимости от числа Маха разрешается
производить, исходя из коэфициента ехсам, сжим, вычисляемого по следующему способу.
Коэфициент лобового сопротивления ненесущих частей самолета cv вред принимается
постоянным и не зависящим от числа Ма.
Коэфициент лобового сопротивления крыла схкр ?жим , соответствующий рассматривае-
мому значению Ма, определяется путем умножения коэфициента лобового сопротивления
7
31151 -ЗЙбО-к
Нормы прочности
крыла сд.кр иесжим, полученного без учета влияния сжимаемости воздуха, на коэфициент k,
определяемый по графику фиг. 31151—1. Коэфициент лобового сопротивления самолета
с учетом сжимаемости воздуха будет
сх сам. сжим сх вред “Ь сх кр. сжим •
Скорости звука для различных высот разрешается определять по фиг. 31151 11.
Значение qmax. тах меньше,
и больше 2,56 ^тах не берется.
чем для самолетов классов Б и В (см. 31152),
Фиг. 31151-11
ПРИМЕЧАНИЕ. При применении тормозных
устройств (тормозные щитки, реверсивные винты),
систематически действующих при глубоком пикиро-
вании, рассматриваются два значения qmax, гаах;
а) при действии тормозных устройств
_ G/S______
'/max. max т г 1
’ .v сам. т
ноне больше значения ат.ч вычисленного в
соответствии с значением Дй, заданным по тактико-
техническим требованиям (через сх сам т обозначен
коэфициент лобового сопротивления самолета с
учетом тормозного эффекта);
б) при выключенных тормозных устройствах
значение qmax тах выбирается, как и для самолетов
классов Б и В (см. 31152).
31152
31160-к
8
Значение <7max. max для самолетов классов Б и В устанавливается:
для самолетов с полетным весом до 3000 кг 2,25 ^тах*
n » п я » В 4 000 кг 1,96 qmax
„ „ „ „ „ в 20000 кг и больше 1,69 qmax
с применением линейной интерполяции по весу для промежуточных значений
полетного веса, но не меньше 400 кг/ж2.
КРЫЛЬЯ
Во всех нижеприводимых случаях задается эксплоатационная величина
воздушной нагрузки крыла в направлении подъемной силы (Y=n3G). Кроме
того, в каждом отдельном летном случае задается еще одна из двух величин:
Нормы прочности 31160-к —г 31162-к
скоростной напор (7) или
угол атаки, задаваемый через Cj,Kp.
Три величины п3 > q и су связаны соотношением
пэ Q == Су qS,
из которого можно найти любую из этих величин, когда две другие известны. В частности:
Лобовое сопротивление (Q) находится по формуле:
Q=--Y-^
с
СУ
или по формуле
(для отдельных сечений крыла см. 31210).
Во всех случаях должны учитываться массовые силы крыльев и находя-
щихся в них грузов с распределением последних по наиболее невыгодным для
тех или других элементов конструкции вариантам.
Для самолета в целом равнодействующая массовых сил во всех полетных
случаях равна по величине и направлена обратно равнодействующей воздуш-
ных сил. В число воздушных сил включается также и тяга винта. Во всех слу-
чаях, когда <7 —gw. max или 0,8^тах. max, принимается, что тяга винта равна нулю.
В остальных случаях может быть принято, что тяга винта уравновешивает
лобовое сопротивление самолета, и в этих случаях равнодействующая массовых
сил направлена обратно подъемной силе.
ПРИМЕЧАНИЕ. Для крыла разрешается приближенно принимать направление массо-
вых сил обратно равнодействующей воздушных сил крыла.
Если с крыльями конструктивно связаны другие части самолета (моторные
установки и т. д.), то крылья должны проверяться на нагрузки от этих частей
в случаях, нормированных для последних.
Для определения прочности крыльев служат следующие случаи нагружения.
Случай А 31161-к
Случай А — криволинейный полет самолета при угле атаки крыла (коробки
крыльев), соответствующем первому наибольшему коэфициенту ч подъемной
СИЛЫ (Сутах).
Для этого случая
Су Су max J /&тах •
Коэфициент безопасности f= 1,5.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Для расчета и испытания носков крыла необходимо нагрузку по
хорде, получаемую по продувке или по расчету согласно 31219, увеличить в 1,5 раза на
длине, равной 10% хорды от передней кромки. Больше 7 500 /гг 'щ2 эксплоатационная вели-
чина разрежения не берется.
2. Для всех самолетов класса А должна быть дополнительно проверена прочность
конца крыла при нагрузке случая А, приняв центр давления на 50% хорды на длине в 15%
полуразмаха от конца крыла.
3. Для одномоторных истребителей деревянной и смешанной конструкции коэфи-
циент безопасности f — 1,6. . ч
Случай А' 31162-к
Случай А'—криволинейный полет на малых углах атаки.
Для этого случая и*, = =
И д = (/max. max для самолетов классов А и Б
. q = 0,8 ^max. max — для самолетов класса В.
Коэфициент безопасности /== 1,5.
ПРИМЕЧАНИЕ. Для одномоторных истребителей деревянной и смешанной конструк-
ции коэфициент безопасности f = 1,6.
2
9
31163-к-31165-к
Нормы прочности
31163-к
Случай La
Случай La—резкое отклонение элеронов на угол 15° для фигурных само-
летов, делающих бочки и перевороты.
Для этого случая
^Ьд== 0,6 Ид == 0,6 Лщах! Q == 1/тах •
Равновесие самолета относительно продольной оси достигается приложе-
нием инерционных сил и перераспределением аэродинамической нагрузки за
счет вращения самолета с угловой скоростью <вЛ. (см. 31217).
Значение углового ускорения принимается равным:
dt
1
сек"
Зпачепие угловой скорости находится из условия равенства нулю суммы
всех моментов.
Коэфициент безопасности /=2.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. При дифереициальных элеронах угол отклонения принимается по
величине одинаковым для обоих элеронов.
2. В случае, если момент от элеронов (Мх) получается меньше момента от инерцион-
( dai Д
ных сил I ' x dt / ’ т0 значение угловой скорости Шд, принимается равным нулю (о>г — 0), а зна-
Д>„
чение углового ускорения находится из условия равенства моментов
da>,
MV = JX —d- •
л х at
31164-к Случай В
Случай В — криволинейный полет на малых углах атаки при отклоненных
элеронах.
Для этого случая
^^^шах.тах! «В = °,5 П^.
Угол отклонения элерона определяется по формуле:
о0 = 100 (0,05 -ф 0,6 Ст0), но берется не меньше 2°.
Значение с1По берется для профиля крыла по середине размаха элерона,
без поправки на сжимаемость воздуха.
Коэфициент безопасности / = 2.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. В этом -случае принимается, что эффект отклоненных элеронов
не изменяет распределения нагрузки по размаху крыла, а сказывается только на смещении
центра давления на участке крыла, занятом элероном, которое определяется согласно 31218.
2. Для определения уравновешивающей нагрузки на хвостовое оперение принимается
8 = 0.
3. При дифереициальных элеронах угол отклонения принимается по величине одина-
ковым для обоих элеронов.
31165-к Случай С
Случай С —пикирование с отклоненными элеронами. '
Для этого случая
Су сам = Qi Q = <7max. max •
Угол отклонения элерона определяется по формуле:
S0.—100 (0,05-ф0,6 но берется не меньше 2°.
Значение сто берется для профиля крыла по середине размаха элерона,
без поправки на сжимаемость.
Коэфициент безопасности /=2.
10
Нормы прочности
31165-к-31160-км
ПРИМЕЧАНИЯ: 1- В этом случае принимается, что эффект отклоненных элеронов
не изменяет распределения нагрузки по размаху крыла, а сказывается только на изменении
значения cfflo профиля на величину ДсОТо на участке крыла, занятом элероном. Величина Дст<1
определяется согласно 31218.
2. Для определения уравновешивающей нагрузки на хвостовое оперение прини-
мается 8 = 0.
3. При диференциальных элеронах угол отклонения принимается по величине одина-
ковым для обоих элеронов.
4. При проверке прочности крыльев на случай С разрешается принимать подъемную
силу крыльев равной нулю, а крутящий момент и лобовую силу вычислять для угла атаки,
соответствующего су кр = 0.
5. При определении лобового сопротивления учитывается влияние сжимаемости по
формуле с.. гжи„ = kcv . Значение k берется по графику фиг. 31151—-I.
Случай D 31166-к
Случай D — криволинейный полет самолета при угле атаки, соответствую-
щем первому наибольшему по абсолютной величине отрицательному коэфи-
циенту подъемной силы (— су)Шах.
Для этого случая
^ = (-^)max; «3D = «min-
Коэфициент безопасности f~ 1,5.
ПРИМЕЧАНИЕ. Для одномоторных истребителей деревянной и смешанной кон-
струкции коэфициент безопасности /= 1,6.
Случай D' 31167-к
Случай D' — криволинейный полет при малом отрицательном угле атаки.
Для этого случая
Я = °>8 «/max. max’ «Щ = «D = «mixT
Коэфициент безопасности /==1,5.
ПРИМЕЧАНИЕ. Для одномоторных истребителей деревянной и смешанной кон-
струкции коэфициент безопасности / = 1,6.
Несимметричная нагрузка в полете 31168-к
Рассматриваются соответственно случаи А, А' и В, причем на одном крыле
предполагается полная нагрузка соответствующего случая, а на другом на 30%
меньшая, если самолет фигурный, и на 20% меньшая для остальных самолетов.
Разрешается не учитывать при этом инерционных сил крыла, вызываемых угло-
вым ускорением крыла.
Распределение нагрузок аналогично с соответственными расчетными слу-
чаями крыльев.
Коэфициент безопасности принимается также соответственно указанным
расчетным случаям крыльев.
Посадочные случаи 31169-к
Прочность крыльев проверяется в случаях Еш (симметричное нагружение
и несимметричное), Em-J-Gm, Ё2ш, Gm и Тш в соответствии с 31160-ш.
Принимается, что на самолет действуют следующие внешние нагрузки:
воздушная нагрузка Y — 0,750, условно распределяемая по случаю А,
реакция земли и массовые силы, обусловленные этими внешними на-
грузками, уравновешивающие самолет в целом.
Коэфициент безопасности f= 1,8.
МЕХАНИЗИРОВАННЫЕ КРЫЛЬЯ 31160-км
Нижеследующие требования относятся лишь к наиболее употребительным
конструкциям механизированных крыльев. В случаях необычных конструкций
требования прочности должны быть согласованы с ЦАГИ и с заказчиком.
11
3116()-км—31160-кмп
Нормы прочности
В приводимых ниже случаях приняты следующие обозначения:
cVa — коэфициент подъемной силы профиля на участке крыла без тор-
мозного щитка и предкрылка;
сУ1 — коэфициент подъемной силы профиля па участке крыла с пред-
крылком;
сУ1 — коэфициент подъемной силы профиля на участке крыла с тор-
мозным щитком;
Ла — воздушная погонная нагрузка случая А для крыла без тормоз-
ного щитка и предкрылка;
Ло — воздушная погонная нагрузка части механизированного крыла, не
занятой по размаху открытым предкрылком или тормозным щит-
ком (фиг. 31160-км);
h{ —то же, для части крыла, занятой открытым предкрылком;
Л2 — то же, для части крыла, занятой открытым тормозным щитком;
5—площадь крыла;
\—площадь части крыла, не занятой по размаху открытым пред-
крылком или тормозным щитком;
-- площадь части крыла, занятой открытым предкрылком (фиг.
31160-км);
52 — площадь части крыла, занятой открытым тормозным щитком;
k — масштабный коэфициент, величина которого в каждом отдельном
случае определяется из условия, что подъемная сила крыла
Y~nG, где л—перегрузка рассматриваемого случая.
31161-км Механизированные крылья должны удовлетворять по прочности всем слу-
чаям, указанным в 31160-к, за исключением случаев, специально оговоренных
ниже, причем тормозные щитки считаются убранными, закрылки нейтральными
и предкрылки полностью закрытыми (условно это принимается и для таких
предкрылков, которые не могут быть закрыты полностью). '
Кроме того, вводятся дополнительные случаи.
31160-кмп
КРЫЛО С КОНЦЕВЫМИ ПРЕДКРЫЛКАМИ
Предполагается крыло с незакрывающимися или с автоматически откры-
вающимися концевыми предкрылками, с величиной хорды предкрылка до 15°/0
хорды крыла.
12
Нормы прочности
31161-КМП--31162-КМП
Случай At (взамен случая А) 31161-кмп
Случай А; — криволинейный полет самолета при угле атаки, соответствую-
щем первому иаибольшему коэфициенту подъемной силы неразрезной части
крыла (сУо max)*
Для этого случая
Cvo —- Vo max ! *
Ао khA ;
hx — \,\bkhA\
п3 = п'3 = п3 .
Al шах
Положение центра давления по хорде и наклон равнодействующей по всему
крылу принимаются такими же, как и в случае А.
Коэфициент безопасности/= 1,5.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. В этом случае носки неразрезной части крыла проверяются с учетом
увеличения нагрузки, как указано в примечании к случаю А в 31161-к.
2. Принимается, что из погонной нагрузки разрезной части крыла //] -- 1,15/г/ла
(в направлении подъемной силы) приходится на предкрылок 0,15 kha . Центр давления и
направление равнодействующей нагрузки на предкрылок, как в случае А2 (31162-кмп).
3. Для одномоторных истребителей деревянной и смешанной конструкции коэфи-
циент безопасности f— 1,6.
Случай А2 31162-кмп
Случай А2 — криволинейный полет самолета при угле атаки, примерно
соответствующем первому наибольшему коэфициенту подъемной силы разрезной
части крыла.
Для этого случая
Cyi Су. max j
Ао == kha;
Ai = 1,5 kha ; ’
n? = n3 — ±-n3 , но не меньше 2,00
Лд */ Шал *
для всех самолетов, за исключением самолетов 1 группы класса А, для которых
2
п3 = -^п3> но не меньше 2,67.
/л 2 ша.г
Положение центра давления по хорде для разрезной части,— как в слу-
чае А, а для неразрезной части — на 10% хорды крыла более заднее.
Тангенциальная составляющая воздушной нагрузки для неразрезной части
равна нулю, а для разрезной части равна одной четверти нормальной составляю-
щей и направлена вперед.
В каждом сечении разрезной части одна треть нормальной' к хорде крыла
воздушной погонной нагрузки приходится на предкрылок. Полная погонная
нагрузка на предкрылок перпендикулярна к внутренней хорде предкрылка и
приложена па 0,45 хорды предкрылка от передней кромки. Величина полной
погонной нагрузки на предкрылок равна указанной выше величине ее состав-
ляющей, нормальной к хорде крыла, деленной на cos ?, где 7 — угол между
хордой крыла и внутренней хордой предкрылка.
Коэфициент безопасности /=1,5.
ПРИМЕЧАНИЕ. Для самолетов, предкрылки которых в полете полностью закры-
ваются и открываются лишь ио воле летчика и только для посадки, случай Ai не рас-
сматривается,. а случай А2 рассматривается с перегрузкой п3 — 2,67. Коэфициент без-
опасности /= 1,5."
13
31160-кмт — 31163-кмт
Нормы прочности
31160-КМТ КРЫЛО С ТОРМОЗНЫМИ ЩИТКАМИ
Приведенные ниже расчетные случаи определяются углом атаки крыла
с тормозным щитком или крыла с тормозным щитком и предкрылком соответ-
ственно Су м.кр j причем
,, ч + СУ, + ^2
Су м.кр — f (к) —
31161-кмт
Случай Ст
Случай Ст — пикирование с отклоненными элеронами и щитками.
Для этого случая
Су сам = 0; Q = (/max. max.
Угол отклонения элерона определяется по формуле:
= 100 (0,05 + 0,6 но берется не меньше 2°.
Значение с,П1 берется для профиля крыла по середине размаха элерона,
без поправки на сжимаемость.
Коэфициент безопасности f—2.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1- Эффект отклонения элеронов учитывается, как в случае С(31165-к).
2. При проверке прочности крыльев на случай Ст разрешается принимать подъемную
силу крыльев равной нулю, а погонную нагрузку в сечении, крутящий момент и лобовое
сопротивление определять для угла атаки крыла, соответствующего значению:
31162-кмт Случай А;
(только для самолетов, для которых <j,max крыла с тормозными щитками больше,
чем cyi тах крыла без тормозных щитков)
Случай А?— криволинейный полет па малом угле атаки при отклоненных
тормозных щитках.
Для этого случая
Q == (/max. max т‘> ~ >
СУ1
а2 =-------для угла атаки, соответствующего
Су„
Су„ ~{~СУ2 $2 GIS .
сV M.KD —-----<=;---- — Пэ --- >
h2 = a2kha-,
значению:
га9=«1'=Сах-
т
Коэфициент безопасности f—1,5.
31163-кмт Случай Ат
(только для самолетов, для которых су тах крыла с тормозными щитками меньше,
чем сутах крыла без тормозных щитков)
Случай Ат—криволинейный полет при угле атаки, соответствующем пер-
вому наибольшему коэфициенту подъемной силы механизированного крыла
(Су м.кр.шах).
Для этого случая'
Су м.кр = Су м.кр.шах; ^о== khi\ h2-~ ajzhiy,
СУ1
а2=— — для угла атаки, соответствующего значению:
СУо
Су м. кр :== Су м. кр.тах
Пэ — Пэ. — Пэ
Ат max
Коэфициент безопасности f— 1,5.
14
Нормы прочности 31160-кмпт—31160-кмщ—31162-кмэ
КРЫЛО С КОНЦЕВЫМИ ПРЕДКРЫЛКАМИ 31160-КМПТ
и С ТОРМОЗНЫМИ ЩИТКАМИ
Рассматриваются случаи Ст, А' (предкрылки закрыты, = S — S2) и А1( А2
(тормозные щитки убраны, = 5 — SJ. Кроме того, рассматривается еще
совместное действие тормозных щитков и предкрылков.
Случай Ai r 31161-кмпт
Случай Ai т — криволинейный полет при угле«атаки, соответствующем пер-
вому наибольшему коэфициенту подъемной силы механизированного крыла
(Су м.кр.тах).
Для этого случая
% м.кр Су м.кр.тах!
!
1ц —1,15
/z2 = a2kha\
СУ1
аг — ----для угла атаки, соответствующего значению:
су»
С у м. кр = Су м. кр.тах j
— П\ — П'” .
А]т max
Коэфициент безопасности /=1,5.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Нагрузка, приходящаяся на щитки или на предкрылки, передается
на основное крыло в виде сосредоточенных усилий в местах крепления.
2. В приводимых выше случаях (31160-км) расчета нервюр крыла на местную распре-
деленную воздушную нагрузку не делается, за исключением нервюр, на которые непосред-
ственно опираются элементы механизации крыла, причем в последнем случае, кроме сосре-
доточенных нагрузок от элементов механизации, учитывается распределенная воздушная
нагрузка, принимая условно ее распределение по аналогичным случаям немеханнзнрован-
ных крыльев (без увеличения на 50% нагрузки по носку).
КРЫЛО СО ЩИТКАМИ-ЗАКРЫЛКАМИ 31160-кмщ
Настоящие нормы предусматривают использование щитков-закрылков лишь
для облегчения взлета или посадки. При таком использовании щитков-закрылков,
особых расчетных случаев для крыла не рассматривается. Если щитки-закрылки
используются для каких-либо других целей (например, для увеличения манев-
ренности или для торможения при пикировании), требования прочности для них
и для крыла должны быть согласованы с ЦАГИ и с заказчиком. -
ПРИМЕЧАНИЕ. При наличии одновременно незапнрающнхся или автоматических
предкрылков, или тормозных щитков и щитков-закрылков, используемых только для облег-
чения взлета или посадки, крыло проверяется на расчетные случаи, указанные в 31160-км
НАГРУЗКИ ЭЛЕМЕНТОВ МЕХАНИЗИРОВАННОГО КРЫЛА 31160-КМЭ
Предкрылки 31161-кмэ
Предкрылок должен выдерживать нагрузку, величина, направление и
положение центра давления которой указаны для него в случае А2. Распреде-
ление нагрузки по хорде предкрылка берется по трапеции.
коэфициент безопасности f= 1,5.
Интерцепторы 31162-кмэ
Коэфициент нормальной силы, действующей на интерцептор, принимается
равным сх\ — 1,10 при скоростном напоре, соответствующем случаю А. Центр
давления — на 50% хорды интерцептора.
Коэфициент безопасности /= 3.
15
31163-кмэ—31160-крр—-31160-крх—31161-кн Нормы прочности
31163-кмэ Тормозные щитки
Коэфициент нормальной силы, действующей на тормозной щиток, прини-
мается равным cxi = 1,10 при скоростном напоре, соответствующем случаю Ст.
Для решетчатых щитков (см. 31230) под площадью щитка понимается площадь
описанного около щитка прямоугольника. Центр давления — на 50% хорды
щцтка.
•'Коэфициент безопасности /—2.
31164-кмэ i Щитки-закрылки
Для проверки прочности щитка-закрылка и его механизма рассматриваются
наиболее неблагоприятные случаи нагружения, соответствующие углам откло-
нения щитка в пределах от нуля до максимального возможного при скоростном
напоре qai.
Этот скоростной напор </щ = 3,56 </щ min, где <?щ min скоростной напор, соот-
ветствующий минимальной скорости горизонтального полета с полностью откло-
ненными щитками-закрылками.
Коэфициент безопасности /=2.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. При отсутствии продувок можно пользоваться данными, приве-
денными в 31230.
2. Прочность щитка и элементов его механизма проверяется также в соответствии
с нагрузками, приходящимися на него, как на часть крыла в случае D'.
31160-кр РАСПРЕДЕЛЕНИЕ НАГРУЗКИ
31160-Крр РАСПРЕДЕЛЕНИЕ НАГРУЗКИ ПО РАЗМАХУ КРЫЛА
31161-крр Для всех крыльев должны строиться кривые распределения нагрузки по
размаху, исходя из продувки, или по теории индуктивного сопротивления.
31162-крр Разрешается при распределении нагрузки по размаху пользоваться прибли-
женными графиками, данными в приложении (31200) к настоящим нормам проч-
ности.
31163-крр В случаях А' и В необходимо учесть влияние фюзеляжа, зализов и мотор-
ных гондол (см. 31212 и 31213).
31164-крр Для учета возможного (по сравнению с нормированным) падения воздушной
нагрузки на конце крыла для отдельных лонжеронов при стоечных (не свобод-
нонесущих) конструкциях крыльев следует проверять прочность передних и
задних лонжеронов при изгибающем консольном моменте их, уменьшенном на
20% по сравнению с определяемым по нормам для всех полетных случаев.
31160-КрХ РАСПРЕДЕЛЕНИЕ НАГРУЗКИ ПО ХОРДЕ КРЫЛА
31161-крх При распределении нагрузки по хорде при проверке прочности крыльев
рекомендуется придерживаться результатов продувки.
31162-крх При испытаниях крыльев допускается упрощение схем загружения с тем
непременным условием, чтобы центр тяжести нагрузки и направление ее сов-
падали с центром давления и направлением воздушных сил. Нагрузка по упро-
щенной схеме не должна вызывать местных загрузок, обусловливающих преж-
девременные местные разрушения деталей конструкций.
31163-крх В случае отсутствия продувок разрешается распределение нагрузки по
хорде производить приближенно по методу, данному в 31219.
31160-кн НЕРВЮРЫ
31161-кн Проверка прочности нервюр производится на все расчетные случаи крыльев,
а также на случаи, расчетные для элементов конструкции, подходящих к нер-
вюре (на нее опирающихся).
16
Нормы прочности 31162-кн —31160-кэ—31162-кф
При подсчете нагрузки на нервюру учитываются силы, действующие на 31162-кн
нервюру как элемент конструкции крыла.
Схема испытания выбирается с учетом поддерживающего эффекта обшивки 31163-кн
крыла.
При определении нагрузки на нервюру массовые силы крыльев во всех 31164-кн
полетных случаях не учитываются.
Коэфициент безопасности устанавливается соответственно расчетным слу- 31165-кн
чаям крыла.
Распределение нагрузки производится по данным продувок. 31166-кн
В случае отсутствия продувок разрешается распределение нагрузки про- 31167-кн
изводить приближенно согласно указаниям, данным в 31219.
ЭЛЕРОНЫ 31160-кэ
Нагрузка на элероны в неотклоненном положении рассматривается в слу-
чае А'. В этом случае указанные нагрузки уравновешиваются между собой
через проводку управления без участия летчика. Нагрузки на элероны в откло-
ненном положении рассматриваются в случаях В и La. Последний случай —
только для фигурных самолетов, делающих бочки и перевороты, Коэфициенты
безопасности берутся в соответствии с рассматриваемыми расчетными случаями.
Кроме того, рассматриваются еще следующие случаи отклонения элеронов
в прямолинейном горизонтальном полете.
Случай отклонения элерона вниз на максимальной скорости 31161-кэ
Воздушная нагрузка направлена снизу вверх. Интенсивность нагрузки
у передней кромки элерона определяется по формуле;
Pi = 0,64?raax [кг/м2].
Минимальное значение /^ = 100 кг/м2,
Коэфициент безопасности /=2.
Распределение нагрузки — см. 31240,
Случай отклонения элерона вверх на максимальной скорости 31162-кэ
Воздушная нагрузка направлена сверху вниз. Величина и распределение
нагрузки и коэфициент безопасности такие же, как в случае 31161-кэ.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Для серворуля и его креплений коэфициент безопасности /= 5.
2. В случае несоответствия между принятым максимальным или минимальным усн-
- лием на ручку управления или штурвал (см. 31163-у) и шарнирным моментом на элеронах
во всех случаях, за исключением А', следует поступать аналогично тому, как указано для
оперения (см. примечание к 31160-х1г); соотношение шарнирных моментов на элеронах
(т. е. на элероне, идущем вверх и идущем вниз) должно оставаться тем же, что и при
первоначальном распределении нагрузки (см. также 31163-у).
3. Для самолетов с двойным управлением уравновешивание шарнирных моментов
производится в' соответствии с нагрузкой на управление от двух пилотов согласно 31166-у.
ФЛАТТЕР И РЕВЕРС 31160-кф
Критическая скорость флаттера крыла (Укр) должна быть не меньше, чем 31161-кф
1,2 Ушах, max, ГДе Утах, max устанавливается В СООТВеТСТВИИ С qnm. max.
Скоростной напор, соответствующий реверсу элеронов (#Р), должен быть 31162-кф
не меньше, чем 1,5 (/max.max.
3
17
31160-х—31162-xlr
Нормы, прочности
31160-х ХВОСТОВОЕ ОПЕРЕНИЕ
31160-xl ОДНОКИЛЕВОЕ ОПЕРЕНИЕ
31160-xl г ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ
31161-х1г Наибольшая из уравновешивающих нагрузок
Берется наибольшая из уравновешивающих нагрузок, определяемых из
условия статического равновесия самолета во всех основных расчетных случаях
для крыла (А, А', В, С, D и D'), а при наличии тормозных щитков — дополни-
тельно в случае Ст, по формуле:
рз__уэ __ АД
Аг.о
где Мг — момент самолета относительно его центра тяжести, вычисленный по
продувке модели самолета без горизонтального оперения при наи-
более неблагоприятной в отношении нагрузок центровке, с поправкой
на сжимаемость;
Аг.о — расстояние от центра тяжести самолета до центра давления горизон-
тального оперения.
При Аг.о>1,5&ср, где 6ср = 11Л°''ХмГхРЫ'1а"> разрешается Аг.о брать равным
расстоянию от центра тяжести самолета до оси шарниров руля высоты.
Таким образом, определяется во всех случаях по формуле:
^=^сжим^-/-,
ъг.о
где пг2сжим—коэфициент моментаЛ/^; берется для угла атаки в соответствии с су
расчетного случая по поляре крыла (поправка на сжимаемость вво-
дится согласно 31283);
I' — плечо момента М2-,
q — скоростной напор.
Коэфициент безопасности берется в соответствии с расчетным случаем
для крыла.
Распределение нагрузки по хорде и размаху оперения — см. 31251-х1г,
31162-xlr Маневренная нагрузка
1-й случай
В случае В к уравновешивающей нагрузке прибавляется нагрузка:
ДР| = + 0,4^-^-5г.о,
О
э Т'»
где «в —эксплоатационная перегрузка случая В;
Sr.o — площадь горизонтального оперения;
О . „
—----нагрузка на 1 м2 крыла.
О
Коэфициент безопасности /=2.
2-й случай
^=±4-"а-|5г.о,
О о
э <
где «а — эксплоатационная перегрузка случая А.
Коэфициент безопасности /=2.
Распределение нагрузки ио хорде и размаху оперения в обоих случаях —
см. 31252-х1г.
18
Нормы, прочности 31163-х1г-^31161-х1в
Нагрузка при полете в неспокойном воздухе 31163-х1г
Эта нагрузка определяется по формуле:
рэ--у I у
где /г.о — уравновешивающая нагрузка на горизонтальное оперение при гори-
зонтальном полете у земли на максимальной скорости при па — 1;
Ун.в == 1,5 V() max *Sr.o [кг] )
Vo max — максимальная скорость горизонтального полета у земли.
Коэфициент безопасности /=2.
Распределение нагрузки по хорде и размаху оперения — см. 31253-х1г.
Несимметричная нагрузка 31164-х1г
Рассматривается несимметричная нагрузка соответственно всем расчетным
случаям, причем на одной половине горизонтального оперения предполагается
полная нагрузка соответствующего случая, а на второй на ЗО°/о меньшая.
Сервокомпенсаторы 31165-х1г
При наличии сервокомпенсаторов расчет и испытание горизонтального
оперения ведутся на все вышеуказанные случаи с соответствующими коэфи-
циентами безопасности. Распределение нагрузки по оперению — см. 31254-х1г.
Триммеры 31166-х1г
При наличии триммеров расчет и испытание производятся на все случаи,
приведенные для сервокомпенсаторов (31165-х1г) с тем же распределением
нагрузки; при этом распределение по фиг. 31254-х1г служит только для расчета
триммера и его креплений. Для расчета главного руля следует пользоваться
фиг. 31252-х1г.
Для обеспечения жесткости сервокомпенсаторов, триммеров и их креплв’
ний для них устанавливается коэфициент безопасности /=5.
ПРИМЕЧАНИЯ к 31160-xlr: 1. Во всех случаях, за исключением уравновешивающей
нагрузки (см. 31161-х1г), меньше 180 кг/м2 удельная^расчетная (разрушающая) нагрузка на
оперение не берется.
2. При расчете и испытаниях необходимо учитывать силу от троса (тяги) управления,
3. В случае несоответствия между принятой максимальной или минимальной регла-
ментируемой нагрузкой на ручку управления (см. 31161-у для ординарного и 31166-у для
двойного управления) и шарнирным моментом на руле по случаю маневренной нагрузки
(см. 31162-х1г) следует шарнирный момент от нормируемой аэродинамической нагрузки и
момент на рулях от усилия на ручке уравнять, умножая величины погонных'шарнирных
моментов от аэродинамической нагрузки на постоянный коэфициент (больший 1, если
усилие на ручке получается меньше установленного нижнего предела, и меньший 1, если
это усилие получается больше верхнего предела). Величины погонных нагрузок и общая
нагрузка на руль остаются без изменения.
4. Для самолетов с двойным управлением уравновешивание шарнирных моментов
производится в соответствии с нагрузкой на управление от двух пилотов согласно 31166-у.
5. Для расчета нервюр и местной прочности величина и распределение нагрузки
берутся исходные — до уравновешивания шарнирных моментов.
ВЕРТИКАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ 31160-х1в
Маневренная нагрузка 31161-х1в
Рэ = ±0,37^шаЛв.о,
где 5'в.о — площадь всего вертикального оперения.
- Коэфициент безопасности /=2.
Распределение нагрузки по оперению —см. 31251-х1в.
19
31162-xIb—31167-xIb
Нормы прочности.
ЗП62 х1в Демпфирующая нагрузка
Р3 = \ 0,19 <7тах SB.o
Коэфициент безопасности /= 2.
Распределение нагрузки по оперению — см. 31252-х1в.
31163-х1в Полет в неспокойном воздухе
Рэ = + 1 Л Vo max Sb .о [кг],
где Уотах — максимальная скорость самолета у земли.
Коэфициент безопасности /=2.
Распределение нагрузки по оперению—31253-х1в.
31164-х1в Случай остановки моторов
Для самолетов с расположением моторов вне плоскости симметрии сле-
дует рассмотреть случай остановки моторов, находящихся с одной стороны,
принимая за эксплоатационную нагрузку на вертикальное оперение нагрузку,
необходимую для уравновешивания момента от тяги винтов._
Эта тяга определяется по формуле:
Рвинт а -— 1Д Hq [кг],
где — номинальная мощность мотора в л. с.
Коэфициент безопасности f=<2,.
Распределение нагрузки по оперению — см. 31251-х1в.
311б5-х1в Комбинированный случай нагружения
Для самолетов с расположением моторов вне плоскости симметрии следует
рассмотреть случай одновременной нагрузки на вертикальное оперение от оста-
новки моторов, находящихся с одной стороны, принимая тягу
*
^винта '— Nо 1^]»
и маневренной нагрузки:
Рэ = ±0,19^inaxSB.o
или нагрузки от неспокойного воздуха:
Р9 = ± 0,80 Vo max Sb.o [«г].
Распределение нагрузки по оперению — см. 31251-х1в.
31166-х1в Сервокомпенсаторы
При наличии сервокомпенсаторов расчет и испытание вертикального опе-
рения производятся на все ранее указанные случаи с соответствующими коэфи-
циентами безопасности.
Распределение нагрузки по оперению — см. 31254-х1в.
31167-х1в Триммеры
Расчет и испытание производятся на все случаи, приведенные для серво-
компенсаторов (31166-х1в) с тем же распределением нагрузки; при этом распре-
деление по фиг. 31254-xlг служит только для расчета триммера и его крепления.
Для расчета главного руля следует применять фиг. 31252-х1г.
20
Нормы прочности 31167-х1в—31160-х1гв—31161-х2г
Коэфициент безопасности для сервокомпенсатора и триммеров и их креп-
лений f = 5.
ПРИМЕЧАНИЯ к 31160-х1в: 1. Во всех случаях эксплоатационная нагрузка на 1 Л2
вертикального оперения меньше 60 кг не берется.
2. При расчете и испытании необходимо учитывать силу от троса или тяги управ-
ления.
3. В сдучае несоответствия между принятой максимальной или минимальной регла-
ментируемой нагрузкой на педали (см. 31162-у для ординарного и 31166-у для двойного
управления) и шарнирным моментом на руле от нагрузки по случаям 31161-х1в, 31164-х1в
и ЗЦ65-х1в следует шарнирные моменты от нормируемой аэродинамической нагрузки и
момент на рулях от усилия на педалях уравнять, умножая величины погонных шарнирных
моментов от аэродинамической нагрузки на постоянный коэфициент (больший 1,если уси-
лие на педали получается меньше установленного нижнего предела, и меньший 1, если это
усилие получается больше верхнего предела).
4. Для самолетов с двойным управлением уравновешивание моментов производится
в соответствии с нагрузкой на управление от двух летчиков, согласно 31166-у.
5. Для расчета нервюр и местной прочности величина и распределение нагрузки
берутся исходные — до уравновешивания шарнирных моментов.
ОДНОВРЕМЕННАЯ НАГРУЗКА НА ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ 31160-х1гВ
И ВЕРТИКАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ
Рассматривается одновременная нагрузка на горизонтальное и вертикальное 31161-х1гв
оперение. Величина расчетной нагрузки берется равной 75°/0 максимальной рас-
четной нагрузки на горизонтальное и вертикальное оперение.
ДВУХКИЛЕВОЕ ОПЕРЕНИЕ 31160-х2
ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ 31160-х2г
Рассматриваются нагрузки на горизонтальное оперение, определяемые как 31161-х2г
и в случае однокилевого оперения, причем в случае нагружения горизонталь-
ного оперения при полете в неспокойном воздухе к уравновешивающей нагрузке
на горизонтальное оперение при горизонтальном полете у земли на максималь-
ной скорости при пэ =--1 прибавляется нагрузка, равная + 1,65 Vo Шах5г.о.
Одновременно на вертикальное оперение во всех случаях прикладываются
нагрузки Рв.о (верх) и Рв.о(нижн), определенные согласно графику фиг. 31161-х2г,
где Рг.о — нагрузка на горизонтальное оперение рассматриваемого случая;
Рв.о (верх)—нагрузка на верхнюю часть вертикального оперения (каждую по-
ловину);
Рв.о (нижн)—нагрузка на нижнюю часть вертикального оперения (каждую поло-
вину);
Zr.o — размах горизонтального оперения;
V — расстояние между вертикальными поверхностями;
Аверх—высота верхней части вертикального оперения;
Анижн — высота нижней части вертикального оперения:
г ____ 2 Лверх
"'верх -— "j j
^г.о
д ^верх
R h
'^иижн
21
31161-х2г—31161-х2в
Нормы, прочности
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. При определении Л»'0 (нижн) по графику фиг. 31161-х2г следует
1 2 Аниж„
вместо k брать величину, равную —, а вместо Anonv брать -----.
* & псрх * нижн
р'
в.о (верх)
2. При я = 0 —р------ также равно нулю; при й > 5 берется кривая k — со.
3. При промежуточных значениях k применяется линейная интерполяция.
Направление дополнитель-
ных нагрузок Р'в 0 (верх) и
Р'в.о (нижн) «а вертикаль-,
ное оперение при нагрузке
на горизонтальное опере-
ние РГ 0 , направленной
сверху вниз (при нагрузке
на горизонтальное опере-
ние снизу вверх направле-
ние нагрузок р'в,0 (верх) и
Рво (11ИЖН)Меняется на 18(F)
Фиг. 31161-х2г
311б0-х2в
31161-х2в
Коэфициент безопасности f берется в соответствии с рассматриваемым
случаем, как и в случае однокилевого оперения.
Распределение нагрузки по оперению — см. 31250-х2.
ПРИМЕЧАНИЕ. См. примечания к 31160-х1г (стр. 19),
ВЕРТИКАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ
Рассматриваются нагрузки на вертикальное оперение, определяемые как и
в случае однокилевого оперения. При этом предполагается, что на одну (левую
или правую) половину вертикального оперения действует 0,65 общей нагрузки
на вертикальное оперение (определяемой, исходя из общей площади 5В.О двух
вертикальных плоскостей), а на другую—0,35 указанной общей нагрузки.
22
Нормы прочности 31161-х2в—31160-х2гв—31160-хф—31163-6
Эксплоатационная нагрузка на вертикальное оперение при полете в не-
спокойном воздухе определяется по формуле:
Р3 = Чу 1,85 Vo max Sk.o [к?].
При комбинации нагрузки от уравновешивания тяги винтов с нагрузкой
от неспокойного воздуха последняя определяется по формуле:
Р3 = ±0,93 Ц, max 5в.о кг].
Нагрузка на горизонтальное оперение принимается равной нулю.
Коэфициент безопасности /=2.
Распределение нагрузки по оперению такое же, как и в случае одноки-
левого оперения.
ПРИМЕЧАНИЕ. Примечания к 31160-х1в (стр. 21) применяются и к двухкилевому вер-
тикальному оперению; при этом для примечания 3 учитывается, что каждая вертикальная
поверхность может воспринимать 65% момента от усилия летчика на педалях.
ОДНОВРЕМЕННАЯ НАГРУЗКА НА ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ 31160-х2гв
И ВЕРТИКАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ
Рассматриваются расчетные нагрузки на горизонтальное оперение, рав- 31161-х2гв
ные 75% нагрузок изолированного нагружения на горизонтальное оперение,
и одновременно нагрузка на вертикальное оперение, равная 75°/0 максималь-
ной изолированной нагрузки на вертикальное оперение, сложенной с нагрузками
^в.о (верх) и Рв.о(нижн), определяемыми из графика фиг. 31161-х2г.
Распределение нагрузки по оперению — см. 31250-х2.
ПРИМЕЧАНИЯ-' 1. Нагрузка на вертикальное оперение, равная 75% максимальной
изолированной нагрузки, распределяется между вертикальными поверхностями в отноше-
нии 65 : 35.
2. Нагрузки Рв 0 (ВерХ) и Рв 0 (НИЖН) на вертикальное оперение определяются по гра-
фику фиг. 31161-х2г в зависимости от величины нагрузки горизонтального оперения рассма-
триваемого случая, т. е. исходя из 75% нагрузки случая изолированного нагружения.
Несимметричная нагрузка на горизонтальное оперение 31162-х2гв
Рассматривается нагружение оперения согласно случаям изолированного
нагружения горизонтального оперения и случаю одновременного нагружения
горизонтального и вертикального оперения (см. 31161-х2г и 31161-х2гв), причем
на одной половине горизонтального оперения предполагается полная нагрузка
соответствующего случая, а на второй на 30% меньшая.
Нагрузки на вертикальное оперение (в том числе и Рв.о(верх) и Рв.о (нижи))
берутся в соответствии с указанными выше случаями без изменения.
ФЛАТТЕР ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ 31160-хф
Критическая скорость флаттера (Укр) хвостового оперения должна быть 31161-хф
не меньше, чем 1,2 ИШах . max , ГДе Ита х. max устанавливается в соответствии с
^max. max •
БАЛАНСИРЫ ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ И ЭЛЕРОНОВ 31160-6
Должно быть обеспечено отсутствие вибраций балансира на всем рабочем 31161-6
диапазоне оборотов мотора и при пробеге самолета по земле.
Для проверки прочности креплений балансира рассматриваются случаи 31162-6
нагружения 31163-6 и 31164-6.
Нагружение в вертикальной плоскости в направлении 31163-6
аэродинамической нагрузки случаев А и D
Эксплоатационная перегрузка принимается равной ±1,5п3, где «а —
эксплоатационная перегрузка случая А.
Коэфициент безопасности /=1,5.
23
31164-6—31160-ш—31160-шн—31161-шна Нормы прочности
31164-6 Нагружение вбок
Эксплоатационная перегрузка принимается равной 3.
Коэфициент безопасности /=1,5.
31160-ш ШАССИ И АМОРТИЗАЦИЯ
Во всех случаях, перечисленных ниже в 31160-шн и ЗП60-шЗ, КПОс-—посадоч-
ная скорость с учетом механизации крыла (закрылки, предкрылки и пр.).
Типовые схемы уравновешивания самолета в посадочных случаях даны
в 31300.
31160-шн
ШАССИ НОРМАЛЬНОЙ СХЕМЫ (фиг. 31160-шн)
Фиг. 31160-шн
31160-ШНа ВОСПРИНИМАЕМАЯ РАБОТА И ТРЕБОВАНИЯ
К АМОРТИЗАЦИОННОЙ СИСТЕМЕ
31161-шна Эксплоатационная работа Аэ , которую должна воспринять амортизацион-
ная система (стойки-|-пневматики) при динамическом приложении нагрузки,
вычисляется по формуле:
Аэ = 0,5 /Пред Vy [кг м],
где Vy — приведенный вертикальный компонент скорости в момент удара, опре-
деляемый по формуле:
V — 1 0,41/ПОсO.CJIO07' — 2,0 [м/сек], но не меньше 2,8 м сек-,
G — полетный вес самолета [кг] (см. 31142);
Vnoc — посадочная скорость (см. 31160-ш) [м/сек];
тред — редуцированная к линии равнодействующей удара масса самолета
[кг сек2/м].
Для главных колес /пред принимается равной массе всего самолета т.
Для хвостового колеса или костыля:
_ ДО
Ш₽ед" 9,81 ’
где ДО - доля веса самолета, приходящаяся на хвостовое колесо (костыль)
на стоянке.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Расчет амортизации главных колес производится в соответствии
со случаем Еш (см. 31161-innr).
2. Если по техническим условиям предусматривается возможность замены колес
лыжами, эксплоатационная работа А®т, которую должны воспринимать амортизационные
стойки главных или хвостовых колес, должна быть не меньше 0,5Аэ .
3. Расчет амортизации хвостового колеса (костыля) производится на наиболее не-
благоприятный случаи Ej или Е2 (см. 31161-ших—31162-шнх), т. е. дающий наибольший ход.
4. Для костыльных установок, не снабженных обладающими амортизирующими спо-
собностями колесами, указанная работа должна целиком восприниматься амортизационной
стойкой.
24
Нормы прочности
31161-шна—31167-шна
Эксплоатационная работа А3 распределяется между пневматйками и амор-
тизационными стойками, как указано на фиг. 31161-шна.
На этой фигуре
соответствующее ему
усилие, действующее на колесо, обозначено через Рк и
усилие па стойку через Рс , причем
Рс = фРк
где ф
коэфициент передачи, зависящий от геометрических соотношений
шасси.
s'
е
I
i
/Работа
амортиза-
торовАа
Максимальное зксппоатацион-
ноеусилие (Рс)тах
Усилиенастоян
Предварительная'затяжнаРс
Предварителмая затяжка ’
Усадка стоек
Фиг. 31161-шна
Для самолетов, предназначенных специально для ночных и слепых полетов, 31162-шна
норма на воспринимаемую работу должна быть увеличена в 1,5 раза, т. е.
Дн = 1,5ДЭ.
Способность амортизационной системы поглощать нор-31163-шна
мируемую работу в соответствии со всеми требованиями,
изложенными в 31160-шна, должна быть подтверждена динами-
ческими испытаниями.
При поглощении всей нормируемой работы (А3) эксплоатационная пере-31164-шна
грузка «р должна быть не больше величины ее, определяемой из формулы:
(G в кг).
«Э _ О С I 4 500 SL о К
е — 2)6 + G 4-2 500 ^3’5
Максимальное усилие в амортизаторе Рс max при поглощении всей норми-31165-шна
руемой работы А3 не должно быть больше величины, равной фРм.д, где
Рм.д—максимальная допустимая нагрузка на пневматик, гарантируемая заводом-
изготовителем.
По поглощении амортизацией нормированной работы должен существовать31166-шна
запас хода.в амортизационной стойке в 10% длины ее рабочего хода.
В случае, если 8М.Д < 1600,258СТ (где обжатие пневматика на сто-31167-шна
янке в мм, 8м.д — максимальное допустимое обжатие пневматика по данным
4
25
31167-шна—31160-шнг
Нормы прочности
завода-изготовителя в мм), кривая усилий по ходу поршня (масляно-пневма-
тической или масляно-пружинной амортизации) должна быть такова, чтобы
в начале хода на величину Ло, определяемую по формуле:
+ = (160 + 0,25 8ст-8м.д),
работал только воздух (пружина) (фиг. 31167-шна).
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. По этой же формуле определяется величина минимального допу-
стимого хода резиновой амортизации при максимальной эксплоатационной перегрузке.
2. В случае, если 8М д<< 1600,25 Зст , усилие предварительной затяжкн в аморти-
заторе Рса должно быть не меньше 0,75 Ре, где Ре — усилие на стоянке.
31168-шна Коэфициент полноты диаграммы во всех случаях не должен быть больше 0,75.
Время прямого и обратного хода амортизационной стойки должно быть
не больше 0,8 сек.
31169-шна Расчет резиновой амортизации (пластинчатой и шнуровой) должен основы-
ваться на лабораторных испытаниях резины применяемого сорта, откуда должны
определяться: допустимое обжатие (вытяжка) резины и воспринимаемая работа
в зависимости от усилия и хода.
Площадь резиновых пластин должна подбираться с таким расчетом, чтобы
давление на резину на стоянке не превышало 17 кг[см2.
ПРИМЕЧАНИЕ. Требования, изложенные в 31164-шна и 31167-шна, к хвостовым коле-
сам (костылю) не относятся.
31160-ШНГ ГЛАВНЫЕ КОЛЕСА
При определении прочности шасси геометрические соотношения устанав-
ливаются при амортизации, обжатой на величину, соответствующую эксплоата-
ционной перегрузке рассматриваемого случая.
Разрешается определять прочность шасси по схемам, соответствующим:
полному обжатию амортизационной системы (соответственно п*)
в случаях Еш , Ещ —G,,,, Pi ш и Тщ *,
стояночному обжатию в случаях Gm, Кгш и Мш .
ПРИМЕЧАНИЕ. Если по техническим условиям предусматривается возможность за-
мены колес лыжами, прочность шасси должна быть проверена на все случаи, указанные
в 31160-шл.
26
Нормы прочности 31161-шнг—31164-шнг
Случай Еш. Посадка на три точки (фиг. 31160-шн) 31161-шнг
Эксплоатационная перегрузка п\, определяется из диаграммы сжатия амор-
тизации (фиг. 31161-шна).
Коэфициент безопасности f— 1,65.
Минимальная расчетная перегрузка принимается равной 4.
ПРИМЕЧАНИЕ. Конструкции фюзеляжа и крыла должны быть проверены также и
на случай посадки на одно колесо. В этом случае эксплоатационная нагрузка на колесо
та же, что и в случае Еш. Коэфициент безопасности / = 1,8.
Случай Еш + Ош. Посадка на три точки с одновременным передним 31162-шнг
ударом в оба колеса
Самолет считается находящимся в положении, соответствующем стоянке
на земле. Равнодействующая нагрузки на оба колеса лежит в плоскости сим-
метрии самолета, проходит через ось колеса и направлена спереди в центр
тяжести самолета.
Величина нагрузки на одно колесо
Р’ = 0,5/г® , n G; дэ =_пэ
Коэфициент безопасности /=1,65.
Случай Ош. Передний удар в оба колеса 31163-шнг
Самолет считается находящимся в положении, соответствующем стоянке
на земле. Нагрузка проходит через ось колеса и направлена спереди й снизу
к горизонту под углом
а0 = 5 4- 0,025 D,
где D — диаметр колеса в мм.
Эксплоатационная перегрузка паа = 1,25.
Нагрузка на одно колесо Р® = 1,25-0,5 G.
Коэфициент безопасности/= 1,65.
Случай Rim. Посадка на три точки с одновременным 31164-шнг
боковым ударом в оба колеса
Самолет считается находящимся в положении, соответствующем стоянке
на земле. На шасСи действуют:
нормальная к земле сила, равная 0,75 таковой в случае Еш (31161-шнг):
/4 = 0,75/4:
боковая сила в направлении оси z, определяемая по формуле:
Fk = n^G,
где nt = Упос но берется не меньше 0,32.
Кх 67
Боковая сила прилагается к колесам с пневматиками, обжатыми соответ-
ственно Ре , и распределяется между колесами так, что на одно колесо дей-
ствует часть ее, направленная от колеса к плоскости симметрии самолета и
равная
Р^ = О,6Р1,
и соответственно на другое колесо действует другая часть боковой силы,
направленная от колеса к концу крыла и равная
Коэфициент безопасности /=1,65.
27
31164-шнг—31167-шнг
Нормы прочности
ПРИМЕЧАНИЕ. Если Ипос-<27 м)сек, то нормальная к земле сила распределяется
между колесами шасси в отношении
ri+_6_A|:h_ _6_Л1, •
I. Ипос В ] [ Иное в I
где h — высота центра тяжести самолета над уровнем земли при стоянке на трех точ-
ках вл»;
В—ширина колеи шасси (расстояние между колесами) в л».
31165-шнг Случай Изш. Разворот при рулежке
’Самолет считается находящимся в положении на трех точках, при этом
считается, что хвостовое колесо (костыль) и одно из главных колес земли не
касаются, находясь в непосредственной близости от нее, второе (из главных)
колесо заторможено и находится под действием реакции земли, приложенной
к точке касания колеса с землей.
Эксплоатационная величина вертикального компонента реакции земли
принимается равной n^G, эксплоатационная величина бокового компонента,
направленного к оси самолета, — равной n^G, эксплоатационная величина силы
трения—равной 0,55 n^G.
Эксплоатационная перегрузка п^ =0,60.
Коэфициент безопасности /= 1,65.
ПРИМЕЧАНИЕ. Следует также рассматривать случай Р21П при отсутствии силы
трения,
31166-шнг Случай Тш. Посадка с торможением
В случае постановки тормоза шасси помимо всех перечисленных случаев
должно быть рассчитано на 75% нагрузки случая Еш (см. 31161-шнг) и одновре-
менное действие горизонтальной силы, приложенной к окружности колеса в точке
7ИТ
касания его с землей и равной -—(где Р—радиус колеса с пневматикой,
обжатым силой Ре, и Л4т — тормозной момент, определяемый, как указано ниже).
I. Если величина тормозного момента ограничивается специальным при-
способлением, то
Af-j =: ТИщах,
где ТИтах — максимальный возможный момент.
II. Если ограничитель отсутствует и если тормоз не имеет сервоколодок,
то тормозной момент Л4Т может быть определен, исходя из максимального
эксплоатационного усилия от руки летчика на ручку тормоза.
III. Кроме того, тормозной момент может быть определен по формуле:
7ИТ = 0,225 PIR,
где Ре — эксплоатационная нагрузка, действующая на колесо в случае Еш.
Из этих трех вариантов в расчет вводится тот, который дает для 7ИТ
наименьшую величину.
Коэфициент безопасности /=1,65.
31167-шнг Случай Мш. Кручение шасси
Шасси проверяется на крутящий момент 7ИЭ, действующий в плоскости,
перпендикулярной к оси амортизационной стойки и проходящей через ось
колеса:
7ИЭ = 90 + 0,002 [кг м].
Коэфициент безопасности /=1,65.
28
Нормы прочности 31160-шнх—31163-шнх
ХВОСТОВОЕ КОЛЕСО ИЛИ КОСТЫЛЬ 31160-шнх
Определение прочности хвостового колеса или костыля производится по
схемам, соответствующим:
полному обжатию амортизационной системы в случаях Ej, Е2 и Е2 —F;
стояночному обжатию в случае F.
Случай ЕР Посадка на три точки 31161-шнх
Эксплоатационная нагрузка на хвостовое колесо (костыль) определяется
по формуле:
д/э = (п’ 4- 1) до,
где — эксплоатационная перегрузка, определяемая, как и для главного шасси,
из диаграммы сжатия амортизации; *
ДО — доля веса самолета, приходящаяся на хвостовое колесо (костыдь)
на стоянке.
Коэфициент безопасности /=1,65.
ПРИМЕЧАНИЕ. Для расчета хвостовой части фюзеляжа увеличение эксплоатацион-
ной перегрузки на единицу не производится.
Случай Е2. Одновременное действие сил N3 и Q (фиг. 31162-шнх) 31162-шнх
Принимается, что, кроме силы N3 = Пе&С, нормальной к земле, на хво- '
стовое колесо действует приложенная к оси колеса и направленная параллельно
земле назад сила Q’ =0,5N3.
Коэфициент безопасности /= 1,65.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. В случае костыля сила приложена в точке касания его с
землей.
2. Для хвостового колеса, у которого амортизация не работает на передний удар,
принимается Q3 = 2,5 ДО, но не меньше 0,5 № .
Случай F. Боковой удар 31163-шнх
В-этом случае считается, что самолет находится в положении на трех
точках, а боковая нагрузка Рэ =0,2пе&С приложена в точке касания колеса
(костыля) с землей и направлена параллельно размаху крыльев.
Коэфициент безопасности /= 1,65.
ПРИМЕЧАНИЕ. В случае ориентирующегося хвостового колеса или костыля, кроме
силы F3 , прикладывается (в точке касания костыля с землей или на осн колеса для
хвостового колеса) пара, момент которой равен по величине н противоположно направлен
моменту силы F3 относительно оси вращения хвостового колеса (костыля).
29
31164-шнх—31161-шЗа
Нормы прочности
31164-шнх Случай E2-J-F
Рассматривается одновременное действие нагрузок случаев Е2 (31162-шнх)
и F (31163-шнх), уменьшенных на 25%, а именно:
Л/э' = 0,75Л/э; Q3'= 0,375 N3 Г'= 0,15Л/э.
Коэфициент безопасности /—1,65.
31160-шЗ ТРЕХКОЛЕСНОЕ ШАССИ (фиг. ЗИ60-шЗ)
31160-шЗа ВОСПРИНИМАЕМАЯ РАБОТА И ТРЕБОВАНИЯ
К АМОРТИЗАЦИОННОЙ СИСТЕМЕ
31161-шЗа Эксплоатационная работа А3 , которую должна воспринять амортизацион-
ная система (стойкипневматики) при динамическом приложении нагрузки,
вычисляется по формуле;
А3 =0,5 /npeAVy [кг м],
где Vy — приведенный вертикальный компонент скорости в момент удара.
Для главных колес
=/0,4^ +0,01 G0’5—2,0 [м/сек], но не меньше 2,8 м/сек.
Для носового колеса значение V принимается большим из значений, полу-
чающихся по формуле для главных колес и по формуле:
Vy = k-f—V^° [м/сек], .
^Г.О
где b — расстояние от оси носового колеса до оси главных колес [ж];
7-г.о — расстояние от оси шарниров руля высоты до центра тяжести [л/];
6° — угол опрокидывания в градусах; берется по схеме шасси при необжа-
тых амортизации и пневматиках (фиг.^ЗИбО-шЗ);
k — коэфициент, зависящий от длины LT.O; значение его определяется
по табл. 31161-шЗа.
Таблица 31161-шЗа
£г.о [ж] 2 4 8 16 32
k 0,85 1,20 1,70 2,40 3,40
При промежуточных значениях Lr.o коэфициент k определяется линейной
интерполяцией.
ПРИМЕЧАНИЕ. Если по техническим условиям к Самолету предъявляется требование
посадки с заранее заторможенными колесами, коэфициент k берется в 11/2 раза большим.
30
Нормы прочности
31161-шЗа—31164-шЗа
/ирел — редуцированная' к линии равнодействующей удара масса самолета.
Для главных колес трея принимается равной массе всего самолета т.
Для носового колеса
0,85 т
= —------
где а—расстояние от центра тяжести самолета до нормали к земле, прохо-
дящей через точку касания носового колеса с землей,
iz—радиус инерции самолета относительно оси 0г (проходящей через
центр тяжести самолета).
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Если по техническим условиям к самолету предъявляется требо-
вание посадки с планирования без выравнивания, вертикальный компонент скорости
в момент удара как для главных, так и для носового колеса должен определяться по
формуле:
Су Т о
Сх
—3f“ — берется максимальным для самолета с закрытыми или открытыми щитками при Су max',
су
G
—— нагрузка на 1 м2 крыла.
2. Значение Vy для носового колеса не берется меньше получающегося из формулы
Ь —
Г»’-
Амортизационная система главных и носового колес трехколесного шасси 31162-шЗа
должна удовлетворять всем требованиям, изложенным выше для шасси нор-
мальной схемы, за исключением пунктов 31162-шна и 31164-шна в случае рас-
чета амортизации из условия посадки с планирования (без выравнивания). Тре-
бование пункта 31164-шна во всех случаях к амортизационной системе носового
колеса не относится.
Максимальное значение для главных колес при условии посадки с пла- 31163-ш3а
пирования и для носового колеса во всех случаях определяется величиной Рм.я
подобранных к самолету колес (см. 31165-шна).
Эксплоатационная работа А3 , которую должна воспринять амортизация 31164-шЗа
хвостовой предохранительной опоры при динамическом приложении нагрузки,
вычисляется по формуле:
Аэ=0,015О [кгм].
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. При этом должны удовлетворяться следующие условия.
Угол опрокидывания
6° >
где —разность между углом атаки самолета при суП1ах с открытыми щитками (а0) и
углом, образованным средней аэродинамической хордой крыла с горизонтом при
стоянке на трех точках с необжатой амортизацией (<р|), т. е. <р§ = а° — <pj;
<pj—Угол зазора, тангенс которого равен
0,75 Н„ _
ig ?з ----;
7/ц т—опускание центра тяжести самолета за счет обжатия амортизационной системы
при действии максимальной эксплоатационной перегрузки;
с — расстояние между точкой касания главных колес с землей и хвостовой предо-
хранительной опорой.
Угол отрицательного выноса главных колес — [3° при любых центровках должен
быть больше угла
2. В тех случаях, когда указанные условия не удовлетворяются, эксплоатационная
работа, которую должна поглощать хвостовая предохранительная опора, выбирается
в соответствии с требованиями к хвостовым колесам.
34
31160-шЗг—31164-шЗг
Нормы прочности
31160-шЗг ГЛАВНЫЕ КОЛЕСА
При определении прочности шасси геометрические соотношения устанав-
ливаются при амортизации, обжатой на величину, соответствующую эксплоата-
ционной перегрузке рассматриваемого случая.
Разрешается определять прочность шасси по схемам, соответствующим:
полному обжатию амортизационной системы (соответственно пя) в слу-
чаях Еш, Еш> Rim И Тш;
стояночному обжатию в случаях Ош, Ram и Мш.
ПРИМЕЧАНИЕ. Если по техническим условиям предусматривается возможность
замены колес лыжами, прочность шасси должна быть проверена на все случаи, указанные
в 31160-шл.
31161-шЗг Случай Еш. Посадка на три точки (фиг. ЗП60-шЗ)
Эксплоатационная перегрузка пэЕ определяется из диаграммы сжатия амор-
тизации (фиг. 31161-шна).
Коэфициент безопасности /=1,65. '
Минимальная расчетная перегрузка принимается равной 4.
ПРИМЕЧАНИЕ. Конструкции фюзеляжа и крыла должны быть проверены также
и на случай посадки на одно колесо. В этом случае эксплоатационная нагрузка на колесо
та же, что и в случае Еш. Коэфициент безопасности f = 1,8.
31162-шЗг. Случай Еш» Посадка на главные колеса
Принимается, что самолет садится на главные колеса, а хвостовая предо-
хранительная опора земли не касается, находясь в непосредственной близости
от нее; равнодействующая удара нормальна к земле и проходит через ось
главных колес.
Величина эксплоатационпой нагрузки на одно колесо принимается равной
Рэ=0,5меО.
Коэфициент безопасности /=1,65.
ЗПбЗ-шЗг Случай Ош- Передний удар в оба колеса
Считается, что самолет находится в положении, соответствующем стоянке
на земле. Нагрузка проходит через ось колеса и направлена спереди и снизу
под углом к горизонту
а0 = 20+ 0,025 D,
где D—диаметр колеса в мм.
Эксплоатационная перегрузка п^=1,5.
Нагрузка на одно колесо
/ Рэ = 1,5-0,50.
Коэфициент безопасности /= 1,65.
ПРИМЕЧАНИЕ. Если по техническим условиям к самолету предъявляется требование
посадки с плаиироваиия без выравнивания, эксплоатационная перегрузка пяа = 1,7.
31164-шЗг Случай Ri ш. Посадка на главные колеса с одновременным
боковым ударом в оба колеса
Самолет считается ^находящимся в положении, соответствующем рассмат-
риваемому в случае Еш (см. 31162-шЗг). Эксплоатационная перегрузка для
компонента равнодействующей в плоскости хОу равна 0,75 п'Е. Направление ком-
понента равнодействующей в плоскости хОу соответствует рассматриваемому
в случае Ещ (31162-шЗг).
Эксплоатационная перегрузка для боковых сил, направление, распределе-
ние между колесами и точка приложения боковых сил берутся по случаю
Rim для шасси нормальной схемы (31164-шнг).
Коэфициент безопасности/== 1,65.
32
Нормы прочности
31165-шЗг—31161-шЗн
Случай 1?2ш. Разворот при рулежке 31165-шЗг
Самолет считается находящимся в положении на трех точках, при этом
считается, что носовое колесо и одно из главных колес земли не касаются,
находясь в непосредственной близости от нее, второе (из главных) колесо
заторможено и находится под действием реакции земли, приложенной в точке
касания колеса с землей. Эксплоатационная величина вертикального компонента
реакции земли принимается равной п’2 G, эксплоатационная величина бокового
компонента, направленного к оси самолета, — равной п92 О', эксплоатационная
величина силы трения — равной 0,55 nfi2 G.
Коэфициент эксплоатационной перегрузки /i^2 = o,7O.
Коэфициент безопасности /==1,65.
ПРИМЕЧАНИЕ. Следует также рассматривать случай R2lJJ при отсутствии силы
трения.
Случай Тш. Посадка с торможением 31166-шЗг
Самолет считается находящимся в положении, соответствующем рассмат-
риваемому в случае Еш. Эксплоатационная перегрузка для нормальных к земле
сил берется равной 0,75 п’. Горизонтальный компонент Т3 нагрузки, прило-
женной в точке касания колеса с землей к его окружности, определяется,
исходя из коэфициента трения р. = 0,55 или исходя из максимальной возможной
величины тормозного момента Afmax; при этом считается, что пневматик обжат
силой Рэ . В расчет вводится значение Т3, меньшее из двух величин:
zx г-гг гхэ 'т'^ ТИтах
Т = 0,55 Р или 1 =—q— ,
г\
где R — радиус обжатого колеса.
Величина нормальной к земле эксплоатационной нагрузки на одно колесо
принимается равной
Р9 =0,5- 0,75 пеО.
Коэфициент безопасности /=1,65.
Случай Мш. Кручение шасси 31167-шЗг
Расчетные условия те же, что и для шасси нормальной схемы (см. 31167-шнг).
НОСОВОЕ КОЛЕСО 31160-шЗн
Во всех случаях, рассматриваемых ниже, самолет считается находящимся
в положении на трех точках, а амортизационная система — в состоянии полного
обжатия в случае Еш и 0,75 полного обжатия во всех остальных случаях.
Случай Еш. Посадка на три точки 31161-шЗн
Эксплоатационная нагрузка на колесо Р3 принимается в соответствии
с эксплоатационной перегрузкой п9, определяемой по диаграмме сжатия амор-
тизации, но не меньше величины, получающейся из формулы:
пЭ _ (1,1/г У 0,86 г) О
~ b
где е— расстояние от проекции центра тяжести на земле до оси главных колес
(остальные обозначения см. выше, фиг. 31160-шЗ). Геометрические соотношения
берутся при стояночном обжатии амортизационной системы.
Коэфициент безопасности /= 1,65.
5
33
31162-шЗн—31160-шЗх—31161-шщ
Нормы прочности.
31162-шЗн Случай Еш + Ош. Передний удар в носовое колесо
Эксплоатационная нагрузка Рэ принимается равной таковой в случае Е,„
(см. 31161-шЗн), приложенной к оси колеса и наклонённой назад (против полета)
под углом 45э к горизонту.
ПРИМЕЧАНИЕ. Если горизонтальный компонент равнодействующей удара получается
больше 1,5 G, угол наклона равнодействующей Р9 определяется, исходя из величины гори-
зонтального компонента, равного 1,5 G.
Коэфициент безопасности / -И ,65.
31163-ш3н Случай Ri ш. Посадка с боковым ударом в носовое колесо
Эксплоатационная величина равнодействующей удара принимается равной
эксплоатационной нагрузке Рэ случая Еш (см .31161-шЗн) и наклоненной в плос-
кости yOz так, что боковой компонент ее равен +0,25 Р‘ ,
ПРИМЕЧАНИЕ. В случае ориентирующегося носового колеса, кроме силы Ра , на осн
колеса в плоскости xOz прикладывается пара, момент которой равен по величине и про-
тивоположно направлен моменту бокового компонента силы Рэ относительно оси вращения
носового колеса.
31164-шЗн Случай Тш. Посадка с торможением
Случай Тш рассматривается только тогда, когда носовое колесо снабжено
тормозом.
Эксплоатационная величина нагрузки Р3, нормальной к земле, принимается
равной 0,75 эксплоатационной нагрузки случая Еш (см. 31161-шЗн). Эксплоата-
ционная величина горизонтального компонента трения Тэ принимается равной
0г г z 714m ах ., / гч
,55 Р или — п- и приложенной в точке касания колеса с землей (R — радиус
колеса с пневматикой, обжатым сплои Ре). В расчет вводится меньшая вели-
чина Т3 .
Коэфициент безопасности /== 1,65.
31160-шЗх ХВОСТОВАЯ ПРЕДОХРАНИТЕЛЬНАЯ ОПОРА
31161-шЗх Удар в хвостовую предохранительную опору
Эксплоатационная перегрузка пэ определяется из диаграммы сжатия амор-
тизации как отношение максимального усилия на опору при поглощении всей
эксплоатационной работы, предписываемой в31164-ш3а, к усилию, равному 0,1(7.
Эксплоатационная нагрузка, нормальная к земле в положении самолета,
когда хвостовая опора касается земли, принимается равной
Р3 -0,1 nG.
Коэфициент безопасности /— 1,65.
31160-шщ ЩИТКИ ШАССИ
31161-шщ Прочность щитков шасси проверяется при полностью убранном шасси.
Эксплоатационная величина удельных нагрузок определяется в соответ-
ствии с положением щитка па нижней поверхности крыла (фюзеляжа) по
фиг. 31161-ШЩ при <7 - 0,8 <7|11ах. max.
Коэфициент безопасности /=1,5
— рэ
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Величины р = на соответствующих процентах хорды крыла
ио размаху принимаются постоянными.
2. Величина эксплоатационной удельной нагрузки рэ больше 7 500 кг/м2 не берется.
3. При действии эксплоатационной нагрузки конструкция щитков должна обеспечи-
вать невозможность образования ще.Ти между передней кромкой (по полету) щитка и
поверхностью крыла.
31
Нормы прочности
31161-шщ—31161-шл
4. На фиг. 31161-шщ через х обозначено расстояние от носка крыла до щитка' в про-
центах хорды.
5. Прн полном илн частичном убирании шасси в фюзеляж принимается, что на всей
поверхности щитка, расположенной в фюзеляже, действует удельное давление
Р3 = - 0,32 <7nlax lnax.
6. Прн убирании шасси в моторные гонтолы удельная нагрузка на щитки опреде-
ляется в зависимости от местоположения последних в соответствии с требованиями
31160-мк и 31260.
ЛЫЖНОЕ ШАССИ 31160-шл
При определении прочности лыжного шасси геометрические соотношения
устанавливаются при амортизации, обжатой на величину, соответствующую
эксплоатационной перегрузке рассматриваемого случая.
Разрешается определять прочность шасси по схемам, соответствующим:
полному обжатию амортизационной системы (соответственно пр в слу-
чае Ел ;
стояночному обжатию в случаях 6Л и Мл ;
свободному состоянию в случае Ел.
ПРИМЕЧАНИЯ- 1. Если по техническим условиям предусматривается возможность
замены лыж колесами, прочность шасси должна быть проверена на все случаи, указанные
в 31160-шн или 31160-шЗ.
2. Требования, изложенные в 31160-шл, относятся также к шассн носовой и хвостовой
лыжи, за исключением случаев, специально оговоренных. —
Случай Ел. Посадка на три точки 31161-шл
Принимается, что на каждую лыжу действуют следующие нагрузки:
нормальная к земле сила, распределенная по длине рабочей части
полоза лыжи
Рэ = ПеДО,
где n| — эксплоатационная перегрузка случая Еш (см. 31161-шнг, 31161 -шнх,
31161-шЗг и 31161-шЗн),
ДО—доля веса самолета, приходящаяся на лыжу на стоянке;
сила трения
Г = 0,25 Р1.
Коэфициент безопасности /— 1,65.
35
1161-ш л—-31163-шл
Нормы,, прочности
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Длина рабочей части
лыжи определяется началом резкого загиба по-
лоза у конца и подъемам на 4 см у носка
лыжи.
2. Распределение нормальной к земле
нагрузки по длине полоза лыжи Р3 принима-
0,25 Р3 ется по закону прямой линии таким, чтобы
лыжа под действием всех сил находилась в рав-
новесии; распределение удельной нагрузки
по ширине принимается равномерным (фиг.
31161-шл).
3, Местная прочность лыжи, а также
прочность кабана должна быть проверена на нагрузку Рэ = 0,5 77g &G, равномерно распределен-
ную по внешнему ребру лыжи на участке, равном J/3 рабочей длины лыжи, симметрично распо-
ложенном относшслыю оси кабана.
31162-нал
Случай Ол. Передний удар в носок лыжи
Считается, что самолет находится в положении, соответствующем стоянке
на земле. Нагрузка па одну лыжу Р3 = 0,5 ПаО принимается проходящей через
середину хорды, соединяющей носок лыжи с началом подъема, и ось втулки
(фиг. 31162-шл).
п^~~ эксплоатационная перегрузка
случая С1Ш (см. 31163-шпг).
Коэфициент безопасности f — 1,65.
ПРИМЕЧАНИЕ. Случай йл к шасси
носовой и хвостовой лыжи не относится.
P3~O,5niG
J ' V
Фиг. 31162-шл
31163-шл Случай Рл . Посадка со сносом
Считается, что самолет находится в положении, соответствующем стоянке
на земле, но вертикальная реакция земли равна нулю.
Боковая сила в направлении оси z на каждую из главных лыж:
F3 = 0,5 n?G,
, Кпос [ж/се/с] . . _
где пр —------4?>~— , но берется не меньше 0,5.
На носовую или хвостовую лыжу
F3=0,2nUG,
где //g — эксплоатационная перегрузка случая Еш (см. 31161-шнх или 31161-шЗн),
ДС7 — доля веса самолета, приходящаяся на лыжу на стоянке.
F3=(/l=D,5n3G-
Г1'Г3д1
al
К
г ?
РНШ1ШЗДШШШ
и д'
--- L
Фиг. 31163-шл
где h — максимальная высота тела лыжи
Коэфициент безопасности /=1,65.
Принимается, что боковая на-
грузка на лыжу распределена равно-
мерно по длине рабочей части поло-
за так, что равнодействующая ее при-
ложена по длине в середине рабочей
части полоза, а по высоте—на рас-
1 ,
стоянии у и от земли,
О
(фиг. 31163-шл).
• L
' г
3
36
Нормы прочности __________ ________. _______________31164-шл 31162-шлЭ
Случай Мл'. Примерзание лыжи ' 31164-шл
Считается, что самолет находится в положении, соответствующем стоянке
на земле, и на одну из лыж действуют:
крутящий момент в плоскости земли:
A43 = 0,2ZAG [кгм],
где I — длина рабочей части полоза [л/],
ДО — доля веса самолета на одну лыжу при стоянке,
вертикальная реакция земли, проходящая через ось втулки:
Рэ = ДО ;
сила трения вдоль полоза, величина которой определяется делением
момента АГ на расстояние от оси лыжи до равнодействующей тяг винтов,
взятых справа или слева от рассматриваемой лыжи; эта сила должна быть
не больше тяги на месте взятых винтомоторных групп.
Коэфициент безопасности /=1,65.
ПРИМЕЧАНИЕ. Случай Мл к шасси носовой и хвостовой лыжи не относится.
ТРЕБОВАНИЯ К ЭЛЕМЕНТАМ ЛЫЖНОГО ШАССИ 31160-ШЛЭ
Лыжи 31161-шлэ
Прочность лыжи как элемента лыжного шасси и ее креплений должна
проверяться во всех случаях, предусмотренных в 31160-шл. Кроме того, проч-
ность лыжи и козелка должна быть проверена на случай Е' .
Случай Ел. Сосредоточенное нагружение
Лыжа рассматривается свободно опертой на двух опорах, расположенных
по концам рабочей длины полоза. Нагрузка принимается нормальной к полезу
лыжи и приложенной к оси втулки козелка лыжи. Ее величина определяемся
по формуле
Рэ = 0,5 «еД<7,
где «^—-эксплоатационная перегрузка случая Еш;
Д(7 —доля веса, приходящаяся на лыжу в случае Ел .
Коэфициент безопасности /=1,65.
Амортизаторы лыж 31162-шлэ
Если в полете лыжа не фиксируется замком в ее нормальном летном по-
ложении, амортизаторы должны обеспечивать устойчивость лыжи при всех
режимах полета, определяемых расчетными случаями норм, т. е. их восстанавли-
вающий момент при всех режимах должен быть больше действующего на лыжу
возмущающего момента (аэродинамического плюс весового с учетом эксплоа-
тационной перегрузки).
Превышение восстанавливающих моментов по отношению к возмущающим рекомендуется
производить на величину, равную 40% аэродинамического момента лыжи.
При этом под действием возмущающего момента амортизаторы могут
допускать отклонение лыжи в полете от ее нормального летного положения,
но не больше, чем на +4°.
Аэродинамический момент, действующий на лыжу, определяется в соот-
ветствии со скоростным напором и углом атаки лыжи.
Угол атаки лыжи может рассматриваться как алгебраическая сумма угла
атаки крыла, угла установки лыжи по отношению к крылу и угла ее отклонения
от установочного положения.
3?
31162-шлэ—31163-шлЭ
Нормы, Прочности,
По отношению к усилию, возникающему в амортизаторе при отклонении
лыжи на угол, определяемый длиной предохранительного троса, для расчета
прочности берется коэфициент безопасности /= 1,5.
ПРИМЕЧАНИЕ. Подбор амортизатора (пружины) для убирающейся лыжи может
производиться в соответствии с требовснлями, изложенными в 31161-him, но ири этом на
самолет должны быть наложены ограничения в виде:
допустимой максимальной скорости полета с неубранной лыжей;
запрещения резкого маневрирования с неубранной лыжей.
Фиг. 31163-шлэ
Предохранительный трос должен выдерживать с четырехкратным запасом
прочности усилия, приходящиеся на него от общего момента, составляющегося
из однократного аэродинамического момента и момента от веса лыжи с экспло-
атационной перегрузкой рассматриваемого случая.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Лыжа и части самолета, к которым крепятся амортизатор и
предохранительный трос, должны быть проверены на местные усилия от них.
2. Длина предохранительного троса или максимальные хода амортизационной стойки
(пневматической, масляной, пружинной и т. д.) определяются соответственно углу откло-
нения лыжи от положения ее в полете (опускание заднего конца) и от положения ее иа
стоянке (опускание переднего конца) по графику фиг. 31163-шлэ.
3. Загиб полоза у носка лыжи должен подбираться так, чтобы при угле отклонения
лыжи от положения на стоянке, получающемся согласно фиг. 31163-шлэ, была обеспечена
невозможность зарывания ее в снег.
38
Нормы прочности
ЗПбб-шм—31161-М
МЕХАНИЗМ ПОДЪЕМА ШАССИ 31160-шм
Эксплоатационная перегрузка для расчета механизма подъема и выпуска 31161-шм
шасси определяется по формуле:
где —У— определяется по продувке самолета или по фиг. 31216—II (стр. 75),
где вместо Х/э нужно подставлять X крыла;
V — скорость полета, при которой могут производиться выпуски подъем
шасси, но не меньше 1,75 1/т;п (Vmin — минимальная скорость гори-
зонтального полета без щитков, м\сек).
Для лыжного шасси должны быть учтены аэродинамические силы и мо-
менты лыжи, которые определяются в соответствии с рассматриваемым режимом
полета («э и q = -^rV2, где п? и V имеют указанные выше значения)
и в соответствии с кинематикой механизма убирания.
Коэфициент безопасности /=2. ' -
Механизм подъема и замки шасси должны быть проверены как при 31162-шм
выпущенном, так и при убранном шасси в соответствии с величиной
максимальной (п^ах) и минимальной (пэт,п) эксплоатационной перегрузки и коэ-
фициентом безопасности, указанных в нормах для данного самолета.
Механизм подъема и замки шасси в случае убранной лыжи должны быть
проверены в соответствии с аэродинамическими и массовыми нагрузками, дей-
ствующими на лыжу в случаях А, С и D'.
В случае выпущенной лыжи механизм подъема и замки шасси должны
проверяться в соответствии со случаями, на которые подобран амортизатор
лыжи (см. 31167-шл).
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Во всех случаях для замков шасси (лыж) коэфициент безопасности
7=2.
2. Механизм подъема и замок шасси (при убранном шасси) должны проверяться на
нагрузки от щитков шасси (см. 31160-шщ).
Если механизм подъема входит весь или отдельными частями в силовую 31163-шм
схему конструкции шасси, то он должен проверяться на все посадочные случаи,
предусмотренные 31160-ш.
Конструкция механизма подъема должна обеспечивать плавный выпуск 31164-шм
шасси, без ударов, а конструкция замков их — открытие только при двух
движениях запирающего механизма. ,
МОТОРНАЯ УСТАНОВКА 31160-м
Случай А.м.у 31161-м
Соответствует случаю А. Эксплоатационная нагрузка определяется по
формуле:
Р3=0иу («Ц-1,5),
где <7„.у —• вес мотора с оборудованием, моторной рамой, капотом, винтом й Т. Д.;
«а — эксплоатационная перегрузка случая А.
Направление нагрузки то же, что и направление нагрузок от агрегатов
на крыльях; для упрощения можно принимать его нормальным к оси мотора.
Коэфициент безопасности /=1,5. ?
ПРИМЕЧАНИЕ. Увеличение перегрузки на 1,5 относится только к моторной уста-
новке до болтов ее крепления включительно.
39
31162-м—31160-мк
Нормы прочности
31162-.М Случай DM.V
Соответствует случаю D. Нагрузка действует снизу вверх и определяется
по формуле:
РЭ = СМ.У («d+1,5),
где «в — эксплоатационная перегрузка случая D. Направление нагрузки то же,
что и направление нагрузок от агрегатов на крыльях; для упрощения можно
принимать его нормальным к оси мотора.
Коэфициент безопасности f— 1,5.
ПРИМЕЧАНИЕ. Увеличение перегрузки на 1,5 относится только к моторной уста-
новке до болтов ее крепления включительно.
31163-м Посадочные случаи
Моторная установка должна быть проверена на все посадочные случаи
по эксплоатационным перегрузкам норм шасси при коэфициенте безопасности
/=1,65.
31164-м Случай Нм.у
Боковая нагрузка на моторную установку:
Рэ = + 4+у.
Эксплоатационная перегрузка «н принимается для всех самолетов рав-
ной 1,5.
Коэфициент безопасности /==2.
31165-м Случай Ми.у
Рассматривается работа мотора на стоянке самолета; учитываются макси-
мальная тяга и момент от винта.
Коэфициент безопасности /=2.
ПРИМЕЧАНИЕ. Для моторов с редуктором момент подсчитывается по формуле:
N
Л4 = 716,2 — [кгм],
где N мощность мотора в л. с.;
п число оборотов винта в минуту.
31166-м Случаи Ам.У+Мм.у и DM.y+MM.y
Рассматривается совместное действие нагрузки случаев Ам.у (илиВм.у) и Мм.у.
Эксплоатационная нагрузка берется согласно 31161-м и 31162-м, а эксплоатацион-
ные значения тяги и момента берутся из аэродинамического расчета в соот-
ветствии с рассматриваемыми случаями полета (случай А или случай D).
Коэфициент безопасности /=1,5.
31167-м Случай Нм.у + Мм.у
Эксплоатационная нагрузка принимается согласно 31164-м и 31165-м.
Коэфициент безопасности /=2.
31168-м Если моторная установка нагружается какими-либо другими частями само-
лета, то она должна быть проверена на усилия от этих частей.
31160-мк МОТОРНЫЕ ГОНДОЛЫ И КАПОТЫ
При определении нагрузок на моторные гондолы, капоты и их детали
учитываются нагрузки как на наружную, так и на внутреннюю поверхности.
Во всех случаях (за исключением тех, где это оговорено особо) величины
удельных нагрузок, как наружных, так и внутренних, принятые согласно данным
продувок в нескоростных трубах, графикам в приложении (см. 31260) или специ-
альным указаниям, изложенным ниже, должны быть пересчитаны на скорость,
соответствующую qmax. тах или 0,8 qmax. тах, с учетом влияния сжимаемости воз-
духа согласно указаниям, изложенным в 31280.
40
Нормы прочности 31161-мк—31163-мк
Нагрузки на наружную поверхность моторных гондол и капотов 31161-мк
Для определения аэродинамических нагрузок на моторную гондолу, капот
и их детали требуется продувка на распределение давления на углах атаки,
соответствующих расчетным случаям С, А' и D' норм прочности, а также на
режиме скольжения р = + 5° при а = 0, относя данные продувки к (/max. max в слу-
чаях С и А', а в случае D' к 0,8 ^тах. гаах.
При отсутствии экспериментальных данных, указанных выше, для опреде-
ления нагрузок на наружную поверхность моторной гондолы и капота разре-
шается пользование приближенным, методом, приведенным в 31260, или резуль-
татами продувки модели сходной формы.
Нагрузки на носовую часть моторной гондолы, находящуюся внутри
капота (внутренний капот), определяются в соответствии с давлением внутри
капота (см. 31162-мк).
Нагрузки на внутреннюю поверхность моторных гондол и капотов 31162-мк
(для случаев С, A', D' и скольжения)
Капоты моторов воздушного охлаждения
Если-конструкция капота не предусматривает закрывания входного отвер-
стия воздуха во время пикирования, то при наличии юбки, закрывающей
Э О
выходное отверстие воздуха, величина внутреннего давления /?Внутр> действую-
щего равномерно на всю внутреннюю поверхность капота, берется равной
/'внутр ~(/max. max В СЛуЧЯЯХ С И А И /'внутр ~~~~ 0,8 (/max. max В Случае D\
Если в капоте имеется приспособление, закрывающее входное отверстие
воздуха при пикировании (жалюзи или передняя юбка), то величина /'внутр
берется равной:
от носка капота до плоскости осей цилиндров первого ряда—
/'внутр (/max. max В СЛуЧЯЯХ С И АГ И Рвнутр == 0,8 (/max. max В Случае D *,
от плоскости осей цилиндров первого ряда до конца капота —
/'внутр -0,5 (/max. max В СЛуЧЭЯХ С И А' И /'внутр = 0,4 (/max. max В СЛуЧЭе 1У.
Капоты моторов жидкостного охлаждения
Для капотов, у которых протекание воздуха внутрь капота имеет целью
охлаждение мотора (лобовой радиатор и цр.), величина давления ранутр, дей-
ствующего по всей длине протекания воздуха, берется равной
/'внутр — (/max. max В СЛуЧЭЯХ С И А' И /'внутр :-^= 0,8 (/max. max В Случае Df.
Для капотов, у которых протекание воздуха внутрь капота не имеет
специальной цели охлаждения мотора (наличие щели между коком винта и
капотом и пр.), величина /'внутр берется равной
pBHyTp 0,18 </шах. max В СЛуЧЯЯХ С И А И /'внутр 0,15 (/max. max В СЛуЧае D.
Моторные гондолы
Внутреннее давление для моторных гондол принимается равным нулю.
Элементы капота 31163-мк
Юбки и механизмы управления ими
Случай закрытой юбки
Наружное разрежение определяется из продувки при нулевом угле атаки
(или берется из 31260) в соответствии с расположением юбки. Внутреннее дав-
ление берется в соответствии с 31162-мк.
Положение центра давления определяется в соответствии с распределе-
нием воздушной нагрузки по хорде юбки.
G
41
31163-мк—31161-ф
Нормы, прочности
Случай открытой юбки
Рассматривается положение, соответствующее максимальному открытию
юбки. Величина средней удельной эксплоатационной нагрузки (суммарной),
направленной внутрь капота, принимается равной 0,7 ^max. тах, а центр дав-
ления— на расстоянии 4U% хорды юбки от передней кромки. Распределение
нагрузки по хорде юбки принимается пб закону трапеции.
Всасывающие патрубки, туннели радиаторов и пр.
Величина наружного разрежения берется из продувки капота. В случае
отсутствия продувки эта величина берется из 31260, как для элемента наружной
поверхности носовой части капота мотора воздушного охлаждения.
Величина внутреннего давления до сечения, в котором находится приспо-
собление, препятствующее протеканию .воздуха при пикировании (заслонки
и пр.), берется равной
э
Рвнутр (/max. max*
За заслонкой принимается /?виУтР = 0,25^гаах. max в том случае, если закрытие
ее при пикировании является обязательным. В противном случае давление
рвнутр — <7max.max распространяется на всю длину протекания.
Общее замечание
Элементы капота, имеющие значительную лобовую поверхность (жалюзи,
передний щит капота и пр.), должны рассчитываться на среднее удельное лобовое
давление, равное
/’лоб “ ^max. max.
31164-мк Коки винтов
В случае отсутствия продувки для коков обычной формы можно восполь-
зоваться данными, приведенными в 31265. Для коков необычной формы тре-
буется продувка на распределение давления.
31165 мк Коэфициент безопасности
Коэфициент безопасности для всех элементов капота, за исключением ме-
ханизма управления юбкой, во всех случаях /—2. Коэфициент безопасности
для механизма управления юбкой /=1,5. Для узлов крепления капота коэ-
фициент безопасности следует брать на 20% большим.
31166-мк Дополнительные указания
Необходимо обеспечить надлежащую жесткость капота и в особенности
его носовой части с тем, чтобы во время съемки и постановки капота на место
форма его не нарушалась (нарушение формы может привести к увеличению
аэродинамических нагрузок).
Капот и его крепления (особенно в случае мотора воздушного охлажде-
ния) работают в неблагоприятных условиях в отношении вибраций; поэтому
как в производстве, так и в эксплоатации необходимо следить, не появились ли
дефекты на капоте, могущие привести к преждевременному разрушению его
от вибраций (царапины и трещины в листах, перекалка узлов и деталец и др.).
Не следует допускать резких переходов сечений элементов конструкции.
Вращающиеся коки винтов должны быть сбалансированы относительно
оси вращения.
31160-ф ФЮЗЕЛЯЖ
31161-ф Прочность фюзеляжа рассматривается в соответствии со всеми случаями
нагружения крыла, хвостового оперения и моторной установки (в случае на-
хождения последней на фюзеляже), принимая эксплоатационные нагрузки и
коэфициенты безопасности соответственно рассматриваемым случаям.
Фюзеляж проверяется также на нагрузку от шасси и костыля во всех слу-
чаях посадки, принимая эксплоатационную нагрузку равной соответственной
нагрузке шасси и костыля и коэфициент безопасности/= 1,8.
Случай Еш рассматривается как симметричный и как несимметричный (см. примечание
к 31161-шнг).
42
Нормы прочности
31161-ф—31165-ф
Типовые схемы уравновешивания самолета даны в приложении 31300.
ПРИМЕЧАНИЕ. Во всех случаях учитывают массовые силы от грузов, находящихся
в фюзеляже.
Кроме того, фюзеляж проверяется на случаи, приведенные в 31162-ф —
31165-ф.
Случай Нф 31162-ф
Случай Нф—нагрузка вбок передней части фюзеляжа (от носа до первого
лонжерона крыла).
В расчетной схеме принимается, что передняя часть фюзеляжа жестко
заделана на первом лонжероне.
Равнодействующая массовых сил прилагается в центре тяжести передней
части фюзеляжа. Эксплоатационная перегрузка равна 1,5 и коэфициент безопас-
ности 7=2.
Фиг. 31163-ф
Случай Кф (фиг. 31163-ф)
Самолет рассматривается в. положе-
нии, когда он, находясь на главных колесах,
упирается носом фюзеляжа или моторами
в землю.
Полетный вес самолета приложен в его
центре тяжести в направлении,' нормальном
к земле.
Эксплоатационная перегрузка равна пе-
регрузке случая Ёш.
Коэфициент безопасности /===1,5.
31136-ф
Случай Рф (фиг. 31164-ф) для самолетов с G </10 000 кг 31164-ф
Самолет рассматривается в перевернутом положении (на спину).
Фиг. 31164-ф
На этот случай проверяются элементы
конструкции самолета, предназначенные для
предохранения экипажа и пассажиров.
Точки приложения реакций земли вы-
бираются в соответствии с конструктивной
схемой самолета. Полетный вес самолета
считается приложенным в его центре тяже-
сти в направлении, нормальном к земле.
Эксплоатационная перегрузка равна 3.
Коэфициент безопасности /== 1,5.
Случай Пф
31165-ф
Рассматривается посадка самолета на фюзеляж или моторные гон-
долы с убранным шасси при горизонтальной оси самолета. Реакция земли
принимается равномерно распределен-
ной на площади контакта, равной
0,3 л/2, причем соприкосновение с зем-
лей может рассматриваться па лю-
бом участке сектора, ограниченного
линиями, составляющими с вертикаль-
ной осью самолета углы 30° и 60°
(фиг. 31165-ф). Элементы конструкции,
предназначенные для воспринятия ре-
акции земли, должны быть проверены
на расчетную нагрузку с вертикаль-
ным компонентом -20 и горизонталь-
ным — О.
ПРИМЕЧАНИЕ. Случай Пф является обязательным только для военных самолетов.
43
31160-фп-31163-у
Нормы прочности
31160-фп ПИЛОТСКИЕ ФОНАРИ И НОСОВАЯ ЧАСТЬ ФЮЗЕЛЯЖА
(ШТУРМАНСКИЕ КАБИНЫ)
31161-фп Аэродинамические нагрузки определяются продувкой в трубах на угле
атаки случая А' и, кроме того, на режиме скольжения р = + при а^О
путем отнесения результатов продувки к скоростному напору qmax. max.
Коэфициент безопасности/= 1,5.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. При отсутствии продувок разрешается величину и распределение
аэродинамической нагрузки принимать согласно указаниям 31271 и 31272 или пользоваться
результатами продувки модели сходной формы.
2. Во всех случаях величина и распределение аэродинамической нагрузки должны
быть пересчитаны в соответствии со значением на влияние числа Маха согласно
указаниям 31280.
3. Величина положительного давления, полученная продувкой или принятая согласно
31271 и 31272, должна быть увеличена па 0,30 <7тах тах за счет возможного разрежения
внутри фонаря и штурманской кабины.
4. Эксплоатационная величина разрежения не берется больше 7 500 KilAt'.
31160-у УПРАВЛЕНИЕ
В настоящем параграфе задается расчетная (разрушающая) нагрузка; для
перехода к эксплоатационной нагрузке необходимо принять коэфициент без-
опасности /~= 2.
Определение усилий в элементах управления должно производиться при
нейтральном положении рулей (элеронов) и при двух крайних отклонениях.
31161-у Детали управления к рулю высоты
Для деталей управления к рулю высоты расчетная (разрушающая) на-
грузка определяется из усилия на ручку управления (в месте приложения уси-
лия летчика), вычисленного в соответствии с расчетным шарнирным моментом
руля (ТИш) и передаточным числом механизма управления (г).
Расчетный шарнирный момент определяется из расчетных случаев опере-
ния и по своей величине берется наибольшим.
Меньше 130 и больше 240 кг расчетная нагрузка на ручку управления
не берется (см. примечание к 31166-у, стр. 45).
31162-у Детали управления к рулю направления
Расчетная односторонняя (на одну педаль) нагрузка от ноги летчика при-
нимается в соответствии с расчетным (разрушающим) шарнирным моментом
руля направления и передаточным числом механизма управления.
Расчетный шарнирный момент определяется из расчетных случаев верти-
кального оперения и по своей величине берется наибольшим.
Нагрузка на педаль направляется по линии, соединяющей центр сиденья
с точкой приложения ноги к педали.
Меньше 180 и больше 250 кг односторонняя расчетная нагрузка на пе-
даль не принимается (см. примечание к 31166-у).
, Для двухсторонней нагрузки следует брать 500 кг.
31163-у Детали управления к элеронам
Для деталей управления к элеронам за расчетную (разрушающую) на-
грузку принимается усилие на ручку вбок или, при штурвальном управлении,
одна сила вниз, действующая по касательной к ободу штурвала. Указанная
нагрузка вычисляется в соответствии с расчетным (разрушающим) шарнирным
моментом на элеронах и передаточным числом механизма управления анало-
гично 31161-у.
Расчетная нагрузка на ручку меньше 65 и больше 130 кг не берется. Си-
ла, действующая на штурвал, меньше 130 и больше 160 кг не берется (см. при-
мечание к 31166-у).
Каждая половина проводки управления элеронами должна быть прочной
на ту часть всего расчетного усилия летчика, которая получается для нее по
соотношению шарнирных моментов, но не меньше 50 кг при управлении руч-
кой и не меньше 90 R кг м (R— радиус штурвала в м) при штурвальном
управлении как при отклонении элерона вниз, так и при отклонении его вверх.
При двойном управлении—соответственно 1Ь'кг и 135 кг м.
44
Нормы прочности
31164-у—31163-д
Одновременное действие элеронами и рулями 31164-у
В этом случае детали управления должны быть проверены на одновре-
менное действие нагрузок от:
• руля высоты и руля направления,
руля высоты и элеронов,
руля направления и элеронов,
по своим величинам равных 75% разрушающих нагрузок случаев изолированного
нагружения (31161-у — 31163-у).
Детали управления разрезными элементами крыла 31165-у
и щитками-закрылками
Расчетная (разрушающая) нагрузка определяется как усилие на ручку
(штурвал), вычисляемое в соответствии с расчетным шарнирным моментом рас-
сматриваемого элемента крыла и передаточным числом механизма управления.
Меньше 65 кг при возможном действии на ручку только одной рукой
и 130 кг при возможном действии на ручку двумя руками расчетная нагрузка
не берется (см. примечание к 31166-у). ’ , '
Двойное управление 31166-у
I. Детали управления проверяются на изолированное действие только
одного летчика согласно 31161-у — 31164-у.
II. Детали управления проверяются на одновременное действие двух лет-
чиков и при этом расчетная нагрузка от каждого принимается равной 75%
расчетной нагрузки, указанной в 31161-у—31164-у.
ПРИМЕЧАНИЕ к 31161 -у—31166-у. Если нормируемая нагрузка на рули и элероны
требует для уравновешивания усилий на ручке (педалях), больших или меньших установ-
ленных в 31161-у—31166-у, то следует шарнирные моменты от аэродинамической нагрузки
привести в соответствие с расчетным усилием на ручке (педалях) согласно указаниям
31160-кэ и 31160-х.
Штурвал подъема радиатора, стабилизатора и т. д. 31167-у
Расчетная нагрузка принимается равной 65 кг в случае возможности дей-
ствия только одной рукой, а в случае возможности действия двумя руками—
равной 130 кг.
Малые рукоятки (управление газом, кранами и т. д.) 31168-у
Разрушающее усилие от руки берется не меньше 30 кг.
ДЕТАЛИ САМОЛЕТА 31160-д.
Крепление баков 31161-д
Расчетные перегрузки берутся те же, что для соответствующих частей
самолета. Вес бака берется соответственно его полной емкости.
ПРИМЕЧАНИЕ. В статически неуравновешенных случаях учитываются инерционные
силы поступательного и вращательного движения.
Крепление радиаторов 31162-д
Расчетные перегрузки берутся те же, что для соответствующих частей
самолета.
ПРИМЕЧАНИЕ. В статически неуравновешенных случаях учитываются инерционные
силы поступательного и вращательного движения.
Сиденья экипажа и пассажиров 31163-д
Расчетные перегрузки для сидений экипажа и пассажиров, а также для
тех частей кабин и переходов, на которых возможно нахождение экипажа и
пассажиров во время полетов и посадки, во ficex случаях нагружения берутся
равными перегрузкам, принятым для основных частей самолета.
ПРИМЕЧАНИЕ. В статически неуравновешенных случаях учитываются инерционные
силы поступательного и вращательного движения.
45
31164-д
31164-д
31165-д
31166-д
31167-д
31160-з
31161-3
31170
31171
31172
31172 Нормы прочности
Местные нагрузки от людей на стоянке
Разрушающие местные нагрузки от людей принимаются равными 180 кг.
Крепление привязных ремней
Для расчета креплений привязных ремней за разрушающую нагрузку при-
нимается сила, приложенная в центре тяжести летчика, равная 600 кг и направ-
ленная:
по осп мотора (случай аварийной посадки);
по вертикальной осн самолета (случай D).
ПРИМЕЧАНИЕ. Прочность привязных ремней должна определяться по наиболее тя-
желому варианту в отношении возможных в эксплоатации комбинаций числа привязных
ремней.
Узлы
Для основных стыковых и разъемных узлов и ушков необходимо преду-
смотреть дополнительный коэфициент безопасности /=1,25.
Бомбовые люки
I. Механизм (пружины) для открытия бомбовых люков подбирается под
нагрузку, равномерно распределенную на поверхности створок, направленную
внутрь фюзеляжа, интенсивностью 1,2-0,5 q кг\м\ где q берется в соответствии
с режимом, на котором производится открытие бомбовых люков (горизонтальный
полет или пикирование).
ПРИМЕЧАНИЕ. При наличии надежных данных о разрежении внутри бомбового
отсека рассматриваемого самолета разрешается подбор пружин производить по этим дан-
ным взамен указанного выше разрежения 0,5 q.
II. Приспособление, удерживающее створки бомбовых люков в закрытом
состоянии.
Удельная эксплоатационная нагрузка, действующая на створки изнутри
фюзеляжа, рэ =0,25 qm^. 11;ах • Распределение нагрузки равномерное.
Коэфициент безопасности /=2.
ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ ЗАТЯЖКА
Затяжка лент и тросов на стоянке самолета
Эксплоатационная затяжка для расчета принимается в 25% разрушающей
нагрузки соответствующих лент. При этом стойки не должны терять устойчи-
вости под действием усилий от предварительной затяжки, умноженных на коэ-
фициент безопасности не меньше /= 1,5.
ПРИМЕЧАНИЕ. Должна быть обеспечена наименьшая эксплоатационная затяжка
в 15% без того, чтобы это требовало затяжки какой-либо расчалки больше, чем на 30%
разрушающей нагрузки.
ОСОБЫЕ СЛУЧАИ
Поднятие самолета
Рассматриваются случаи:
поднятия (стропами) всего самолета при транспортировке; расчетная
перегрузка пр = 4;
поднятия (на домкраты или козлы) для ремонта; расчетная пере-
грузка ид = 2.
Нагрузка от ветра на стоянке
Самолет (крылья, оперение и т. д.) и узлы крепления самолета к земле
должны быть рассчитаны на ветер любого направления со скоростью 50 м)сек.
Коэфициент безопасности /*-=1,25.
ПРИМЕЧАНИЕ. На этот случай должны быть рассчитаны и запорные приспособления
подвижных рулей, а также специальные приспособления (стержни, расчалки), закрепляющие
па стоянке киль н стабилизатор. •
31200
РАСПРЕДЕЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОМ НАГРУЗКИ
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ 31201
z — координата вдоль размаха крыла «
гн,э—координата начала элерона;
гк.э — координата конца элерона;
/э — размах одного элерона;
I—размах крыла;
а / 2г \
□ — arccos --р I;
S — площадь крыла;
Sl3 — площадь элерона и лежащей перед ним части крыла;
b(z) — хорда в точке г;
Ьср = —.-средняя хорда крыла;
Z-
Ьк — корневая хорда;
^коиц — концевая хорда;
Ь9 (г) — хорда элерона в точке г; хорда элерона отсчитывается от
его оси вращения;
Ь, —хорда крыла в середине размаха элерона;
Ьа.а— начальная хорда элерона; хорда элерона отсчитывается от
его оси вращения;
Ьк.э — концевая хорда элерона; хорда элерона отсчитывается от его
оси вращения;
Ьн.к —хорда крыла в начале элерона;
Ьк.к — хорда крыла в конце элерона;
,/2 /2
Х = -р--удлинение крыла; Х/э=-У- ;
о О/э
/ц — полудлина центроплана;
b к <
Ц=-г------коэфициент сужения;
#конц
о — угол отклонения элерона;
83ф — эффективный угол отклонения элерона;
ф — угол закрутки крыла, выраженный в.градусах;
Г (г) — циркуляция в сечении г;
Ап — коэфициент разложения циркуляции в тригонометрический
ряд по формуле:
Г= 2 Zp-к Г У Ап sin «9 ;
Вп — коэфициент разложения в тригонометрический ряд функ-
ции хорды и угла атаки по формуле:
а (9) Sin 9 = У; Вп sin zzO ;
/г-1
47
31201
Распределение нагрузки
C2k—коэфициент разложения в тригонометрический ряд функ-
ции хорды по формуле:
Гз
А' = 1
Су сеч ^сеч
------коэфициент нагрузки по размаху плоского крыла;
Су кр #ср
сеч ^сеч
------------- коэфициент дополнительной нагрузки от закрутки;
^ср
АГф.з =—сеч —коэфициент дополнительной нагрузки от влияния фюзеляжа
с^крРср и зал11зов;
t±Cy ССЧ ^ссч
АГф.з.м=~------7-----коэфициент дополнительной нагрузки от
СусечАр ляжа, зализов и моторных гондол;
влияния фюзе-
а0= I —j— 1 — наклон кривой подъемной силы в плоско-параллельном по-
\ аа /оо токе;
f da. \
( —— ) - - обратная величина наклона кривой подъемной силы модели
А асу /б.о самолета без хвостового оперения;
( da. \ „
I —з— I — обратная величина наклона кривой подъемной силы изоли-
\ лсу /из.кр рованного крыла;
айЬк
-л
—характеристический параметр крыла;
р — плотность воздуха;
V — скорость полета;
q—скоростной напор;
р — суммарное избыточное давление в данной точке контура,
отнесенное к скоростному напору;
сеч — коэфициент подъемной силы сечения;
<j, ,<р— коэфициент подъемной силы крыла;
х — координата вдоль хорды;
Лд — расстояние по хорде центра давления от носка профиля;
М
ст =—ру----коэфициент момента относительно носка профиля;
Ст0 — Ст {Су = 0)
ЛсЯ(о — приращение начального коэфициента профиля от откло-
нения элерона;
'ст dcm
— аосолютная величина производной—з—;
Ма — число Маха;
a(z) — геометрический угол атаки в точке z, отсчитываемый от
нуля подъемной силы;
«к — геометрический угол атаки корневого сечения.
48
Распределение нагрузки
31210
РАСПРЕДЕЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ НАГРУЗКИ
ПО КРЫЛУ
Плоские трапецевидные крылья
31212
31210
31211
Для расчета распределения нагрузки по размаху плоских трапецевидных
крыльев с удлинениями дано графиками фиг. 31211—I, 31211 —II и
31211—III (и соответствующими таблицами):
Г
ПЛ
Су сеч ^сеч
Су кр ^ср
Z
1
для указанных на этих графиках размеров центроплана и сужений.
Коэфициенты нагрузки для промежуточных значений параметров т] и /ц
получаются интерполированием по линейному закону.
ПРИМЕЧАНИЕ. Крылья, близкие по форме к трапецевидным, рассчитываются как
равновеликие трапецевидные крылья.
Пример. Определить Гпл в сечении 0,2 крыла с центропланом 2/ц = 0,3 / и сужением
т( = 3,7. '
Находим из графиков фиг. 31211—II н 31211— III: - .
для Г| — 3
Гпл = 1,230 при -р- = 0,5;
21
Гпл — 1,286 при — 0,25;
Г., = 1,230 + = W75 „р, _ „,3.
ДЛЯ 7] = 4
Гпл = 1,251 при —= 0,5;
2/ц
Гпл = 1,315 при —р = 0,25;
тогда Гпл = 1,251 + (1’3^1^2 = 1,302 при = 0,3.
Искомое Гпл = 1,275 + (1,302 — 1,275) X 0,7 = 1,294.
Нагрузка по размаху крыла для заданного расчетного случая получается
умножением ординат соответствующей кривой Гпл на постоянный множитель
Су кр ^Ср Q = П9 bcy> —•
Учет влияния фюзеляжа и зализов
(без моторных гондол)
При распределении аэродинамической нагрузки по размаху крыла в слу-
чаях А' и В необходимо учитывать влияние фюзеляжа и зализов.
31212
7
49
31212-31214
Распределение нагрузки
Коэфициент дополнительной нагрузки в каждом сечении размаха крыла
на заданном сукр соответствующего расчетного случая от влияния фюзеляжа
и зализов
А Су сеч ^сеч
ДГф.з =—с Т
У кр L'cp
берется из табл. 31212 или из графика фиг. 31212 при значении Г.
При значении О величина ДГф.3 = 0.
При промежуточных значениях 0 и су кр применяется линейная интерполяция.
Величина р определяется по следующей формуле:
/ da \ / da \
\^С_у/б.о из.кр
Сукр ,
Д а° = а° — а” ,
ООО из.кр ’
где а" — угол атаки при cy = Q модели самолета без хвостового оперения;
аоиз.кр — Угол атаки при су = 0 изолированного крыла;
(r/а \
__ 1 — обратная величина наклона кривой подъемной силы модели само-
^су/б.о лета без хвостового оперения (а — угол в градусах);
( —— ) —обратная величина наклона кривой подъемной силы изолирован-
\dcy J из.кр ного крыла (а — угол в градусах);
Сукр — коэфициент подъемной силы крыла соответствующего расчетного
случая.
При отсутствии испытаний на поляру модели самолета без хвостового
оперения и изолированного крыла величину ф следует принимать равной 1°.
31213 Учет влияния фюзеляжа, зализов и моторных гондол
При распределении аэродинамической нагрузки по размаху крыла в слу-
чаях А' и В необходимо учитывать влияние фюзеляжа, зализов и моторных
гондол.
Коэфициент дополнительной нагрузки в каждом сечении размаха крыла
на заданном су кр соответствующего расчетного случая от влияния фюзеляжа,
зализов и моторных гондол
/ д-р ___ДСусеч^сеч
ф.з.м — ~ т
Ly кр 1/ср
берется из табл. 31213 или из графика фиг. 31213 при значении р>1°,5. При
значении р-С О величина ДГф.з.м —0. При промежуточных значениях [3 и cJKp
применяется линейная интерполяция. Значение |3 определяется, как указано
в 31212. При отсутствии испытаний на поляру модели самолета без хвостового
оперения и изолированного крыла величину 0 следует принимать равной 1°,5.
31214 Закрученные крылья
Нагрузка в каждом сечении закрученного крыла на заданном угле атаки
слагается из нагрузок в этом сечении плоского крыла, дополнительной нагрузки
-
Распределение нагрузки
31214
от влияния фюзеляжа, зализов и моторных гондол (если таковые имеются) на
том же угле атаки (см. выше) и дополнительной нагрузки от закрученности.
Графики фиг. 31214—I—31214—IX дают коэфициенты вышеуказанных со-
ставных частей нагрузки.
Коэфициенты нагрузки по размаху плоских крыльев даны графиками Гпл.
Коэфициенты дополнительной нагрузки от закрученности даны графиками:
р Аср сеч &(:сч
3 а;р ’
вычисленными в предположении прямолинейности передней и задней кромок
для крыльев различных удлинений, закрученных на +1°.
Величина коэфициента дополнительной нагрузки от закрутки (геометри-
ческой, аэродинамической и от деформаций) пропорциональна результирующему
углу закрутки.
Для промежуточных значений т;, X, /ц соответствующие величины Г3 нахо-
дятся линейным интерполированием.
Нагрузки по размаху закрученных крыльев для заданного расчетного случая
получаются умножением ординат соответствующих кривых Гпл , АГф.3 (или
АГф.з.м) на постоянный множитель су кр Ьср q, а ординат кривых Г3—на <pbcp q
(где а> —угол закрутки конца крыла в градусах) и сложением полученных ре-
зультатов.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. В любом сечении по размаху
равнодействующей силы с нормалью к хорде данного
формуле:
(с ,А
tg 7 = т- ) — tg а ,
& 1 \.сукр ь г ’
(Сх\ А
где — величина обратного качества всего крыла
крыла произвольной формы угол у
сечения берется по приближенной
на данном угле атаки, определяемая
по продувке или из аэродинамического расчета, а аГ—угол атаки, образованный хордой
данного сечения с направлением полета.
При использовании приведенной формулы влияние отклонения элеронов на 7 раз-
решается не учитывать.
2. Для более точного определения угла 7 с учетом изменения су и Сд. по размаху
крыла и отклонения элеронов служит формула:
v сеч ,
= — «о — 4
А177
Су сеч
где oq — величина угла нулевой подъемной силы профиля сечения;
су сеч — величина су сеч; берется по кривой распределения нагрузки;
схр— коэфициент профильного сопротивления сечения, соответствующий су сеч; берется
из профильной поляры сечения или при отсутствии последней — из поляры Всего
крыла..
3. Если в случае С принято су кр = 0, то лобовая нагрузка Q распределяется по
размаху пропорционально хордам крыла.
51
31210-31214
Распределение нагрузки
Таблица 31211—1
Распределение нагрузок по размаху прямоугольных и чисто трапецевидных крыльев
Об означения: Ьк- Гз = а ст vnnna. h - концевая хорда; у] полудлина г — СУ сеч ^сеч .
^КОИЦ __ сеч ^сеч . l ' ~ъ 1 ср "ср Ь ’ пл с °коиц L центроплана (у у кр ср
Чг ГПЛ при 5<3 < 10 Г3 при X = 5
1 7]= 1 V) = 2 У] = 3 у] = 4 т) = 5 7)= 1 т] = 2 7) = 3 у] = 4 т) = 5
0 1,1285 1,2721 1,3435 1,3859 1,4157 0,0192 0,0162 0,0137 0,0119 0,0105
0,1 1,1261 1,2624 1,3298 1,3701 1,3987 0,0179 0,0153 0,0130 0,0113 0,0101
0,2 1,1196 1,2363 1,2908 1,3245 1,3490 0,0143 0,0127 0,0108 0,0095 0,0084
о,з 1,1096 1,1890 1,2228 1,2524 1,2711 0,0092 0,0088 0,0076 0,0071 0,0061
0,4 1,0961 1,1299 1,1484 1,1601 1,1708 0,0035 0,0041 0,0040 0,0035 0,0032
0,5 1,0765 1,0590 1,0570 1,0543 1,0561 - 0,0020 0,0007 0,0002 0,0001 0,0002
0,6 1,0457 0,9814 0,9571 0,9419 0,9343 —0,0068 -0,0054 —0,0042 —0,0033 —0,0028
0,7 0,9954 0,8988 0,8538 0,8271 0,8098 -0,0111 —0,0097 -0,0076 —0,0067 —0,0059
0,8 0,9138 0,8032 0,7430 0,7051 0,6784 —0,0145 —0,0132 —0,0117 —0,0102 —0,0091
0,9 0,7595 0,6513 0,5900 0,5434 0,5115 -0,0156 -0,0151 -0,0139 -0,0127 -0,0115
0,95 — 0,5151 0,4593 0,4150 0,3798 —0,0132 —0,0134 —0,0126 -0,0118 -0,0107
2г 1 Г3 при X = 7 гз при X = 10
7]= 1 т] = 2 у] = 3 | у] = 4 у) = 5 У]= 1 у]^2 У] = 3 у] — 4 у] = 5
0 0,0227 0,0194 0,0162 0,0141 0,0124 0,0264 0,0225 0,0191 0,0166 0,0144
0,1 0,0210 0,0182 0,0153 0,0133 0,0117 0,0247 0,0211 0,0180 0,0156 0,0135
0,2 0,0170 0,0151 0,0127 0,0111 0,0098 0,0197 0,0173 0,0146 0,0129 0,0112
0,3 0,0110 0,0104 0,0089 0,0078 0,0070 0,0127 0,0119 .0,0101 0,0090 0,0078
0,4 0,0042 0,0048 0,0042 0,0039 0,0036 0,0055 0,0054 0,0047 0,0044 0,0040
0,5 -0,0022 -0,0009 —0,0002 0 0,0001 —0,0024 -0,0010 —0,0005 —0,0002 -0,0001
0,6 -0,0079 —0,0064 —0,0048 —0,0039 —0,0032 —0,0088 0,0070 - 0,0055 —0,0045 —0,0036
0,7 —0,0130 —0,0112 —0,0092 -0,0078 -0,0067 —0,0147 —0,0125 0,0102 -0,0087 -0,0075
0,8 -0,0171 —0,0156 —0,0135 —0,0118 —0,0105 -0,0200 -0,0178 — 0,0151 0,0134 - o.oiis
0,9 —0,0202 —0,0180 —0,0164 —0,0149 —0,0136 —0,0236 —0,0214 -0,0191 —0,0174 —0,0157
0,95 —0,0163 —0,0164 -0,0153 -0,0140 —0,0129 —0,0197 -0,0199 —0,0181 —0,0166 —0,0150
52
Распределение нагрузки
31210-31214
Фиг. 31211
53
31210-31214
Распределение нагрузки
Таблица 31211—11
Распределение нагрузок по размаху трапецевидных крыльев с прямоугольным
центропланом (2 = 0,25 I)
< к l сусеч ^сеч
Обозначения: Ьк— корневая хорда; &конц — концевая хорда; т; = -г--; Гпл = —-----т—
° КОНЦ су кр °ср
&су сеч ^сеч S
1 з — &ср ’ *СР= I > — полудлина центроплана
2г 1 гпл ПРИ 5<Х< 10 Г3 при X = 5
Г,-:2 7] = 3 у; — 4 ’1 = 5 71 = 2 7] = 3 V] = 4 т] = 5
0 1,2604 1,3210 1,3553 1,3792 0,0143 0,0119 0,0096 0,0083
0,1 1,2540 1,3124 1,3454 1,3669 (f 0137 0,0113 0,0093 0,0081
0,2 1,3242 1,2858 1,3152 1,3413 0,0119 0,0098 0,0081 0,0069
0,3 1,1989 1,2395 1,2625 1,2794 0,0092 0,0075 0,0064 0,0055
0,4 1,1463 1,1713 1,1857 1,1980 0,0055 0,0044 0,0040 0,0035
0,5 1,0763 1,0811 1,0845 1,0848 0,0010 0,0008 0,0012 0,0011
0,6 0,9911 0,9727 0,9631 0,9577 —0,0040 -0,0031 -0,0019 —0,0017
0,7 0,8946 0,8622 0,8287 0,8137 —0,0093 —0,0075 —0,0058 -0,0050
0,8 0,7865 0,7241 0,6875 0,6624 —0,0140 —0,0113 -0,0097 -0,0083
0,9 0,6345 0,5664 0,5236 0,4669 —0,0160 -0,0135 —0,0122 -0,0107
0,95 0,4933 0,4470 0,3979 0,3817 —0,0143 -0,0122 -0,0112 —0,0100
2г Z Г3 при X = 7 Г3 при Z = 10
’1 = 2 7]= 3 V] = 4 ’1 = 5 т] = 2 7] = 3 т] = 4 ’1 = 5
0 0,0172 0,0137 0,0116 0,0096 0,0189 0,0155 0,0132 0,0110
0,1 0,0166 0,0131 0.Q110 0,0092 0,0181 0,0149 0,0125 0,0106
0,2 0,0138 0,0113 0,0094 0,0079 0,0158 0,0129 0,0109 0,0090
о.з 0,0104 0,0087 0,0070 0,0064 0,0121 0,0100 0,0086 0,0072
0,4 0,0062 0,0054 0,0046 0,0041 0,0073 0,0061 0,0054 0,0046
0,5 0,0014 0,0016 0.Q016 0,0014 0,0016‘ 0,0017 0,0015 0,0015
0,6 —0,0048 —0,0031 —0,0024 —0,0018 -0,0049 —0,0035 -0,0031 -0,0020
О.7 -0,0110 —0,0081 —0,0070 —0,0056 -0,0118 —0,0091 —0,0078 —0,0063
0,8 —0,0166 —0,0131 -0,0116 —0,0097 —0,0184 —0,0152 —0,0132 -0,0110
0,9 —0,0194 —0,0165 —0,0148 —0,0127 —0,0218 -0,0193 -0,0164 -0,0146
0,95 —0,0180 -0,0154 -0,0140 —0,0118 —0,0201 —0,0179 -0,0148 - 0,0138
54
Распределение нагрузки
31210-31214
Фиг. 31211—11
55
31210-31214
Распределение нагрузки
Таблица 31211—Ш
Распределение нагрузок по размаху трапецевидных крыльев с прямоугольным
центропланом (2/1( —0,5/)
, _ Cjce4 ^сеч .
О б о з н а ч е н и я: /> —корневая хорда; рКОН1. — концевая хорда; т; =—т-; Гпл = - >
уконц кр и ср
^СУ сеч ^сеч , ,
Г3 =------&----- ; bcp = —j-; /ц — полудлина центроплана
2г Г Гпл при 5 С X < 10 Г3 при X — 5
т] = 2 7) = 3 7) = 4 т] = 5 7!= 2 7] = 3 Т| = 4 П = 5
0 1,2003 1,2333 1,2541 1,2674 0,0082 0,0065 0,0053 0,0046
0,1 1,2003 1,2333 1,2539 1,2672 0,0082 0,0064 ' 0,0053 0,0046
0,2 I, 1977 1,2307 1,2510 1,2616 0,0080 0,0062 0,0052 0,0043
о.з 1,1863 1,2179 1,2360 1,2476 0,0074 0,0060 0,0048 0,0039
0,4 1,1582 1,1849 1,2002 1,2096 0,0060 0,0048 0,0040 0,0032
0,5 1,1066 1,1239 1,1320 1,1386 0,0036 0,0030 0,0026 0,0021
0,6 1,0286 1,0282 1,0280 1,0293 - 0,0002 0,0007 0,0003 0,0003
0,7 0,9269 0,9035 0,8910 0,8837- —0,0056 0,0040 —0,0030 —0,0029
0,8 0,8038 0,7550 0,7260 0,7094 —0,0102 —0,0088 -0,0071 —0,0059
0,9 0,6335 0,5709 0,5303 0,5051 -0,0152 -0,0126 — 0,0105 —0,0090
0,95 — 0,4311 0,3920 0,3791 —0,0142 -0,0118 —0,0102 —0,0088
2г 1 Г3 при X = 7 Г3 при X. — 10
т)=2 7]=3 7] — 4 7) = 5 т] = 2 7] = 3 т] -- 4 7] = 5
0 0,0096 0,0074 0,0061 0,0055 0,0108 0,0085 0,0069 0,0059
о,1 0,0096 0,0073 0,0061 0,0055 0,0108 0,0083 0,0С69 0,0058
0,2 0,0094 0,0072 0,0059 0,0050 0,0108 0,0082 0,0066 0,0056
0,3 0,0088 0,0067 0,0054 0,0045 0,0102 0,0077 0,0063 0,0050
0,4 0,0072 0,0056 0,0046 0,0036 0,0086 0,0065 0,0053 0,0042
0,5 0,0044 0,0037 0,0031 0,0023 0,0056 0,0044 0,0037 0,0028
0,6 0 0,0003 0,0005 0,0004 0,0004 0,0007 0,0007 0,0006
0,7 —0,0062 —0,0044 —0,0034 —0,0026 —0,0068 —0,0049 -0,0037 -0,0029
0,8 —0,0134 —0,0103 -0,0083 —0,0069 -0,0156 —0,0117 —0,0095 —0,0076
0,9 —0,0184 —0,0148 —0,0125 -0,0107 —0,0220 -0,0175 —0,0145 —0,0120
0,95 -0,0172 —0,0142 -0,0121 —0,0106 - 0,0208 -0,0170 —0,0142 -0,0120
56
Распределение нагрузки
31210—31214
Фиг. 31211—III
8
57
31210-31214
Распределение нагрузки
Таблица 31212
Таблица значений дополнительной нагрузки от влияния фюзеляжа и зализов
'К 2г \Т СУ \ 0 0,05 0,10 0,15 0,20 0,25 0,30
0,10 —0,790 -0,848 —0,890 —0,820 -0,590 -0,380 -0,200
0,15 —0,570 —0,600 —0,624 —0,550 —0,380 -0,232 —0,110
0,20 -0,372 -0,410 —0,435 —0,398 —0,267 - 0,145 —0,055
0,25 -0,280 - 0,310 —0,330 -0,298 -0,180 —0,080 —0,010
0,30 —0,207 —0,230 —0,250 —0,225 -0,118 - 0,030 0,020
0,40 —0,149 -0,180 —0,205 -0,169 —0,080 —0,008 0,034
0,60 -0,095 —0,122 -0,142 -0,121 -0,040 0,023 0,046
\ 2г \ 1 СУ \ 0,40 0,50 0,60 0,70 0,80 0,90 0,95
0,10 0,100 0,323 0,412 0,426 0,398 0,320 0,235
0,15 0,075 0,208 0,274 0,300 0,284 0,213 0,143
0,20 0,075 0,160 0,200 0,214 0,180 0,115 0,070
0,25 0,070 0,120 0,140 0,142 0,116 0,070 0,041
0,30 0,068 0,088 0,090 0,080 0,068 0,045 0,030
0,40 0,065 0,070 0,062 0,052 0,043 0,028 0,015
0,60 0,052 0,046 0,040 0,033 0,022 0,012 0,008
Таблица 31213
Таблица значений дополнительной нагрузки от влияния фюзеляжа, зализов
и моторных гондол
\ 2г СУ \ 0 0,05 0,10 0,15 0,175 0,20 0,25 0,30
0,10 1,230 —0,965 —0,660 -0,350 --0,260 —0,380 —0,530 -0,505
0,15 —0,880 -0,680 —0,450 —0,275 —0,235 —0,310 —0,495 -0,470
0,20 —0,620 —0,488 —0,360 -0,240 -0,205 —0,250 —0,470 —0,430
0,30 —0,365 —0,296 - 0,230 —0,169 —0,157 —0,182 —0,445 —0,412
0,40 —0,240 -0,195 —0,155 —0,115 -0,115 -0,150 -0,420 -0,360
0,60 —0,130 —0,075 0,045 -0,055 -0,085 —0,130 —0,400 -0,330
\ 1 Су 0,35 0,40 0,50 0,60 0,70 0,80 0,90 0,95
0,10 -0,275 0,040 0,360 0,490 0,505 0,435 0,265 0,140
0,15 —0,225 0,045 0,300 0,385 0,390 0,320 0,190 0,100
0,20 —0,195 0,040 0,245 0,320 0,320 0,255 0,145 0,075
0,30 —0,162 0,035 0,212 0,260 0,242 0,182 0,099 0,050
‘ 0,40 —0,145 0,030 0,180 0,215 0, 190 0,140 0,070 0,030
0,60 —0,120 0,030 0,140 0,160 0,135 0,095 0,050 0,020
58
Распределение нагрузки______________________________31210—-31214
31210-31214
Распределение нагрузки
=0,10
Фиг. 31213
60
Распределение нагрузки
31210-31214
Фиг. 31214
61
31210-31214
Распределение нагрузки
Фиг. 31214 — II
62
Распределение нагрузки
31210-31214
Фиг. 31214-III
63
31210-31214
Распределение нагрузки
Nlr-J □
см —j
A 1
21 ц = 0,251 J = 5 у=1° i
!
DO
cT
IO i
q/
ln( о
/
on /
CM
cT
см 1! ST
см
о •
o'
Фиг. 31214-IV
'£0 0
64
Распределение нагрузки
31210-31214
со о
Фиг. 31214
9
65
31210-31214
Распределение нагрузки
Фиг. 31214—VI
0,03
85
Распределение нагрузки
31210—31214
0.03
Фиг. 31214 —VII
07
31210-31214
Распределение нагрузки
Фиг. 31214 —VIII
68
в
в
X
31215
Распределение нагрузки
31215 Крылья произвольной формы
Для расчета крыльев произвольной формы в плане (с вырезами, выступами
и пр.) и произвольной закрученности даются уравнения:
Г = 211/р.к ЕА„ sin гаО и
Аг [нк (Со — С2) -ф 1,6976] + Д3 [Зрк (С2 - С4) - 0,3395] + А, [5рк (С4 - С6) -
- 0,0485] 4- Д7 [7рк (Се — С8) - 0,0162] Д- Д9 [9р.к (С8 — С10) - 0,0073] = 2ВХ;
А. [гк (С2 - С4) - 0,3395] 4- А3 [3Ик (Со - С6) + 1,3096] -|- А, [5(д.к (С2 - С8) -
- 0,4042] + Д7 [7рк (С4 - С10) - 0,0720] Д- А, [9рк (Сс - С12) — 0,0275] = 2В3;
Д1 [р-к (С, — Сс) — 0,0485] -ф- А3 [Зрк (С2 — С8) — 0,4042] Д- [5рк (Со — Сю) Ч_ j
4- 1,2861] 4- Л т [7рк (С2 —С12) —0,4155] + Д« [9рк (С4 - С14) - 0,0784] =2В.;
Д1 [рк (Сс - С8) - 0,0162] ф- Д3 [Зрк (С4 - 40) - 0,0720] + А 5 [5рк (С2 - С12) —
- —0,4155] + Д7 [7рк (Со - С14)+1,2797] ф- Д9 [9рк (С2 - Clfi) - 0,4194] = 2В7;
Д, [рк (С8 - С10) - 0,0073] + Д8 [Зрк (С6 - С12) - 0,0275] + Д5 [5рк (С4 - С14) -
- 0,0784] -4 Д7 [7р„ (С2 - С1с) - 0,4194] + Д9 [9рк (Со — С]8) 4-1,2771] = 259,
/ 2 z\
где 0 = arccos (--------j- I ;
z— координата вдоль размаха крыла;
рк =--------характеристический параметр крыла;
> / dcy \
П° \ <7а ’
Ьк — корневая хорда;
д„ = Длак + Д«М;
а1( — угол атаки корневого сечения, отсчитанный от нуля подъемной
силы;
® — угол закрутки концевого сечения;
|ср|—абсолютная величина угла закрутки концевого сечения;
Ап—коэфициент разложения циркуляции, пропорциональный углу а;
А„ — коэфициент разложения циркуляции, пропорциональный углу
тс . .
г
о
A(4=^-cos2/£G;
k = 0, 1, 2, 3, . . .,9;
• тс
У
о
70
Распределение Нагрузки
31215
В„ — коэфициент разложения, пропорциональный углу а;
В* — коэфициент разложения, пропорциональный углу ф;
Ф„ (°) ~ аз (0) sin 0 sin
а3 (6) = | ® |'Ь (6) — угол закрутки, отсчитанный от корневой хорды.
Вычисления удобно располагать нижеследующим образом. Под чертежом
Составляются две таблицы (табл. 31215—I и 31215 — II):
Таблица 31215—I
2z 1 0 cos 20 cos 40 cos 60 cos 80 cos 100 cos 120 cos 140 cos 160 cos 180 A A A /s /10 /12 /14 /16 /18
Таблица 31215—11
2z / 0 b % 1?! sin 0 b аз . n -]— г •, sin 0 1? 1 sin 30 sin 50 ' sin 70 sin 90 Ф, Фг> Ф7 Ф9
71
31215
Распределение нагрузки
Вычисленные посредством планиметрирования и Вп подставляются
в систему (I), откуда определяются Д“ак и Ап | ъ |.
Графики распределения нагрузки составляются по формулам:
Гпл=^-ЕЛ“5тп9 п=1, 3, 5, 7, 9;
Г3 = 4Х[Ак £Ап sin пО п = 3, 5, 7, 9;
где
- ,Ап = Ап Да0 А*, [ ф | ;
Если крыло плоское, то составляется только табл. 31215—1, в правых же
частях системы (I) соответственно заменяется:
2^ = ак(С0-С2);
2/?а —- ак (С, — С4);
2^ = a,((C4-CG);
2/?7 = «к (С6 - С8);
* 27?9 — ак (С8 С]о).
Все вычисления следует производить с точностью до четвертого десятич-
ного знака.
На фиг. 31215 — И, 31215—III и 31215— IV изображены: плоское крыло не-
обычной формы, распределение нагрузки по размаху и вычисленные указанным
методом кривые /2А(6).
Уравнения (I) решаются методом последовательных приближений (итера-
ций), который состоит в следующем.
Решается 1-е уравнение относительно А}, 2-е — относительно Л:! и т. д.
Получается система уравнений:
— пю 4~ 4~ 4" апА1 4~ и10Ау,
А-л — а:К1 4~ (7л^1 4“ аж А4~ а37^7 4“ a39^'J 1
•Д;, = °Г,0 ~4 + rt»3^3 + ^57-^7 4~
л7 = а-а -|-я71Л, 4-л;;)434- а7Г)Д3 -J-a794,,;
^9 — ’ ЙЯ0 4' fZ!)l А + 4“ 4' а97^7-
72
Распределение нагрузки
31215
№>cosZH9
Фиг. 31215—IV
10
73
31215-31216
Распределение нагрузки
Вычисляется первое приближение величин Ап:
Л; = а10;
= «30 +' «зИр
+, ~ а:л + «51 + + «.'.з+;
+=«70+«7+; +«7в++«7.И5;
+ ~ «90 + «91 + + «9з + + «9б + + «91+-
Вычисляется второе приближение величин Д„:
+'= «10 + «1з + + «15^5 + «17^7 4" а1о+1
+ == «30 + «31+' + «35^5 4~ «37^7 + «зИ?,
+ = «50 4- «51 + + «5з+ + «5т+ + «5о+',
+' ~ а10 4- «71+'4- «7з+ + «75^4“ «79^9’
+ = «90 4- «оИГЧ- «!>з+з + «9Г>Аз4~ «97^7 •
Аналогично вычисляются дальнейшие приближения, причем процесс про-
должается до тех пор, пока не обнаружится, что новое приближение не изме-
няет значений Ап, полученных в предшествовавшем.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Для определения распределения нагрузки по размаху крыла про
извольной формы в плане и произвольной закрученности разрешается пользоваться методом
трафареток, опубликованным в Трудах ЦАГИ, вып. 335 (А. Б. Рисберг. Влияние формы
крыла на распределение нагрузки по размаху и продольную устойчивость).
2. Для определения распределения нагрузки по размаху крыла трапецевидной формы
с простым щитком (с нескользящим шарниром) разрешается пользоваться расчетными графи-
ками, опубликованными в Трудах ЦАГИ, вып. 413 (А. Б. Рисберг. Аэродинамические
характеристики крыла со щитком).
31216 Распределение дополнительной аэродинамической нагрузки
от элеронов по размаху крыла (для случая ЬА)
Величина и распределение дополнительной нагрузки от элеронов прибли-
dc
женно определяются при помощи диаграммы —по полуразмаху; последняя
строится согласно схеме фиг. 31216 - I.
de
Порядок построения диаграммы —по полуразмаху крыла:
de
1. Вдоль всего размаха элерона строится кривая .
deу
Числовые значения —определяются по формуле:
de у de у da. f
d'> ~ da db |/ bh
de
Числовые значения —определяются по формуле:
de у 2к 0,88 4
• 4 + 1,76
или берутся по кривой фиг. 31216-11 (см. также фиг. 31216 —IV).
74
Распределение нагрузки
31216
75
31216
Распределение нагрузки.
Числовые значения определяются по формуле:
б?а ___ - — Ф sin Ф
л
где
Ф= a rccos
или берутся по кривой фиг. 31216 —III.
При определении величины ~~ следует К, определять из выражения
ч- $„ •
где /э—размах элерона;
5/э — площадь элерона и лежащей перед ним части крыла (фиг. 31216—IV).
2. От начала элерона откладывается по оси абсцисс в направлении к корню
Ън к
крыла ------половина хорды крыла в сечении начала элерона; фиксируется
первая точка /.
3. От начала элерона откладывается по оси абсцисс в направлении к концу
Ьяк
крыла “2----половина хорды крыла в сечении начала элерона.
76
Распределение нагрузки,
31216Г
Через полученную на оси точку проводится вертикальная прямая до пере-
dcy
сечения с кривой фиксируется вторая точка II.
I
L3 3Ьэ
Фиг. 31216—IV
4. От конца элерона откладывается по оси абсцисс в направлении к корню
дк.к '
крыла ------четверть хорды крыла в сечении конца элерона.
Через подученную точку проводится вертикальная прямая до пересечения
dCy
с кривой фиксируется третья точка III.
5. Первая I и вторая II фиксированные точки соединяются прямой; третья
фиксированная точка III соединяется прямой с четвертой точкой IV, лежащей
на конце полуразмаха крыла (фиг. 31216—1).
При отклонении элеронов на заданный угол, соответствующий расчетному
случаю, дополнительная нагрузка получается умножением ординат диаграммы
Ъ° Abq о з
в каждом сечении на + , где 8эф=5° ——
о/1UU
о°ф —эффективный угол отклонения элерона,в градусах (фиг. 31216—V); знак (-)-)
берется при отклонении элерона вниз.
77
31216-31218
Распределение нагрузки
Нагрузка от элеронов суммируется с начальной нагрузкой крыла на данном
угле атаки а(суКр).
ПРИМЕЧАНИЕ. Для крыльев трапецевидной формы с элеронами постоянной отно-
сительной глубины, простирающимися до конца полуразмаха, дополнительную нагрузку
от элеронов разрешается определять по расчетным графикам, опубликованным в Трудах
ЦАГИ, вып. 412 (В. С. П о л я д с к и й. Аэродинамические характеристики крыла с элеро-
нами).
Влияние вращения самолета вокруг продольной оси
на нагрузку крыла (для случая La)
При учете влияния wv на нагрузку крыла разрешается пользоваться при-
ближенным методом, излагаемым ниже. В равенстве
dcy _ dcy
dm da dw
принимается, что
da _________________________ z ' dc^.________ 5дх
d^~~~V И ~da ~ 1,72 -}-k ’
где
1 _ от /г) (г) . j .
>'“W) 2>.(S)+V
S — несущая площадь крыльев;
I — размах крыльев;
Г(г)
F(z) — площадь крыла, взятая
справа от рассматриваемого
сечения (фиг. 31217).
Фиг. 31217
Тогда Ьсуы в рассматриваемом сечении крыла определяется произведе-
dCy
нием-^—w, а дополнительная нагрузка будет:
А Р — Л Су Z>cc4 Q•
ПРИМЕЧАНИЯ: 1- АР берется со знаком (4-) при отрицательно отклоненном эле-
роне (вверх) и со знаком (—) при положительно.отклоненном элероне (вниз).
2. В случае крыльев трапецевидной формы дополнительную нагрузку, вызванную"
вращением, разрешается определять по расчетным графикам, опубликованным в Трудах
ЦАГИ, вып. 412 (В. С. Полядский. Аэродинамические характеристики крыла с элеро-
нами).
31218 Определение линии центров давления по размаху крыла
При неотклоненных элеронах положение центров давления
всех сечениях крыла находится по формуле:
Ад PJ'm _______ Ст<) ежим
b dCy I Су
во
78
Распределение нагрузка
31218
dcm
dcy
Ста несжим
где хд — расстояние центра давления от носка сечения (положительное от
носка к хвостику профиля);
de
— абсолютная величина для профиля данного сечения, берется из
профильной характеристики (ст по су).
С/п^ сжим-несжим [1 "ф" F (Ма)],
— коэфициент момента при су = 0, берется из профильной характери-
стики (ст по с^ по продувке в нескоростных трубах.
/, , Ма2 У
F (Ма) = - 1,
}/1—Ма2
су — коэфициент подъемной силы; берется из расчета распределения аэро-
динамических нагрузок по размаху крыла согласно 31210.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. В отличие от остальных расчетных случаев ст сжим в случае А '
определяется по формуле:
ст„ сжим = ст„ несжим П “Ь (Ма)] -р 0,01.
2. При ст несжим < j0,01| принимается его значение, равное —0,01.
3. Для построения распределения нагрузки по контур}- крыла необходимо пользе
При отклоненных элеронах в сечениях, проходящих через элерон,
положение центров давления сечений крыла находится по формуле:
dcm
dcy
С т0 сжим У ^С,Па
су
в которой в отличие от предыдущей формулы в случае La значение су берется
согласно вычисленным кривым распределения аэродинамических нагрузок по
размаху крыла с учетом элеронов
для сечений,
Хд
b
dcm
deу
ним 0,26, а Ьс,Па вычисляется при
формуле:
Значение
и вращения крыла (см. 31211—31217).
проходящих
помощи графиков фиг. 31216—V и 31218 по
через элерон, принимается рав-
а ,, — dbcm„
79
31218-31221
Распределение нагрузки
В случаях В и С положение центров давления определяется, как и в слу-
чае Ьл, но значение су берется без учета влияния элеронов и вращения крыла
(т. е. значение су определяется только согласно 31211—31215).
В сечениях, не проходящих через ’ элерон, в случаях В п С положение
центров давления определяется, как указано выше, в случае неотклоненных
элеронов, а в случае Бд положение центров давления также определяется по
формуле для случая неотклоненных элеронов, но значение су берется с учетом
влияния элеронов и вращения крыла.
В сечениях крыла, занятых моторными гондолами, поло-
жение центров давления находится по формуле:
где значения
deу
А-л &С т та сжим
b dcy b су ’
и с/л„сжпм берутся как для сечений крыла при неотклоненных
Дх
элеронах, а определяется по формуле:
-Х =0,52 (~ - о,Ц
ь \ь
где LM.T — длина выступающей части моторной гондолы от передней кромки
крыла до носка кока винта.
ПРИМЕЧАНИЕ. В случае С для сечений крыла, в которых СуСеч=0, погонный
крутящий момент определяется ио формулам:
для сечений, проходящих через элерон:
т ~ ( ст0 сжим 4“ Я
для сечений крыла вне элерона
т ~ ст0 сжим Я ^сеч •
31219
Распределение аэродинамической нагрузки по контуру сечений крыла
Для определения распределения аэродинамических нагрузок по контуру
сечения крыла при неотклоненных и отклоненных элеронах следует пользоваться
материалами, опубликованными в Трудах ЦАГИ, вып. 502 (А. Б. Рисберг.
Распределение аэродинамической нагрузки по контуру сечения крыла).
ПРИМЕЧАНИЕ. При пользовании указанной работой в случаях В и С в формуле
су осн су сеч &су доп (С1Р‘ Ю)
значение с сеч берется по кривой распределения нагрузки по размаху крыла без учета
отклонения элерона и вращения; в случае же Ед в соответствии с указаниями в упомя-
нутой работе значение су сеч берется с учетом отклонения элерона и вращения крыла.
Кроме того, в отношении ст сж следует учитывать указание, изложенное в 31218.
31220
31221
РАСПРЕДЕЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ НАГРУЗКИ
ПО КРЫЛЬЯМ БИПЛАНА
Простые бипланные коробки
В случае бипланов с крыльями прямоугольной формы в плане, с элеро-
нами на обоих планах, с малым свесом (не больше 15% полуразмаха верхнего
крыла), без деградации, с выносом, не превосходящим 25°, и высотой коробки
в пределах отношения ее к средней хорде 1 < ~ < 1,3, при отсутствии испы-
таний в трубе, разрешается пользоваться нижеследующими правилами для опре-
деления нагрузок и центров давления.
80
Распределение нагрузки
31221
Распределение нагрузки между планами
Распределение нагрузки между планами (фиг. 31221) производится:
в случае А —по формуле:
=111 + 150 s°;
^уннжн 10V
в случае В — по формуле:
СУ веРх 1 so
~с ~ 1 ' i 00
LyВИЖН IUV
(6° — угол выноса в градусах); Фиг. 31221
Су верх
в случае А --------- берется как среднее арифметическое отношении,
Су нижи
получаемых из формул для случаев А и В;
в случаях D и D' — по формуле:
Су верх 1
Су нижн 201
о
в случае С — пропорционально
Весовая нагрузка распределяется на
вилу разложения параллельных сил.
площадям планов.
соответственные узлы
планов по пра-
Распределение нагрузки по размаху крыльев биплана
1. Для построения распределения нагрузки по размаху при неотклоненных
элеронах надлежит пользоваться соответствующими графиками для крыла моно-
плана.
2. Дополнительные нагрузки от отклонения элеронов определяются для
каждого крыла согласно 31216, причем полученные кривые сохраняются для
верхнего крыла и умножаются на поправочный коэфициент бипланного эффекта
0,8 для нижнего крыла.
3. Дополнительные нагрузки от вращения биплана около продольной оси
определяются для каждого крыла согласно 31217, причем полученные кривые
сохраняются для верхнего крыла и умножаются на поправочный коэфициент
бипланного эффекта 0,8 для нижнего крыла.
Определение центров давления сечений крыльев биплана
Для определения центров давления сечений крыльев биплана служат
формулы:
при неотклоненных элеронах:
*д _ dcm _ стп _
b dcy Су ’
при отклоненных элеронах, в сечениях, занятых элероном:
х'д__ dcm______ста Агщ,
b ~ dcy Су
где
dcj* _ь 1 _ 1 ( ЬрУ .
de у ' ~ [ 1 8 Н J ] ’
— отношение средней геометрической хорды к высоте коробки;
и
81
31221-31231
Распределение нагрузки
__Г 0,25—в случае неотклоненных элеронов;
( 0,22 — в случае отклоненных элеронов;
— коэфициент момента профиля при су—0;
&сто— приращение сОТо профиля от отклонения элерона, определяемое со-
гласно 31218;
су —значение коэфициента подъемной силы сечения крыла биплана, взя-
тое из распределения нагрузки по размаху для соответствующею
расчетного случая.
31222
Бипланы произвольной формы
В случае бипланных коробок произвольной формы (бипланов, имеющих
деградацию, непрямоугольную форму в плане, полуторапланов и бипланов
с большим свесом, бипланов с большим выносом и т. д.) распределение нагрузки
по размаху отдельных планов и между планами находится путем испытаний
бипланной коробки в аэродинамической трубе или путем расчета по теории
индуктивного сопротивления.
31230 РАСПРЕДЕЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ НАГРУЗКИ
ПО МЕХАНИЗИРОВАННОМУ КРЫЛУ
31231
Распределение по размаху
Распределение нагрузки по крылу производится приближенно, без учета
взаимного влияния разрезных и перазрезных частей крыла.
Распределение нагрузки по размаху во всех случаях, кроме случая Ст, по-
дучается, из распределения нагрузки случая А умножением погонных нагрузок
Су ! •
этого случая (Ла) на коэфициент а,—- —- на части крыла, занятой по размаху
су о
£
открытыми предкрылками, и умножением на коэфициент а.,- у~—на части
крыла,, занятой по размаху открытыми тормозными щитками (см. 31160-км).
нижняя поверхность нрылд
Кроме того, все величины по-
гонных нагрузок умножаются на
коэфициент k так, чтобы вся вели-
чина нагрузки на крыло была равна
нагрузке, заданной нормами проч-
ности.
Величина коэфициента ах —-----
b су «
в нормах задается непосредственно,
а именно: а^-- 1,15 в случаях А(
и Ait и Я] = 1,5 в-случае А2. Ве-
, Су 2
личина коэфициента а.>— — должна
Су О
вычисляться в соответствии с ве-
личинами су2 и су0, которые должны
определяться по продувке. В слу-
чае отсутствия продувок для ре-
шетчатых щитков (фиг. 31231 — 1, а)
можно принять «2 = 0,9 вслучаеА,
Нижняя поверхность крыла.
I
; 11 II I/
т -«
1
Нижняя поверхность крыла
♦
С
.......... I
Фиг. 31231- 1
и а„ = 0,85 в случае А)т, а для сплошных
щитком (фиг. 31231 — 1, Ьд щель не
чае Ат и а, = 0,75 в случае AiT-
щитков со щелью между крылом и
минее 33% хорды щитка) аа = 0,85 в слу-
82
31232
Распределение нагрузки 31231
Все эти величины указываются для щитков, расположенных на нижней
поверхности крыла.
Для сплошных щитков без щели между нижней поверхностью крыла и
щитком (фиг. 31231—I, с) величины cyi—f(a.) могут быть определены по фор-
муле су ,= су 0 -|- ^су> W &Су может быть взято по 4 иг. 31231—II в зависимости
от разности между рассматриваемым (текущим) углом атаки (а) и углом, соот-
ветствующим максимальному коэфициенту подъемной силы основного профиля
(аг ):
Д а = а — а
• * • • 1 max
31232
Определение положения центра давления
Крыло с предкрылком
Положение центра давления указано непосредственно в соответствующем
параграфе норм прочности (31160-км).
Крылос тормозным щитком
На части крыла, не занятой тормозным щитком, положение центра давле-
ния определяется обычным порядком, как указано в 31218.
Для части крыла, занятой тормозным щитком, положение центра давления
определяется по формуле: . '
_4д_
ь
dcm г
deу 2
сжим ~|~ т
Су 2
где Су 2 — коэфициент подъемной силы части крыла, занятой щитком (см. 31160-км);
£т0 сжим коэфициент момента основного профиля при с^о = О, с учетом сжи-
маемости согласно 31218.
83
31232
Распределение нагрузки
dc,n-
ЛСу2
ЛстаТ и
берутся по фиг. 31232-1 и 31232—11 для сплошных щитков
без щели между крылом и щитком (хорда щитка равна 8, 12 и 16% хорды
крыла) и по фиг. 31232—Ш для решетчатых щиткой (щель равна 33, 66 й 100%
хорды щитка)'.
84
Распределение нагрузка
31232
В последнем случае величина
dcm т
de у 2
Для
щитком
где ДГОТот
dCtii т
dcv 9
вычисляется по формуле:
—0,27 — 0,05-у-(дляв пределах от 0,15 до 0,70 j ;
сплошных щитков со щелью между нижней поверхностью крыла И
ь
dcm т
de и о
2
и
dCm т
de у j
берутся, как указано выше, для сплошных щитков без щели,
0,05
С
-0Р4
0Р4
0,03
0,02
opt
О
-opt
-орг
0,03
•— —. -
* / /
/ / 4 • —
/ /
i ГоП
/ о г J 3 0 4 0 5 0 6 0 7 о a 3 5 0
- -
1 1 г «20% F=40% - = 60%
Фиг. 31232—IV
85
31232-31233
Распредёлениё нагру&сН
s и у; — по фиг. 31232—IV и 31232—V в зависимости от положения щитка по
хорде -у- и отношения величины щели к хорде щитка -у- .
31233 Щитки-закрылки
В случае отсутствия продувок можно пользоваться следующими данными.
Щитки типа Шренк
Величина коэфициента нормальной силы сХ1щ и положение центра давления
по хорде щитка берутся по фиг. 31233—I и 31233—II.
Распределение по хорде — по трапеции.
Закрылки типа Фаулер
Принимается r^iw—1,35 и -^-=33% (полное открытие закрылка).
Распределение по хорде — по треугольнику.
Закрылки типа ЦАГИ (фиг. 31233—III)
Значения Снщ и берутся по табл. 31233.
Рщ
Таблица 31233
5° 15° Зи° 50°
сх 1 щ 0,90 1,10 0,90 1,10
1%1 24,5 30,4 40,3 41,9
Распределение нагрузки
31233
Для всех щитков-закрылков принимается, что нагрузка по размаху рас-
пределяется пропорционально их хордам.
87
Распределение нагрузки
31240-
31240
31241
РАСПРЕДЕЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ НАГРУЗКИ ПО ЭЛЕРОНУ
Распределение аэродинамической нагрузки по элеронам берется по про-
дувкам или, в случае их отсутствия, по материалам, опубликованным в Трудах
ЦАГИ, вып. 502 (А. Б. Р.исберг. Распределение аэродинамической нагрузки
по контуру сечения крыла, 1940 г.), за исключением случая отклоненных эле-
ронов в горизонтальном полете.
Для случаев отклонения элеронов в горизонтальном полете распределение
давления по хорде берется по трапеции, причем высота ординаты нагрузки
у передней кромки равна р* (см. 31161-кэ), а у задней кромки равна J/3 рэГ
31242
Распределение нагрузки по размаху—пропорционально хордам, но на кон-
цевом участке элерона, равном 0,1 полуразмаха крыла , ординаты на-
грузки удваиваются, как показано на фиг. 31242—1. Если элерон не доходит
Фиг. 31242-1
до конца крыла и концевая кромка лежит в пределах 0,1 — от конца крыла,
то участок с — d удвоенных нагрузок соответственно уменьшается (фиг. 31242—И).
Если концевая кромка элерона отстоит от конца крыла более чем на 0,1 -%-,
то увеличение удельной нагрузки на конце элерона не делается.
ПРИМЕЧАНИЕ. Указагное распределение нагрузки не зависит от положения оси
вращения и от формы щели (наличия [целевой компенсации).
31243
На роговых компенсаторах и на
частях элерона, выступающих за конец
крыла, удельная нагрузка принимается
постоянной и равной
Нагрузка на остальной части эле-
рона при наличии роговых компенса-
торов не меняется.
ПРИМЕЧАНИЕ. При наличии серворулей элерон и серворули проверяются на все
указанные для них случаи нагружения при иеотклоиеииом и при отклоиеииом серворуле,
принимая распределение нагрузок по хорде в сечениях, проходящих через серворуль, со-
гласно фиг. 31243.
88
Распределение нагрузки
31250-х-31252-х! г
РАСПРЕДЕЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ НАГРУЗКИ 31250-х
ПО ХВОСТОВОМУ ОПЕРЕНИЮ
ОДНОКИЛЕВОЕ ОПЕРЕНИЕ 31250-х1 ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ 31250-х1г Наибольшая из уравновешивающих нагрузок 31251-х1г
Нагрузка щим образом: между рулем высоты и стабилизатором распределяется следую-
где Р3 — наибольшая из уравновешивающих нагрузок;
5В — площадь руля высоты;
S,.o — площадь горизонтального оперения.
Нагрузки на руль высоты и стабилизатор направлены в противоположные
стороны, причем нагрузка на стабилизатор совпадает с направлением Р3.
Нагрузка на руль высоты в этом случае прикладывается к оси шарниров,
причем принимается, что по размаху она распределяется, независимо от типа
аэродинамической компенсации, пропорционально хордам руля высоты. Распре-
деление нагрузки по размаху стабилизатора пропорционально его хордам.
Распределение нагрузки по хорде производится по фиг. 31251-х1г.
Маневренная нагрузка 31252-х1г
Распределение нагрузки между стабилизатором и рулем высоты произво-
дится пропорционально их площадям. Распределение нагрузки по размаху руля
высоты и стабилизатора— пропорционально их хордам. Распределение нагрузки
по хорде оперения производится по фиг. 31252-х1г.
В случае наличия на руле ро-
говой компенсации нагрузка распре-
деляется аналогично фиг. 31252-х 1г,
причем на компенсаторе — анало-
гично стабилизатору и, кроме того,
на всю площадь рогового компенса-
тора прибавляется равномерно рас-
пределенная нагрузка интенсив-
ностью 3 h (так что суммарная
интенсивность нагрузки па компен-
сатор равна 4 7г); при ' этом общая
нагрузка на оперение должна рав-
няться исходной величине.
12
89
31253-xlr—31253-х 1 в
Распределение нагрузки
31253-х 1г
Нагрузка при полете в неспокойном воздухе
Распределение нагрузки по размаху производится пропорционально хор-
дам оперения. Распределение нагрузки по хорде, независимо от типа аэроди-
намической компенсации, производится по фиг. 31253-х1г.
31254-х1г
Серворули (сервокомпенсаторы и триммеры)
Распределение уравновешивающей нагрузки и нагрузки при полете в не-
спокойном воздухе производится по фиг. 31251-х1г и 31253-х1г. Распределение
маневренной нагрузки в сече-
ниях, не проходящих через сер-
воруль, следует производить по
фиг. 31252-х1г, а в сечениях, про-
ходящих через серворуль, — по
фиг. 31254-х1г.
В случае наличия роговой
компенсации маневренная на-
грузка распределяется по фиг.
31252-х1г и 31254-х1г, причем на
роговом компенсаторе — анало-
гично стабилизатору и, кроме
того, на всю площадь рогового
компенсатора прибавляется рав-
номерно распределенная нагруз-
ка интенсивностью Зй; при этом
общая нагрузка должна быть
равна исходной, заданной.
ВЕРТИКАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ
31251-х1в Маневренная нагрузка; случай остановки моторов
и комбинированный случай нагружения
Распределение нагрузки между килем и рулем направления производится
пропорционально их площадям.
Распределение нагрузки по размаху (высоте) руля направления и 'киля —
пропорционально их хордам.
Распределение нагрузки по хорде оперения производится по фиг. 31252-х1г.
В случае наличия на руле направления роговой компенсации нагрузка.рас-
пределяется аналогично фиг. 31252-х1г, причем на компенсаторе — аналогично
килю и, кроме того, на всю площадь рогового компенсатора прибавляется
равномерно распределенная нагрузка интенсивностью Зй (так что суммарная
интенсивность нагрузки на компенсатор равна 4й); при этом общая нагрузка
на оперение должна равняться исходной величине.
90
Распределение нагрузки,
31252-х1в—31252-х2г
Демпфирующая нагрузка 31252-х1в
Нагрузка между рулем направления и килем распределяется следующим
образом:
rj»' £)Э £,Э _ Г) Э &О-1~
'11 — ‘ Q , *КИЛЯ ~ ,
»^В.О в.о
где Р’—демпфирующая нагрузка;
<—площадь руля направления;
5а.о — площадь вертикального оперения.
Нагрузки на руль направления и киль направлены в противоположные
стороны.
Нагрузка на руль направления в этом случае прикладывается к оси шар-
ниров, причем принимается, что по размаху она распределяется, независимо от
типа аэродинамической компенсации, пропорционально хордам руля направле-
ния. Распределение нагрузки по размаху киля — пропорционально его хордам.
Распределение нагрузки по хорде производится по фиг. 31251-х1г.
Полет в неспокойном воздухе 31253-х1в
Распределение нагрузки по размаху производится пропорционально хор-
дам оперения.
Распределение нагрузки по хорде оперения независимо от типа аэродина-
мической компенсации производится по фиг.- 31253-х!г.
Серворули (сервокомпенсаторы и триммеры) 31254-х1в
Распределение демпфирующей нагрузки и нагрузки при полете в неспо-
койном воздухе берется по фиг. 31251-х1г и 31253-х1г.
Распределение маневренной нагрузки, нагрузки в случае остановки моторов
и в комбинированном случае нагружения в сечениях, не проходящих через
сервокомпенсатор, следует производить по фиг. 31252-х1г, а в сечениях, прохо-
дящих через сервокомпенсатор,— по фиг. 31254-х1г.
В случае наличия роговой компенсации нагрузка распределяется по
фиг. 31252-х1г и 31254-х 1г, причем на роговом компенсаторе—аналогично килю и,
кроме того, на всю площадь рогового компенсатора прибавляется равномерно
распределенная нагрузка интенсивностью ЗА; при этом общая нагрузка должна
быть равна исходной, заданной.
ДВУХКИЛЕВОЕ ОПЕРЕНИЕ . 31250-х2
ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ 31250-х2г
Распределение нагрузки по размаху горизонтального оперения произво- 31251-х2г
дится в зависимости от отношения , где Г — расстояние между шайбами, а
*г.о
Р.о—размах горизонтального оперения.
Случай / (),5 (фиг. 31252-х2г) 31252-х2г
* г.о
На участке а —б погонная нагрузка пропорциональна хордам горизонталь-
ного оперения.
91
31252-х2г-31255-хЙг
Распределение нагрузки
На участке б— в погонная нагрузка также пропорциональна хордам гори-
зонтального оперения, но с умножением на коэфициент т, определяемый соот-
ношением
т — 1 — 0,5-^- ,
, <г.о
31253-х2г
Случай >0,5 (фиг. 31253-х2г)
*г.о
На участке а— б погонная нагрузка пропорциональна хордам горизон-
тального оперения.
На участке б- в погонная нагрузка постоянна и равна значению ее в се-
чении б.
На участке в—г погонная нагрузка пропорциональна хордам горизонталь-
• ного оперения, но с умножением на коэфициент т (см. 31252-х2г).
ПРИМЕЧАНИЕ. Численное значение погонных нагрузок определяется из условия,
что площадь нагрузки графиков фиг. 31252-х2г и 31253-х2г в определенном масштабе
равна общей заданной нагрузке.
31254-х2г Распределение нагрузок Рв.о(верх) и Рв.о (нижн) по размаху вертикального
оперения берется пропорционально хордам вертикального оперения, а поло-
жение центров давления по сечениям условно принимается на ЗО°/о хорды.
31255-х2г Распределение нагрузки по хорде оперения производится по тем же гра-
фикам, что и в соответствующих случаях однокилевого оперения (см. 31250-х1г).
Для случая маневренной нагрузки следует погонную нагрузку в сечении
распределять между стабилизатором и рулем высоты пропорционально их
хордам в сечении.
Для случая полета в неспокойном воздухе нагрузка распределяется по
фиг. 31253-х1г, учитывая, что величина h в этом случае зависит от величины
погонной нагрузки в сечении.
Для случая уравновешивающей нагрузки погонная нагрузка в сечении
Рпог распределяется между стабилизатором и рулем высоты по формулам:
РПОГ.В ~~~ Рпог 7. J ПОГ.СТ РПОГ ~I- Рпог.в ,
где Рпог.в — погонная нагрузка на руль высоты;
Рпог.ст —погонная нагрузка на стабилизатор;
Ьи—хорда руля высоты;
br.o — хорда горизонтального оперения.
92
Распределение нагрузки 31250-х2в—31250-х2гв—31261
ВЕРТИКАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ 31250-х2в
Распределение нагрузки по размаху и хорде производится так же, как и 31251-х2в
в соответствующих случаях для однокилевого оперения (см. 31250-х1в).
ОДНОВРЕМЕННОЕ НАГРУЖЕНИЕ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО 31250-х2гв
И ВЕРТИКАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ
Распределение основных нагрузок на горизонтальное и вертикальное опе-31251-х2гв
рение производится так же, как и нагрузок случаев изолированного нагружения
на дв'ухкилевое оперение (см. 31250-х2г и 31250-х2в).
ПРИМЕЧАНИЕ. Распределение дополнительных нагрузок Р'в 0 (верх) и Рво (нижн)
производится так же, как и основной нагрузки на вертикальное оперение.
РАСПРЕДЕЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ НАГРУЗКИ ПО КАПОТАМ 31260
И МОТОРНЫМ ГОНДОЛАМ
Случай С (а = 0) (симметричное нагружение) 31261
Капоты моторов воздушного охлаждения
Величина и распределение эксплоатационной нагрузки (разрежения) опре-
деляются по графику фиг. 31261—1. На этом графике1Х (4,5—iPf |),
а р\— коэфициент давления (в данном случае разрежения) в долях ^max.max,
который определяется по у равнению р? —— 0,5 (больше 2,5 и меньше 0,5
по абсолютной величине р! не берется), где г —средний радиус кривизны носка
капота на участке, равном расстояния 1Х от носка капота до плоскости осей
цилиндров первого ряда, D — максимальный диаметр капота.
/1
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Если кривизна образующей носка капота на участке —изме-
няется, То величина г принимается равной средней арифметической из действительных
значений г на указанном участке.
2. Величина р\ -=/’i^max.max с учетом влияния больших скоростей (см. 31280) больше
7 500 кг/м2 не берется.
, 3. Если составляющая ио полету (ось х — х) аэродинамической нагрузки, определенной
согласно фиг. 31261 — 1 с прибавлением составляющей внутреннего давления в капоте
(см. 31162-мк) н с учетом влияния больших скоростей (см. 31280), превосходит величину
лО-
'/max.max’ т0 в носовой части капота график фиг. 31261 — I ограничивается
прямой ав, причем угол а определяется из условия, чтобы составляющая нагрузки по
полету равнялась указанному значению величины R&.
На участке д — е принимается pl — - 0,4, в точке ж принимается
рз — — 0,1, а на участке г-д и е — ж удельные нагрузки, нормальные к по-
верхности капота, определяются линейной интерполяцией.
Капоты моторов жидкостного охлаждения
Для капотов обычной формы (без выступов и- резких надстроек) вели-
чина и распределение эксплоатационной нагрузки берутся в соответствии
с фиг. 31261—И, где L — длина капота от конца кока винта до противопожар-
ной перегородки. Величина и распредедение нагрузки для капотов, имеющих
резкие выступы и надстройки, берутся по продувке.
93
Фиг. 31261 -I
31261 _________Распределение нагрузки
со
сл
P?~-OJO лр^-О.^О
Фиг. 31261—II
Co
£
Со
ш
го
05
31262—31264
Распределение нагрузки
31262 Случай А' (несимметричное нагружение)
Капоты моторов воздушного охлаждения
Капот по длине разбивается на участки, как показано на фиг. 31261—1.
Строится кривая распределения давлений на наружной поверхности капота
при нулевом угле атаки в продольных сечениях 1, II, III и IV.
В сечениях 11 и IV распределение нагрузки берется соответственно нуле-
вому углу атаки без изменения.
В сечении I на участке а — г к величинам исходных нагрузок (при а = 0)
прибавляется величина Др’— —0,8 ^max.max; на участке d— е к величинам исход-
ных нагрузок прибавляется величина Д/>| —— 0,4^гаах.тах; в точке ж принимается
Д/?з = 0; на участке г—д и е — ж величины нагрузки определяются путем
линейной интерполяции.
В сечении III на участке а г нагрузка принимается равной нулю; на
участке д—е к исходным нагрузкам прибавляется величина д^4 = -р0,4
в точке ж Др^ — 0; на участках г — д и е—ж величины нагрузок определяются
путем линейной интерполяции. Для получения величин и распределения нагрузок,
расположенных между указанными выше сечениями (/, //, III и IV), разрешается
применение линейной интерполяции по значениям угла 6 в соответствующем
интервале (фиг. 31261 — I).
Точка, из которой проводится луч для определения угла 6, условно берется
в центре тяжести сечения капота.
ПРИМЕЧАНИЕ. Если величина погонной составляющей аэродинамической нагрузки
в каком-либо поперечном сечении капота Ру, полученная в результате проектирования
на вертикаль удельных аэродинамических нагрузок, с учетом сжимаемости воздуха дает
Ру
величину су =------ту > 1,5 (где D — диаметр сечения капота), то для этого сечения
r6nax.max'J'
поступают следующим образом.
В точках капота, лежащих между точками IV, I и II поперечного сечения (см.
фиг. 31261 — 1), величины нагрузок остаются без изменения.
В точке III (случай А') величина удельной нагрузки берется такой, чтобы значение
Су равнялось 1,5; при этом распределение удельных нагрузок между точками III—II и III—IV
определяется линейной интерполяцией по значению угла 0.
Капоты моторов жидкостного о х л а ж д е н и я (фиг. 31261— П)
В продольном сечении I к величинам нагрузок при а = 0 на участке
а—б прибавляется величина ApJ =— 0,20^max.max; в точке в Ьр) — 0-, на участке
б—в нагрузки определяются линейной интерполяцией.
В сечениях II и IV на участке а — б к величинам нагрузок при а = 0
прибавляется величина Др), = hp)v = — 0,12 ^,„ах.|Пах; в точках в Др);== Др^ = 0;
на участке б—в нагрузки определяются линейной интерполяцией.
В сечении /// к величинам нагрузок при а = 0 иа участке а — б прибав-
ляется величина Д/?/// = 0,2 ^max. „,ах; в точке в Д/?)7/==0; на участке б — в на-
грузки получаются линейной интерполяцией.
Для получения величии и распределения нагрузок в сечениях, располо-
женных между сечениями /, //, /// и IV, разрешается применение метода,
указанного выше для капотов моторов воздушного охлаждения.
31263 Случай D' (несимметричное нагружение)
Величины и распределение относительных нагрузок (р") определяются,
как и в случае А7 (см. 31262), при этом данные, относящиеся к продольному
сечению /, следует применять к сечению ///, и наоборот. Величина и распре-
деление нагрузки в сечениях II и IV такие же, как и в случае А'.
31264 Полет со скольжением (Р — + 50)
Для определения нагрузок на капот при наличии скольжения разрешается
пользоваться тем же методом, что и в случае А', причем данные, относящиеся
к сечениям / и III, следует применять к сечениям II и IV, а данные, относя-
щиеся к сечениям // и IV,—соответственно к сечениям I и III.
96
Распределение нагрузки
31264-31265
При этом величины \р\, Ьр3, Д/?) и Др’, а также Д/jJ, Ьр3,, &рэш и
берутся равными 0,5 от соответствующих значений Д/Р в случаях А' и D'.
На участке а — г продольного сечения III (случай А') за Д/Р принимается
величина нагрузки р3 на этом участке в случае С (с учетом сжимаемости воз-
духа; см. также примечание к 31262).
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Указанные величины Дрэ (приращений нагрузок)'на влияние боль-
ших скоростей не пересчитываются.
2. Величины разрежений (после прибавления соответствующих значений Д/Р) больше
7 500 лгг/зР не берутся.
Коки винтов
31265
Для обычной формы кока можно для
графиком фиг. 31265.
определения нагрузки пользоваться
Сечение 1
Масштаб коэфициента давления, отложенного
нормально к контуру кока 1—2,5 см
Фиг. 31265. Распределение давдеция hq пдперечцым сечениям кока
13
97
31270—31271
Распределение нагрузки
31270
31271
РАСПРЕДЕЛЕНИЕ НАГРУЗКИ ПО ПИЛОТСКИМ ФОНАРЯМ И
НОСОВОЙ ЧАСТИ ФЮЗЕЛЯЖА (штурманским кабинам)
Пилотские фонари
Распределение нагрузки производится в соответствии с фиг. 31271, на
которой:
/ф—длина фюзеляжа;
k — длина фонаря;
7 — угол между нормалью к поверхности фюзеляжа и касательной
к образующей фонаря в его начале;
т — расстояние фонаря от носа фюзеляжа;
л = 0,1 м и г = 0,40 м.
Значение удельных нагрузок:
== 0,8 </max. max',
иЭ ( сх л I । ^тах O!S \ /
—I 0,4 + COS 7 4- ----------------- ) (/max. max ПрИ 1П 0,1 /ф
\ (/max. max /
< Pl = — (0,4 4- COS 7) ^max. max При Ш > 0,4 /ф ;
Рз === 0,4 (/max. max-
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. При отрицательном значении угла 7 последний принимается
равным нулю.
2. При значениях т, лежащих в интервале (0,1 4-0,4)/ф, для определения р\ приме-
няется линейная интерполяция между значениями, указанными выше.
3. В случае нахождения фонаря непосредственно в носовой части фюзеляжа величина
максимального разрежения принимается, как указано в 31272.
98
Распределение нагрузки
31272-31281
Носовая часть фюзеляжа
(штурманские кабины)
31272
Распределение нагрузки производится в зависимости от типа носовой час-
ти фюзеляжа (штурманской кабины) по фиг. 31272 — 1, на которой:
Р'2 — 2,2 </max. max.
pl — (/max, max',
или по фиг. 31272 —II, на которой
Р\ — 0,8 </max. max j
/ф—длина фюзеляжа.
Р2— 0,2 ^max. max j
ПРИБЛИЖЕННЫЙ МЕТОД УЧЕТА ВЛИЯНИЯ ЧИСЛА Ма 31280
на величину и распределение аэродинамической нагрузки по капотам,
моторным гондолам, пилотским фонарям и носовой части фюзеляжа
(штурманским кабинам)
Учет влияния больших скоростей на величину и распределение нагрузки 31281
по капотам, моторным гондолам, пилотским фонарям и носовой части фюзе-
ляжа (штурманским кабинам) следует производить по методу, изложенному
в работе С. А. Христиановича „Влияние сжимаемости воздуха на характерна
стики профиля" (Труды ЦАГИ, вып. 44, для служебного пользования, 1940 г.),
причем в тех случаях, когда скорость, соответствующая max (Цтах. max), пре’
вышает критическую скорость, соответствующую возникновению местных зву-
ковых скоростей Йкр,"разрешается условно распределение нагрузки производить
соответственно этой критической_ скорости, а величины нагрузок получать
умножением полученных значений рсжтл (см. ниже) на qmax. max.
Ниже дается упрощенный способ определения нагрузок с учетом влияния
больших скоростей.
Определение критической скорости
Предварительно устанавливается соотношение скорости (Vmax, max), соответ-
ствующей g’max. max, И СКОрОСТИ 1/кр, соответствующей Макр.
При наличии продувки по минимальной величине коэфициента дав-
ления (pmin), соответствующему максимальному разрежению на поверхности
рассматриваемого агрегата, по графику фиг. 31281—1 определяется Макр.
Затем определяется Цкр = Макр«, где а — скорость звука, равная прибли-
зительно 1 200 км/час.
При отсутствии продувки:
для капотов моторов воздушного охлаждения по величине pl, опре-
деляемой по отношению ~ (см. стр. 93) и принимая, что pi =/?min, опре-
деляют Макр и Кр (фиг. 31281—1);
99
31281
Распределение нагрузки
для капотов моторов жидкостного охлаждения pmin = Pi принимается
равным — 0,25; соответственно получается Макр = 0,75 и Укр~900 км>час\
э
для пилотских фонарей и носовой части фюзеляжа ртт = р1=———•
^max. max
(фиг, 31271, 31272—1 и 31272-11).
При наличии продувок пересчет нагрузок с учетом больших скоростей
выполняется следующим образом. •
Пересчет нагрузок
I. Случай, когда скорость Ушах. шах равна или меньше VKp
Случай, когда скорость Vmax. max раВНЭ Пир. Строится по данным табл. 31281
для Макр график режим по рнеСжим (или используется фиг. 31281—II). Затем, при-
нимая за Рнесжим данные, полученные из продувки, получают режим — величину
коэфициента давления с учетоц больших скоростей.
100 ~~
Распределение нагрузки
3128Г
Фиг. 31281—II
101
Таблица 31281
Ма = 0,4 Р несжим Режим II 1,0 0,75 0,50 0,25 0 -0,25 -0,50 -0,75 -1,0 -1,25 -1,50 -1,75 - 2,0 -2,37 1,04 0,787 0,532 0,273 0 -0,271 -0,555 -0,848 -1,150 -1,47 —1,810 —2,175 —2,600 —3,64
Ма = 0,425 Рнесжим Р сжим 1,0 0,75 0,50 7),25 0 -0,25 -0,50 - 0,75 -1,0 -1,25 -1,50 —1,75 —2,04 1,045 0,792 0,536 0,273 0 —0,275 - 0,567 -0,870 —1,185 —1,525 —1,905 —2,340 -3,150
Ма = 0,450 Рнесжим Режим 1,0 0,75 0,50 0,25 0 —0,25 —0,50 —0,75 —1,0 -1,25 -1,50 -1,745 1,05 0,798 0,540 0,275 0 —0,283 - 0,583 —0,891 —1,225 —1,590 —2,035 —2,740
Ма = 0,475 Рнесжим ^сжим 1,0 0,75 0,50 0,25 0 -0,25 -0,50 —0,75 —1,0 —1,25 —1,49 1,06 0,803 0,546 0,2725 0 -0,293 —0,596 -0,924 —1,285 —1,715 —2,410
Ма = 0,5 1 Рнесжим Режим 1,0 0,75 0,50 0,25 0 —0,10 —0,20 —0,30 —0,40 —0,50 —0,60 —0,70 —0,80 —0,90 —1,0 -1,29 1,-06 0,812 0,553 0,284 0 - 0,1105 —0,2275 —0,328 -0,474 —0,599 -0,736 —0,873 -1,02 —1,17 —1,34 —2,12
Ма = 0,525 Рнесжим Режим 1,0 0,75 0,50 0,25 0 -0,25 —0,50 —0,75 —1,0 -1,11 1,07 0,815 0,5575 0,285 0 —0,305 -0,628 -0,990 -1,46 —1,85
Ма = 0,553 я £ 5 43 Й 1 Ч 1 =£ 1,0 0,75 0,50 0,25 0 —0,25 —0,50 —0,75 —0,96 1,075 0,8215 0,5625 0,290 0 -0,313 -0,645 —1,05 —1,630
Ма = 0,575 Рнесжим Режим 1,0 0,75 0,50 0,25 0 —0,25 -0,50 —0,75 -0,83 1,08 0,830 0,566 0,2915 0 —0,320 -0,675 -1,135 —1,450
Ма = 0,6 Чз| ^3 | о а * 2 1,0 0,75 0,50 0,25 0 —0,10 -0,20 -0,30 —0,40 -0,50 —0,55 -0,71 1,09 0,836 0,576 0,300 0 -0,126 -0,254 —0,394 —0,541 —0,710 —0,790 —1,280
Ма —0,625 Рнесжим •Режим 1,0 0,75 0,50 0,25 0 -0,25 -0,50 -0,61 1,095 0,840 0,580 0,302 0 -0,332 -0,759 —1,135
31281 ........... ................Распределение нагрузки
Ма = 0,65) ; Риесжим А: ж им 1,0 1,11 0,75 0,852 0,50 0,586 0,25 0,307 0 0 —0,25 —0,353 -0,50 -0,861 -0,515 -0,995
Ма = 0,675 ^несжим 1,0 0,75 0,50 0,25 0 —0,10 —0,20 —0,30 —0,40 -0,435
^сжнм 1,115 0,860 0,595 0,312 0 -0,140 -0,2905 -0,464 -0,685 —0,875
-
Ма = 0,7 ^несжим 1,0 0,75 0,50 0,25 0 —0,10 -0,20 —0,30 -0 37
^сжнм 1,12 0,870 0,602 0,318 0 -0,1445 —0,3095 -0,504 —0,760
Ма = 0,725 ^иесжим 1,0 0,75 0,50 0,25 0 -0,10 -0,20. -0,310
^сжим 1,13 0,879 0,612 0,327 0 -0,1475 -0,324 -0,665
Ма = 0,750 ^несжим 1,0 0,75 0,50 0,25 0 -0,10 —0,20 -0,25
^сжим 1,14 0,889 0,622 0,334 0 -0,156 —0,352 —0,5/5
Ма =-0,775 ^несжим 1,0 0,75 0,50 0,25 0 —0,10 —0,20 —0,219
^сжим 1,15 0,900 0,634 0,341 0 -0,1545 —0,413 —0,494
Ма = 0,8 ^несжим 1,0 0,75 0,50 0,25 0 —0,10 -0,125 -0,178
^сжим 1,16 0,910 0,644 0,348 0 -0,1795 —0,2485 —0,418
Ма = 0,825 | ^несжим 1,0 0,75 0,50 0,25 0 —0,10 —0,14
Агжим 1,175 0,920 0,650 0,360 0 -0,197 -0,35
Ма = 0,850 ^иесжим 1,0 0,75 0,50 0,25 0 —0,10 —0,110
^сжим 1,18 0,935 0,665 0,3735 0 -0,234 -0,285
Ма = 0,875 ^иесжим 1,0 0,75 0,50 0,25 0 -0,079
^сжим 1,195 0,95 0,678 0,385 0 —0,23 /
Ма = 0,9 /^иесжим 1,0 0,75 0,50 0,25 0 —0,07
^сжим 1,2 0,956 0,694 0,394 0 —0,175
Распределение нагрузки 31281
$1281—31282~ Распределение нагрузки
Величина удельной эксплоатационной нагрузки равна рсжим qm!a. max [кг/м2].
Случай, когда скорость Утах. max меньше VKp. Определение нагрузок про-
изводится диалогично случаю, когда скорость Утах, max равна Укр, по график
Режим по Рнесжим'берется для значения Ма, соответствующего Ушах. тах.
2. Случай, когда скорость Угаах. max больше Укр
Строится распределение нагрузки для случая, когда скорость Утах. max
равна Укр , т. е. используются табл. 31281 и график фиг. 31281—II при Макр, а
величины эксплоатационных нагрузок получаются умножением рСжим на qmaii_. шах.
При отсутствии продувки за рНесжим принимаются величины рч, указанные
в 31260 и 31270, соответственно для капотов моторов воздушного и жидкостного
охлаждения, пилотских фонарей и носовой части фюзеляжа и соответствующие
величины/У, определяемые в соответствии с 31160-мк.
ПРИМЕЧАНИЕ. В случае, если значение Ма, для которого определяется вели-
чина р сжим, лежит между двумя соседними значениями Ма, приведенными в табл. 31281
и на графике фиг. 31281—II, допускается линейная интерполяция.
31282 численный пример
Для иллюстрации метода пересчета нагрузок с учетом влияния больших скоростей ниже
приводится численный пример (для капота). В примере рассматриваются:
случай наличия продувки в обычной (нескоростной) трубе для случая С и при угле
атаки — случай А' (случай D' и случай скольжения при fl = 5° в этом отношении анало-
гичны случаю А', поэтому все указанное ниже для случая А' относится и к этим случаям);
случай, когда продувка заменена данными о нагрузках на капоты моторов воздуш-
ного охлаждения и жидкостного охлаждения, приведенными в 31160-мк и 31260.
Пересчет результатов продувки с учетом влияния
бол ыпих ск ор ост ей
Определяем по результатам продувки на распределение давления максимальную для всего
капота величину разрежения, выраженную в долях скоростного напора (pmin).
Пусть в нашем случае при а = 0 (случай С) будет />min =— а ПРИ а = (пусть
условно это есть случай А' для рассматриваемых примеров) будет рт;в —— 0,55 ^действительное
,, _ n3G э
значение углов атаки в случаях А и D определяется в соответствии с су = —^у- , где п —
G А
эксплоатационная перегрузка соответствующего случая, -у — нагрузка на 1 м2 крыла I .
По указанным значениям pmin по графику фиг. 31281 — I определяем критические значе-
ния числа Маха (Макр), соответствующие возникновению местных звуковых скоростей на капоте.
Находим для случая С Макр =0,683;
для случая А’ Макр= 0,640.
Значения скоростей VKp, соответствующие этим величинам Макр, будут 0,683 я и 0,640 я
(здесь а — скорость звука, равная приблизительно 1 200 км/час).
Таким образом, VKp с = 820 км/час, УкрА, = 768 км/час.
Дальнейший ход пересчета зависит от соотношения скорости, соответствующей <7шах гаах
т- е- Цпах. max и скорости Ккр.
Рассмотрим возможные случаи соотношения этих скоростей.
1. V < V
' max. max *кр
Пусть в нашем случае Vmax, шах = 720 км/час (<?шах гаах= 2500 кг/м2). Пересчет нагрузок
с учетом влияния больших скоростей может быть произведен при помощи графика фиг. 31281—11
(или табл. 31281).
104
31282
Распределение нагрузки
Находим число Ма, соответствующее скорости Ишах шах получим значение
720
Ма = Г^бб = °’600’
Для данного значения Ма, принимая за Днесжим коэфициенты давления, полученные из
продувки, получаем по графику фиг. 31281—11 величины Дсжим, учитывающие влияние боль-
ших скоростей. Величины эксплоатационных нагрузок получаем умножением />сжим на </шах.шах.
Так, величины jpmin в случаях С и А' (являющиеся /’несжим), равные соответственно —0,40 и
- 0,55, с учетом влияния больших скоростей дадут значения рСЖИМ< равные —0,54 и —0,79;
соответствующие удельные эксплоатационные нагрузки, будут:
- 0,54 9max. max = ~ 0,54 X 2500 = - 1 350 кг/м2;
— °-79 '/max. max = — °-79 X 2 500 - 1 980 кг/м2.
Аналогично пересчитываем с учетом влияния больших скоростей величины коэфициентов
давления (как разрежения, так и давления) во всех точках капота (величины внутреннего давле-
ния заданы в нормах прочности без учета влияния больших скоростей). Для какой-либо произ-
вольной точки капота, у которой согласно продувке р=—0,20 (принимая эту величину
за /’несжим), находим />сжим = — 0,254 и удельную эксплоатационную нагрузку равной
— 0,254 X 2 500 = — 635 кг/м2.
Для точки капота с /’несжим=9’5 П0ЛУчим ./’сжим = 0,576 и удельную эксплоатационную
нагрузку 0,576 X 2 500= 1 440 лгг/лг2.
2 И X» V
' v max. v кр
Пусть в нашем случае IZmax шах = 1 000 км/час (<71Пах. шах = 4 800 кг/м2). Принимая за
/’несжим величины р, взятые из продувки, определяем /’сжим Для вычисленных выше значений
Икр (т. е. для 17кр= 820 км/час при Макр = 0,683 — для случая С и для 1/кр= 768 км/час При
Макр= 0,640 — для случая А').
Для выбранных нами точек, в которых /’несжим равны —0,40 в случае С и —0,55 в слу-
чае А', интерполируя находим:
Дсжим= 0,82 и р сжим = 1,05.
Величины удельных эксплоатационных нагрузок получаем умножением полученных зна-
чений рсжим на ?шах шах; соответствующие величины удельных эксплоатационных нагрузок
будут: — 0,82 X 4 800 = — 3 940 кг/м2 и —1,05 X 4 800 = — 5 040 кг/лР. Аналогичным образом под-
считываем нагрузки и для других точек капота. Так, для произвольной точки капота, в которой
рнесжим= — 0,20 (в случае С), получим режим — — 0,30, пользуясь значением Ма = 0,683, и удель-
ную эксплоатационную нагрузку Режим = — 0,30 X 4 800 =а— 4 449 кг/м2.
Этот случай отличается от предыдущего тем, что величины рСЖИм определяются по вели-
чинам Ма не для значения, соответствующего скорости Ишах_ шах, а для значений Ма, соответ-
ствующих наступлению местных звуковых скоростей на капоте (т. е. для Макр= 0,683 для слу-
чая С и Макр = 0,640 для случая А').
Пересчет нагрузок на капоты, задаваемых нормами прочности
взамен продувок
Расчет в этом случае производится аналогично предыдущему случаю (пересчет результа-
тов продувки), причем в случае капотов моторов воздушного охлаждения величина коэфициента
давлениярш!п берется равной р[, определяемой согласно 31261 в зависимости от величины
а в случае капотов моторов жидкостного охлаждения рш;п берется равным —0,25. За рнесжим со"
ответственно принимаются величины рэ, определяемые согласно графикам фиг. 31261—I и 31261—II,
а также соответствующие величины внутреннего давления.
ПРИМЕЧАНИЕ. Так как величины Дрэ при применении вышеуказанных графиков не требуют пере-
счета на влияние больших скоростей, то все пересчеты ведутся лишь для случая С, а нагрузки в случаях
А', Ш и скольжения получаются суммированием нагрузок случая С с соответствующими величинами Дрэ •
14
105
31283
Распределение нагрузки
31283 Определение коэфициента момента самолета без хвостового оперения
с учетом сжимаемости
Коэфициент момента самолета без хвостового оперения с учетом сжи-
маемости определяется по следующей формуле:
где mz—"коэфициент момента М'г (см. 31161-х1г); берется из продувки модели
в нескоростной трубе для угла атаки в соответствии с су расчетного •
случая по поляре крыла;
Ас' = с’ F (Ма),
mz„ mza крыла ' /’
c'mza крыла—коэфициент момента изолированного крыла относительно центра тя-
жести самолета при значении Су = 0 (берется из продувки или вы-
числяется)
Л . МаЛ3
U + 5 )
F(Ma) = -^._..Л---1.
/1 - Ма2
УРАВНОВЕШИВАНИЕ САМОЛЕТА
ПОЛЕТНЫЕ СЛУЧАИ
Во всех нижеприведенных фигурах приняты следующие обозначения:
1 — центр давления крыла в определенном расчетном случае;
2 — центр тяжести самолета;
3 —центр давления горизонтального оперения;
4 — центр давления вертикального оперения;
5 — точка приложения тяги винтов;
6 точка приложения равнодействующей силы лобового сопротив-
ления самолета.
СЛУЧАИ, ПРИ КОТОРЫХ ИМЕЕТСЯ РАВНОВЕСИЕ МОМЕНТОВ
ВОЗДУШНЫХ сил
Сюда относятся полетные случаи А, А', С, D и D'. Уравновешивающая
нагрузка на горизонтальное оперение определяется из условия равновесия
моментов воздушных сил:
/'
Рг.о (уравн) — С[S у .
^Г.О
31300
31310
31311
Подъемная сила самолета определяется как алгебраическая сумма воздуш-
ных нагрузок, действующих на крыло и горизонтальное оперение. Массовые
силы, действующие в обратном подъемной силе направлении на каждую часть
самолета, определяются в соответствии с перегрузкой самолета:
р
г.о (уравн)
О
где п — перегрузка крыла;
Рг.о (уравн) - уравновешивающая нагрузка на горизонтальное оперение (берется
со своим знаком);
G — полетный вес самолета.
Лобовые силы, действующие на самолет или на какую-либо часть его,
уравновешиваются либо силами тяги винтов, либо массовыми силами, либо теми
и другими силами одновременно.
Так как полетные случаи норм прочности предусматривают либо ско-
рости, равные или близкие к Ио шах (случаи А и D), при которых тяги винтов
сравнительно велики, либо скорости, равные Ио max. max (случаи А', В, С и D'),
при которых, наоборот, тяги винтов очень малы (или равны нулю), то для
упрощения расчетов можно принять, что в первом случае лобовые силы пол-
ностью уравновешиваются компонентом тяги винтов в направлении полета
107
31311-31312
Уравновешивание самолета
(PX~Q), a во втором случае полностью
уравновешиваются массовыми силами
(•^масс -= Q).
В первом случае условно прини-
мается, что компонент тяги винтов в
направлении подъемной силы (РА равен
нулю. На фиг. 31311—1, 31311—II и
31311—III представлены схемы уравно-
вешивания самолета в случаях А, А' и
С (в случае С—фиг. 31311— Ш—подъем-
ная сила Y условно перенесена в цен
относительно центра тяжести).
тяжести, момент М' также берется
СЛУЧАИ, ПРИ КОТОРЫХ НЕТ РАВНОВЕСИЯ МОМЕНТОВ ВОЗДУШНЫХ СИЛ
31312
Уравновешивание самолета относительно поперечной оси
К этим случаям относятся:
Случай В. В этом случае имеется статически неуравновешенная
нагрузка на горизонтальное оперение ДРв.
Случай маневренной нагрузки на горизонтальное оперение, опреде-
ляемой по формуле:
P3 = + ^n\-^Sr.o
Случай полета в неспокойном воздухе — нагружение горизонтального
оперения при болтанке.
В случае В дополнительно учитываются инерционные нагрузки за счет
вращения самолета относительно поперечной оси с угловым ускорением:
~_ ^Рв£>г,о
di
где ДРВ — дополнительная (маневренная) нагрузка на горизонтальное опере-
ние в случае В;
Аг.о — расстояние от центра давления горизонтального оперения до центра
тяжести самолета;
J2—момент инерции самолета относительно поперечной оси.
Кроме того, имеются силы
инерции поступательного движения
в направлении, противоположном
силе ДРв.
Таким образом, суммарная
массовая сила, действующая на ка-
кую-либо часть самолета, будет:
I Рг.о (уравн) ~4~ ДРв । X d<l>2\
_ ±gdt)’
где Gi — вес части самолета;
х — расстояние от поперечной оси самолета.
На фиг. 31312 показана схема уравновешивания самолета в случае В.
Аналогично определяются массовые силы в случае нагрузки на горизон-
тальное оперение от неспокойного воздуха.
В этом случае в вышеприведенных формулах вместо ДРв надо подставить
Ун. в — дополнительную нагрузку на горизонтальное оперение от неспокойного
воздуха.
В случае маневренной нагрузки, определенной по формуле:
108
Уравновешивание самолета 31312—31313
условно принимается, что подъемная сила крыла равна по величине и обратна
по знаку указанной выше нагрузке Р3. Равновесие относительно оси Ог дости-
гается приложением инерционных сил вращательного движения, как указано
выше.
Уравновешивание самолета относительно продольной оси
31313
Предусмотренные нормами прочности случаи несимметричной нагрузки
относительно продольной оси самолета различаются по следующим признакам:
К первой группе расчетных случаев относятся такие, где при-
нимается, что несимметричность нагрузки заключается только в уменьшении
нагрузки на одном из крыльев (на одной из половин горизонтального оперения)
на определенный процент, в то время как на другом крыле величина нагрузки
остается неизменной, закон же распределения нагрузки по хорде и по размаху
остается неизменным на обоих крыльях.
Такого рода несимметрия нагрузки предусматривается в случаях А, А' и В.
Уравновешивание производится силами инерции поступательного и враща-
тельного движения, при этом, как указывается в нормах, разрешается не учи-
тывать силы инерции вращательного движения крыла и считать, что момент
вследствие несимметрии нагрузки уравновешивается моментом сил инерции фю-
зеляжа.
Такое условное, идущее в запас прочности допущение вводится для расчета
элементов средней части (до хвостовой части) фюзеляжа, считая среднюю часть
закрепленной у хвостовой части, и для узлов крепления крыла к фюзеляжу.
Следует отметить, что, несмотря на то, что в нормах прочности задается
довольно значительная несимметрия нагрузок на крыло- 30% для фигурных
самолетов и 20% для остальных, — момент инерции крыла относительно про-
дольной оси настолько значительно превосходит момент инерции фюзеляжа,
что в основном почти весь момент вследствие несимметрии нагрузки воспри-
нимается конструкцией крыла, а на указанные выше элементы конструкции
фюзеляжа приходится незначительная нагрузка. Так как рассчитанные на такие
нагрузки указанные элементы фюзеляжа получаются конструктивно неприемле-
мых размеров, а, наоборот, элементы, рассчитанные на прочность при пренебре-
жении разгрузкой силами инерции вращательного движения крыла, получаются
конструктивно приемлемыми, то расчет без учета разгрузки от крыла может
быть в большинстве случаев рекомендован.
Что касается случая несимметричного нагружения горизонтального опе-
рения, то вследствие того, что момент несимметричной нагрузки приложен к
хвостовой части фюзеляжа, последний можно считать закрепленным у крыльев.
Ко второй группе относится несимметричное нагружение
крыла вследствие отклонения элеронов (случай La). Этот случай
характерен тем, что в нем имеется несимметрия нагрузки не только по вели-
чине, но и по ее распределению по хорде и по размаху.
В случае La нагрузка от элерона вызывает кренящий момент (А1Л.) отно-
сительно продольной оси самолета, который уравновешивается аэродинамиче-
ским моментом (2ИШд.), возникающим на крыле вследствие вращения последнего
с угловой скоростью о\, и моментом от инерционных сил. Значение опре-
деляется из условия:
Мх - МШх - Jx= 0;
аг
сАо,
~~dt
1
сек2
6
Практически уравновешивание производится следующим образом:
Принимается, что эффект опущенного и поднятого элерона одинаков,
и рассматривается только одно крыло. Подсчитывается нагрузка от эле-
рона по правилам, изложенным в 31216. Определяется момент от этой
нагрузки относительно оси симметрии крыла, ’ который будет равен поло-
вине момента крена Мх.
109
31313
Уравновешивание самолета
Задается = 1
1
сек
, строится распределение погонной нагрузки
нг полуразмахе крыла от вращения согласно 31217.
Фиг. 31313. / - основная нагрузка случая La ; 2— дополнительная нагрузка от элеронов;
fdu>x Г 1 Ъ
% — нагрузка от вращения самолета; 4—нагрузка от массовых сил при вращении \~^jp — о 1сёк^У'
5—суммарная аэродинамическая нагрузка (массовые силы не включаются)
Определяется момент от этой нагрузки для крыла относительно оси
симметрии, который будет равен 0,5 7ИШх=1.
Значение шЛ, необходимое для уравновешивания, определяется по
формуле:
* М — J
х х dt
Шх== ’’
Ординаты погонной нагрузки по крылу от вращения при ®ж=1 умно-
жают на значение
,, г
Л
ш -------—--------
Х
и получают окончательную величину и распределение уравновешивающей
нагрузки.
На фиг. 31313 показаны аэродинамические нагрузки, действующие на
крыло в случае La.
ПО
Уравновешивание самолета
31314
Уравновешивание самолета относительно вертикальной оси
.31314
Нагрузки на вертикальное оперение, задаваемые нормами, являются ста-
тически Неуравновешенными, за исключением случая действия рулями
(+* = + 0,37 <7maxSB.o), при котором считается, что как силы, так и моменты стати-
чески уравновешены аэродинамическим моментом крыльев Л4кр в их плоскости
и воздушной нагрузкой, равнодействующая которой принимается проходящей
через центр тяжести самолета и параллельной нагрузке вертикального оперения
(фиг. 31314—1).
По способу уравновешивания этих нагрузок расчетные случаи разделятся
на две группы:
1. Случаи, при которых имеется статическое равновесие моментов отно-
сительно вертикальной оси, но статическое равновесие сил (равенство
нулю суммы проекций сил на продольную и поперечную оси) отсутствует.
Фиг. 31314—П
Сюда относится случай нагружения вертикального оперения от оста-
новки моторов, находящихся по Одну сторону от плоскости симметрии
самолета (фиг. 31314 — 11).
2. Все остальные расчетные случаи, при которых нет ни равенства
нулю суммы проекций сил на соответствующие оси, ни равенства нулю
суммы моментов внешних сил.
Фиг. 31314 - ш
Для динамического уравновешивания самолета в первом случае надо при-
кладывать только силы инерции поступательного движения (фиг. 31314—II), во
втором же случае — силы инерции поступательного и вращательного движения
(фиг. 31314—III).
111
31320—31323-шн
Уравновешивание самолета
31320 ПОСАДОЧНЫЕ СЛУЧАИ
Во всех случаях посадки на самолет действуют следующие силы:
воздушная сила; ее равнодействующая, равная 0,75 0, может быть
принята условно проходящей через центр тяжести самолета и направ-
ленной вертикально вверх;
реакции земли в соответствии с перегрузкой и положением самолета
в рассматриваемом случае;
массовые силы, уравновешивающие самолет в целом.
Ниже приводятся схемы уравновешивания самолета в различных посадоч-
ных случаях с указаниями о допустимых упрощениях при уравновешивании.
31320-шн ШАССИ НОРМАЛЬНОЙ СХЕМЫ
31321-шн Случай Еш. Посадка на три точки (фиг. 31321-шн)
Равновесие достигается приложением массовых сил поступательного дви-
жения (см. дополнительное замечание 31327-шн).
Фиг. 31322-шн
31322-шн Случай Ош. Передний удар в оба колеса (фиг. 31322-шн)
Инерционные силы поступательного двйжения крыла и фюзеляжа прило-
жены в направлении, обратном реакции земли.
Инерционные силы вращательного движения крыла (при отсутствии мо-
торов на крыле) относительно оси Qz разрешается заменять парой сил в узлах
крепления крыла с фюзеляжем.
31323-шн Случай Еш+Ош. Посадка на три точки с одновременным
передним ударом (фиг. 31323-шн)
Равновесие в этом случае достигается приложением инерционных сил по,
ступательного движения, так как реакция землц проходит через центр тяжести
самолета.
П2
Уравновешивание самолета
31324-шн—31327-шн
Случаи Rim и R2iu. Посадка на три точки с одновременным боковым
ударом в оба колеса и разворот при рулежке
Равновесие самолета достигается:
относительно оси Oz, как указано в случае Еш ;
относительно оси Ох приложением инерционных сил вращательного
движения крыла; инерционные силы вращательного движения фюзеляжа
и оперения разрешается заменять парой сил в узлах крепления крыла
к фюзеляжу;
относительно оси Оу— парой сил в узлах крепления крыла с фюзе-
ляжем.
Случай Еш (несимметричный). Посадка на одно колесо
(фиг. 31325-шн)
Уравновешивание самолета в этом случае производится так, как указано
в случаях Ещ , Rim и R?m (см, 31321-щн и 31324-щн).
и- 0—
Фиг. 31325-шц*
31324-шн
31325-шн
Случай Тш . Посадка с торможением (фиг. 31326-шн)
Равновесие моментов относительно оси Oz достигается приложением инер-
ционных сил вращательного движения, как указано в случае Gw ,
31326-шн
Фиг. 31327-шн
Дополнительное замечание к случаю Еш
На фиг. 31327-шн приведена схема, которой можно пользоваться для
уравновешивания в случае Еш , если эксплоатационные перегрузки шасси и
костыля из расчета их амортизации получаются разные.
31327-шн
15
113
31320-шЗ—31321-ш3г
Уравновешивание самолета
31320-шЗ
ТРЕХКОЛЕСНОЕ ШАССИ
31320-шЗг
ГЛАВНЫЕ КОЛЕСА
31321-ш3г
Случай Еш • Посадка на три точки
Если работа как для главных, так и для носового колес вычисляется,
исходя из одного и того же приведенного компонента вертикальной скорости
или
Vy = V 0,4Ипое + 0,01 G015 -2,0
то равновесие достигается приложением массовых сил поступательного движе-
ния (фиг. 31321-ш3г—I), и если перегрузка носового колеса »енк не равна пе-
Фиг. 31321-шЗг--1
регрузке главных колес пег к , то дополнительно учитываются инерционные силы
вращательного движения (фиг. 31321-ш3г — II).
— а —«- е
Фиг. 31321-ш3г—II
Если максимальная величина приведенного компонента вертикальной ско-
рости для носового колеса определяется из формулы:
Ъ г—
' Ьг.о
или расчетная величина эксплоатационной нагрузки на носовое колесо
получается из формулы:
Ds (1,1 А-4-0,86 e)G
Pe>ik b
114
Уравновешивание самолета
31321-ш3г-31325-ш3г
то равновесие достигается приложением только массовых сил поступательного
движения (фиг. 31321-ш3г—I) и реакцией на носовое колесо, определяемой из
условия равновесия всех сил.
Случай Еш. Посадка на главные колеса (фиг. 31322-ш3г) 31322-ш3г
Равновесие достигается
вращательного движения.
приложением массовых сил поступательного и
Случай Ош . Передний удар в оба колеса (фиг. 31323-ш3г) 31323-ш3г
Равновесие достигается, как указано в 31322-шн для шасси нормальной
схемы.
Фиг, 31323-ш3г
Случай И1Ш. Посадка на главные колеса с одновременным 31324-ш3г
боковым ударом в оба колеса
Равновесие в плоскости хОу достигается так же, как и в случае Еш; в
плоскости yOz — инерционными силами поступательного и вращательного дви-
жения. Инерционные силы вращательного движения фюзеляжа и оперения
разрешается заменять парой сил в узлах крепления крыла к фюзеляжу.
Случай R2m- Разворот при рулежке 31325-ш3г
Равновесие самолета достигается инерционными силами поступательного
и вращательного движения.
При уравновешивании разрешается:
инерционные силы вращательного движения крыла относительно осей
Qz и Оу заменять парой в узлах крепления крыла с фюзеляжем;
инерционные силы вращательного движения фюзеляжа относительно
оси Ох заменять парой в узлах крепления фюзеляжа с крылом.
115
31326-ш3г-31321-ш3н
Уравновешивание самолета
31326-ш3г
31327-шЗг
Случай Тш. Посадка с торможением
Равновесие достигается аналогично 31321-ш3г и 31323-шЗг.
Случай Мш. Кручение шасси
Крутящий момент уравновешивания парой в узлах крепления шасси к
крылу (фюзеляжу).
31320-шЗн НОСОВОЕ КОЛЕСО
31321-ш3н Случай Еш . Посадка на три точки
Если работа как для носового, так и для главных колес вычисляется,
исходя из одного и того же приведенного компонента вертикальной скорости
V,, = V 6J 14ос+ 0,01 Go-5 — 2,0
или
то равновесие достигается, как указано выше для главных колес в случае Еш
(фиг. 31321-ш3г—I).
Фиг. 31321-ш3н—I
Если максимальная величина приведенного компонента вертикальной ско*
рости для носового колеса определяется из формулы:
Ъ
Vy^k-.— ]/б°,
ьр.О
то равновесие достигается инерционными силами поступательного и вращатель-
кого движения, как указано на фиг. 31321-ш3н—I.
Y- 0,75G
!,6lG*Pe}
снк.
Фиг. 31321-ш3н—II
116
Уравновешивание самолета
31321-шЗн-31323-ш3н
Если расчетная величина эксплоатационной нагрузки на носовое колесо
Ре„к получается из формулы:
пэ (1,1 h + 0,86 e)G .
е„.к ь
то равновесие достигается, как указано на фиг. 31321-ш3н —II, т. е. соответст-
вующими реакциями на главных колесах и массовыми силами поступательного
движения в направлении осей Ох и Оу.
Случай Еи.+Ощ. Передний удар в носовое колесо
31322-ш3н
(фиг. 31322-ш3н)
Равновесие достигается приложением инерционных сил поступательного
и вращательного движения.
Случай Ri ш. Посадка с боковым ударом в носовое колесо 31323-ш3н
Равновесие достигается:
в плоскости хОу— как и в случае Еш (фиг. 31321-ш3н—I);
в плоскости yOz— относительно оси Ох и
в плоскости xOz— относительно оси Оу парой и силой в узлах кре-
пления крыла с фюзеляжем.
31400
31401
НОРМЫ ПРОЧНОСТИ ГИДРОСАМОЛЕТОВ 1943 г.
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ, ПРИНЯТЫЕ В НОРМАХ ПРОЧНОСТИ
ГИДРОСАМОЛЕТОВ
Система мер в настоящих нормах прочности принимается кг — м — сек.
а—расстояние между двумя смежными шпангоутами (шпация) [лг];
В — ширина днища лодки (поплавка) [л];
ВА — ширина днища на первом редане;
— ширина днища на втором редане;
сх — коэфициент состояния водной поверхности;
с2 — коэфициент формы днища;
cs — коэфициент влияния веса гидросамолета на величину перегрузки;
Dn—водоизмещение поплавка [кг];
F— площадь удара [л/2];
А'к —площадь местной ударной нагрузки;
//площадь местной нагрузки от глиссирования;
/—коэфициент безопасности;
G — вес самолета при полной нагрузке по техническим требованиям [кг];
GM.y - вес моторной установки [кг];
J—массовый момент инерции [кг м сек2];
Jx, Jy, Jz— главные моменты инерции;
i — радиус инерции [л/];
ix, 1у, iz — главные радиусы инерции:
118
Нормы прочности гидросамолетов
31401
/ длина, длина поплавка [л/];
т — масса самолета
кг сек2
м
п — перегрузка;
пэ—эксплоатационная перегрузка;
пр — расчетная перегрузка;
Р — внешняя нагрузка, сила удара [кг];
Рэ—эксплоатационная нагрузка;
Рр— расчетная нагрузка при разрушающих напряжениях;
Рх,Ру, Pz - компоненты силы удара по осям Ох, Оу и 0z;
р — распределенное давление на днище лодки (поплавка) [кг/м3];
Pl — местное эксплоатационное давление на днище лодки (поплавка);
pl — местное эксплоатационное давление на днище лодки (поплавка) от
глиссирования;
(/max.max—МЭКСИМЭЛЬНЫЙ ДОПУСТИМЫЙ СКОРОСТНОЙ НЯПОр, ДОСТИГЭСМЫЙ При
пикировании или планировании на любой высоте;
г — плечо момента равнодействующей удара воды относительно центра
тяжести самолета;
t—время [сек];
V — скорость [м/сек];
Vnoc—посадочная скорость;
Vnoc — посадочная скорость со щитками;
— посадочная скорость без щитков;
pj — внешний угол киля;
р — внутренний угол килеватости;
?л> Ъ" с?г — углы вектора момента (относительно центра тяжести самолета) равно-
действующей водяных сил, образуемые вектором и главными осями
инерции самолета;
ар — угол проекции равнодействующей водяных сил на плоскость ху
с вертикалью;
у— угол проекции равнодействующей водяных сил на плоскость yz
с вертикалью.
119
31410—31432
Нормы прочности гадросамолетой
31410
31411
31412
31413
31414
31415
31416
31417
31420
31421
31430
31431
31432
О СЛУЧАЯХ РАСЧЕТА И ИСПЫТАНИЙ И ИХ ОБОЗНАЧЕНИИ
Для расчета и статических испытаний самолета выбран ряд положений
самолета, обусловливающих наиболее тяжелые моменты в работе его основных
деталей; эти положения в нормах называются „случаями расчета и испытаний11.
Каждый случай имеет свою формулировку и буквенное обозначение, при-
чем, если одно и то же положение самолета обусловливает расчет нескольких
его деталей, в нормах для каждой детали повторяется один и тот же случай
расчета с обозначением одной и той же буквой, но с различными для каждой
детали индексами.
В настоящих нормах прочности задаются так называемая эксплоатационная
нагрузка и коэфициент безопасности.
Если в каком-либо случае получается система сил, статически не уравнове-
шенных, и нет специальных указаний, то равновесие достигается приложением
соответствующих инерционных сил.
Во всех случаях нагружения, перечисленных в настоящих нормах проч-
ности, отступление от норм допускается только с особого разрешения ЦАГИ,
согласованного с заказчиком. На самолеты, законченные проектированием до
момента введения в действие настоящих норм, последние не распространяются.
Для самолетов, находящихся в процессе проектирования к моменту введения
настоящих норм, а также при модификации старых самолетов вопрос о приме-
нении данных норм решается НКАП в каждом отдельном случае по согласова-
нию с заказчиком.
Для экспериментальных самолетов, имеющих в своей схеме ряд коренных
изменений по сравнению с самолетами обычного типа, меняющих условия
эксплоатации, предусмотренные настоящими нормами прочности, разрешается
пользоваться индивидуальными нормами, составленными на основе специальных
теоретических и экспериментальных исследований, по утверждении их ЦАГИ и
заказчиком.
Все агрегаты и детали гидросамолетов, не оговоренные в настоящих нор-
мах прочности, нагружаются в соответствии с нормами прочности сухопутных
самолетов (см. 31100).
Вес гидросамолета
Для проверки прочности морских самолетов вес принимается аналогично
сухопутным самолетам (см. 31140), но в перегрузочном варианте запас прочности
в посадочных случаях не должен быть меньше 1,65.
КРЫЛЬЯ
Требования к прочности крыльев гидросамолетов соответствуют требова-
ниям норм прочности сухопутных самолетов (см. 31160-к). Кроме того, прочность
крыльев гидросамолетов проверяется на нагрузки от подкрыльных поплавков
(см. 31440). При этом подъемная сила и сила инерции крыла не учитываются.
ШАССИ И АМОРТИЗАЦИЯ АМФИБИЙ
Применяются нормы прочности сухопутных самолетов (см. 31160-ш).
Щитки шасси
Применяются нормы прочности сухопутных самолетов (см. 31160-шщ). При
убирании шасси в борта удельная нагрузка на щитки принимается равной
6,2 ^max. max.
Коэфициент безопасности f— 1,5.
120
Нормы прочности гидросамолетов
31433-31444
Шасси главных поплавков 31433
Нагружение шасси главных поплавков производится в соответствии с пред-
писаниями, приведенными в 31470.
ШАССИ ПОДКРЫЛЬНЫХ ПОПЛАВКОВ 31440
Коэфициент эксплоатационной перегрузки определяется по формуле: 31441
иэ =С\ С2 Сз (82 Ц- Нп’ос).
Коэфициенты с2 и сз определяются в соответствии с указаниями, при-
веденными з 31470, при этом коэфициент С2 определяется по килеватости под-
крыльного поплавка.
Расчетная посадочная скорость VnOe для самолетов, не имеющих щитков-
закрылков, определяется аэродинамическим расчетом, а для самолетов, снабжен-
ных щитками-закрылками, предназначенными для уменьшения посадочной ско-
рости самолета,—по формуле:
Vnoc = Vnoc +k (1/бп£ - РПЩОС),
. 20 _ _
где я — , но берется не меньше 0,5;
у пос
Рпос—посадочная скорость самолета с закрытыми щитками [м/сек];
РЦ'ос — посадочная скорость самолета с открытыми щитками.
Коэфициент безопасности/= 1,65.
Во всех случаях приводятся формулы для определения эксплоатационной
нагрузки Рэ для ненесущих поплавков; для несущих поплавков лодочных гидро-
самолетов при определении Рэ вместо ОП следует подставлять 0,67 D„.
ПРИМЕЧАНИЕ. К ненесущим поплавкам относятся подкрыльные поплавки, которые
при положении самолета на плаву без крена не касаются поверхности воды.
Случай Омп
31442
Случай GM.n — удар в нос (фиг. 31442).
Эксплоатационная нагрузка:
р9=0,7яэ£)п [кг],
где £>п —полное водоизмещение поплавка [кг].
Точка приложения равнодействующей удара и ее
направление определяются, как показано на фиг. 31442.
Случай Ем.п
31443
Случай Ем.п — центральный удар (фиг. 31443).
Эксплоатационная нагрузка:
P9==/z9Dn [кг].
Точка приложения силы берется на одной верти-
кали с центром водоизмещения поплавка.
Случай 1„.п 31444
Случай 1м.п — удар в корму (фиг. 31444).
Эксплоатационная нагрузка:
Р9 = 0,4иэ£>п [кг].
Точка приложения равнодействующей удара опре-
деляется, как показано на фиг. 31444, а направление
берется по нормалЪ к днищу поплавка.
16
121
31445—31449
Нормы прочности гидросамолетдв
31445
Фиг. 31445
Точка приложения
с фиг. 31442 и 31445.
31446
Случай Ом.п "4 Рм.п
Случай GM.п + FM.n — смешанный боковой удар
в нос поплавка.
Эксплоатационная нагрузка:
Рэ = 0,35 иэ Da [кг];
PI = + 0,1 [кг].
равнодействующей удара определяется в соответствии
Случай Ем.п -/F м.п
Случай E„.n + FM.n—смешанный боковой удар в редан.
Эксплоатационная нагрузка:
Рэ = 0,5иэ£>п [кг]; рг’ = + 0,15иэ Dn [кг].
Точка приложения равнодействующей удара определяется в соответствии
с фиг. 31443 и 31445.
31447 Случай 1„.п + рм.п
Случай 1м.п4~Рм.п — смешанный боковой удар в корму.
Эксплоатационная нагрузка:
Рэ = 0,2иэ£>п [кг]; Р/-+-0.06 + Д, [кг].
Точка приложения равнодействующей удара определяется в соответствии
с фиг. 31444 и 31445.
31448 Требования к прочности днища несущих подкрыльных поплавков
Прочность клетки днища в любом месте проверяется на местную нагрузку,
распределенную равномерно на площади квадрата
FK = 0,06 В2 [лР],
где В — наибольшая ширина поплавка в метрах.
Эксплоатационное давление;
= + [кгИ,
где р —внутренний угол килеватости поплавка (фиг. 31445);
Vnoc — посадочная скорость гидросамолета, определяемая согласно указаниям,
приведенным в 31441.
Распределение давления по длине и по ширине днища поплавка берется
в соответствии с 31470-д (фиг. 31472-д).
Для расчета набора днища эксплоатационная удельная нагрузка прини-
мается равной 0,5 pin и распределяется равномерно на площади днища
Рэ
F ~ о 5 оэ
Uj<J //н.п
где Рэ—эксплоатационная сила удара соответствующего расчетного случая
(берутся только случаи симметричного нагружения).
Коэфициент безопасности /=1,65.
31449 Требования к прочности днища ненесущих подкрыльных поплавков
Прочность клетки днища в любом месте проверяется на местную на-
грузку />п.п, распределенную равномерно на площади квадрата Рк= 0,06В2
(см. 31448). Максимальные эксплоатационные давления принимаются постоян-
ными для всех гидросамолетов. Закон распределения эксплоатационных давлений
122
Нормы прочности гидросамолетов
31449-31472
по длине поплавка показан на фиг. 31449. По ширине днища давление прини-
мается равномерно распределенным.
Для расчета набора днища принимается эксплоатационное давление
р9=0,5рп.п, распределенное на площади »
где Рэ — эксплоатационная сила удара соответствующего расчетного случая.
МОТОРНАЯ УСТАНОВКА
31450
Применяются нормы прочности сухопутных самолетов (см. 31160-м). 31451
Кроме того, прочность моторной установки проверяется на случай М„.у -ф-Е„,
Случай М„.у-фЕ„ 31452
Случай Мм.у -ф- Е„ — одновременное действие нагрузки случая М„,у
(см. 31165-м) и случая Ем — симметричной посадки на редан гидросамолета
(см. 31472-1Л).
Коэфициент безопасности /=1,5.
ФЮЗЕЛЯЖИ ПОПЛАВКОВЫХ ГИДРОСАМОЛЕТОВ 31460
Применяются нормы прочности сухопутных самолетов (см. 31160-ф). Кроме 31461
того, фюзеляж проверяется на посадочные случаи согласно требованиям, приве-
денным в 31470.
ЛОДКА И ГЛАВНЫЕ ПОПЛАВКИ ГИДРОСАМОЛЕТОВ 31470
Лодка рассчитывается на все полетные случаи нагружения фюзеляжей 31471
(31160-ф) и, кроме того, на посадочные случаи.
Эксплоатационная перегрузка определяется по формуле: 31472
п9 = сг с2 С.А (82 -ф- Уп'ос),
где Vnoc [м/сек] определяется в соответствии с 31441.
Коэфициент ct принимается по согласованию с заказчиком от 0,75 до 1.
123
31472
31475
Нормнепрочности гидросамолетов
Коэфициент < берется в зависимости от формы днища:
для плоскокилеватых, лекальных и туннельных днищ (фиг. 31472—1)
Q0
Л_
180°
Плоскокилеватое
Лекальное
Туннельное
Фиг. 31472—1
здесь Pi — внешний
удара (в градусах);
для полутуннельных
днищ (фиг. 31472—II)
С
- 180°
угол киля
в месте
приложения равнодействующей
Коэфициент с& определяем-
ся по табл. 31472 в зависимости
от веса G гидросамолета (с пря-
молинейной интерполяцией для
промежуточных весов).
Палутуннельные
Фиг. 31472—11
Таблица 31472
G [кг] <1000 5С00 10 000 20 000 40 000 60000
* 0,028 0,021 0,018 0,016 0,014 0,013
31473
31474
Коэфициент безопасности для поплавков и поплавкового шасси принимается
/—1,65; для других частей гидросамолета и для лодки /—1,8.
Во всех рассматриваемых ниже случаях нагружения гидросамолетов помимо
гидродинамических сил действуют подъемная сила У=0,75С? и массовые силы,
уравновешивающие гидросамолет. Распределение подъемной силы по крылу
принимается для угла атаки, соответствующего су, шах.
31475
Участки днища, на которые водяная нагрузка непосредственно не при-
кладывается, проверяются на промежуточные распределенные нагрузки путем
прямолинейной интерполяции давлений, соответствующих случаям симметрич-
ных нагружений, рассмотренных ниже (фиг. 31475).
124
Нормы прочности, гидросамолетов
31470-1Л—31471-1Л
ОДНОЛОДОЧНЫЕ ГИДРОСАМОЛЕТЫ
31470-1Л
Случай GM 31471-1Л
Случай GM -- удар в нос.
Эксплоатационная сила удара:
Рэ = пэ Сред [кг],
где бред—вес гидросамолета, приведенный к линии действия равнодействую-
щей удара:
, 1
' брСд = б ^.2
1 COS2 Фу]- —COS3 — COS2 Фг
lx ly
Здесь
Рх, Ру, Рг, х0 и z0— в соответствии с обозначениями на фиг. 31471-1л—I;
ix, iy, iz — главные радиусы инерции.
Площадь днища, на которую действует водяная нагрузка, равна
м-
Фиг. 31471-1Л—II
Начало поверхности удара соответствует началу грузовой ватерлинии
(фиг. 31471-1 л—II). Давление распределяется равномерно по длине и ширине
днища.
125
31471-1Л—31473-1Л
Нормы прочности гидросамолетов
Наклон равнодействующей определяется углом ар :
tg аР = w
1 У
где —проекция поверхности удара на плоскость yz\
Fy — проекция поверхности удара на плоскость xz.
31472-1л Случай Ем
Случай Ем — удар в редан (фиг. 31471-1 л--II).
Эксплоатационная сила удара:
= \кг\,
где G — вес гидросамолета.
Площадь удара:
И-
Эксплоатационная сила удара Рэ действует нормально к линии киля. Дав-
ление по длине лодки распределяется равномерно, по ширине лодки — в соот-
ветствии с конфигурацией днища, как показано на фиг. 31472-1Л—I и
31472-1 л—IV.
ПРИМЕЧАНИЕ. Угловые ускорения разрешается не учитывать.
31473-1л Случай 1М
Случай 1м—удар в корму (фиг. 31471-1л—II).
Эксплоатационная Сила удара:
Рэ = цэСред [кг].
Сила удара направлена нормально к линии киля.
Площадь удара:
F=o'7 |/(п0о)'
Давление по ширине и длине распределяется равномерно.
Для гидросамолетов с острой формой кормового редана, образующего
в плане угол 45°,
рэ = 0,6 пэ Сред,
126
Нормы прочности гидросамолетов
31473-1Л—31471-2Л
У И ООО у
Для однореданных гидросамолетов
= 0,4 ПЭ Сред, Р=0,3
при этом площадь F ограничивается грузовой ватерлинией.
Случай E„4-FM
31474-1Л
Случай Em4~Fm — несимметричный удар в редан.
Эксплоатационная сила удара, действующая справа или слева лодки:
Рэ = о,7 пэ Сред [кг],
где пэ — эксплоатационная перегрузка, соответствующая случаю Ем
Площадь удара
р=°'6/(пйб)’ м-
Давление распределяется равномерно (нормально к
поверхности) на одну половину днища и часть борта выше
скулы (фиг. 31472-1 л -V). Направление равнодействующей
определяется углом 7;
fgT-=p-’
* У
где Fz—проекция поверхности удара на плоскость ух\
Fv— проекция поверхности удара на плоскость zx.
Точка приложения равнодействующей удара определяется в соответствии
с центром тяжести эпюры давления и углом 7.
ПРИМЕЧАНИЕ. Угловые ускорения разрешается не учитывать.
ДВУХЛОДОЧНЫЕ И ПОПЛАВКОВЫЕ ГИДРОСАМОЛЕТЫ 31470-2л
Двухлодочные и поплавковые гидросамолеты рассчитываются на случаи GM,
Е« и 1м однолодочных гидросамолетов, при этом для однопоплавковых гидро-
самолетов с теми же поверхностями и силами удара. Для двухлодочных и двух-
поплавковых гидросамолетов поверхность удара одной лодки или поплавка
равна половине общей площади, а сила удара — половине общей водяной на-
грузки на гидросамолет.
Кроме того, производится расчет общей прочности гидросамолета на при-
водимые ниже случаи несимметричного нагружения. В этих случаях давление
распределяется равномерно на правой половине правой лодки (поплавка) или
на левой половине левой лодки (поплавка) гидросамолета и действует нор-
мально к поверхности днища и части борта выше скулы в соответствий с
фиг. 31472-1 л—V.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Прочность днища на случаи несимметричного нагружения не
проверяется.
2. Наклон равнодействующей силы удара при несимметричном нагружении опреде-
ляется отношениями проекций площадей на соответствующие координатные плоскости.
3. Точка приложения равнодействующей удара определяется эпюрой давления соот-
ветствующего случая нагружения.
Случай GM-|-FM
Случай GM-[-FM — несимметричный удар в нос.
Эксплоатационная сила удара:
31471-2л
Рэ = 0,7 пэ Сред [кг],
127
31471-2л- 31473-2Л
Нормы прочности, гидросамолетов
где п3—эксплоатационная перегрузка, соответствующая случаю GM -
Площадь удара считается от начала грузовой ватерлинии и для двухло-
дочных и двухпоплавковых гидросамолетов равна
f“0'25 |/(тобо) М’
а для однопоплавковых гидр’осамолетов
3 /" / s~> \ 2
F-0’5 и(гобо) М-
31472-2л
31473-2Л
Случай EM4-F„
Случай ЕМЦ-FM — несимметричный удар в редан.
Эксплоатационная сила удара:
Рэ =0,7пэ Сред [кг],
где иэ —эксплоатационная перегрузка, соответствующая случаю Ем.
Площадь удара для двухлодочных и двухпоплавковых гидросамолетов
равна
F - °’31/ (1100 ) W’
а для однопоплавковых гидросамолетов
(гая)’
Распределение давлений по днищу, как в случае Em + Fm для однолодоч-
ных гидросамолетов.
Случай 1„4-FM
Случай Ы-Ы — несимметричный удар в корму.
Эксплоатационная сила удара:
. Рэ = 0,7пэСред [кг],
где пэ — эксплоатационная перегрузка, соответствующая случаю 1м.
Площадь удара для двухлодочных и двухпоплавковых гидросамолетов
равна _______
'’-’«/(ж)’ И’
а для однопоплавковых гидросамолетов
—С—X2"
^=°’5jZ (гобо) М'
Для гидросамолетов с острой формой кормового редана, образующего
в плане угол <45°,
Рэ = 0,4 пэ Сред [кг].
Площадь удара для таких двухлодочных и двухпоплавковых гидросамо-
летов равна
3 /7 С \2
f=0,15 у рэдо J [м2],
а для однопоплавковых гидросамолетов
F“0,3 |/(гбоо) М-
128
Нормы прочности гидросамолетов
31473-2Л-31472-д
Для однореданных гидросамолетов
Рэ = 0,3/гэ Сред [кг].
Площадь удара для однореданных двухлодочных и двухпоплавковых гидро-
самолетов равна ____
/?=о-']/(гобо)! М-
а для однопоплавковых гидросамолетов
3 7 G V
м-
При этом поверхность удара ограничена килевой линией и концом ватер-
линии. Длина поверхности удара, как в случае 1М для однореданного гидроса-
молета;
ПРОЧНОСТЬ КЛЕТКИ ДНИЩА ГИДРОСАМОЛЕТА 31470-д
Прочность клетки в любом месте днища проверяется на местную нагрузку.
Ударная нагрузка 31471-д
Площадь нагрузки (квадрат) для лодок
иэ2 / Q \2
л = 0,2 И:
Для пбплавкоЬЫЯ гйдрйсамолетой
ьа* / G V
/т = 0)i4 \jpijt М‘»
Дк меньше 0,04-щ2 и больше 0,16 лг2 не берется.
Площадь F и перегрузка пэ определяются по симметричному удару в редан
(см. 31472-1л).
Эксплоатационное давление на клетку днища задается в зависимости от 31472-д
положения ее по длине и по ширине лодки. Закон распределения давления
но длине днища принимается в соответствии с фиг. 31472-д.
Фиг. 31472-д
Эксплоатационное-давление непосредственно в носу лодки
^=14,ЗИПОС [кг/лЩ.
129
31472-д—31474-д
Нормы прочности, гидросамолетов
Эксплоатационное давление на первом редане р*0, в долях которого опре.
деляется давление на скуле и у киля рэу.
„э _ 5Q у (
Ро- эи И „ос I 0)034-tg2p
f-0,3) [кг/м2],
где VnOc — определяется в соответствии с 31441;
Р—внутренний угол килеватости,
Максимальное эксплоатационное давление на втором (кормовом) редане:
РЭкоР=И.3 1/2ог кгИ].
Максимальное эксплоатационное давление непосредственно позади первого
редана:
р* = 5 000 кг\м2 при высоте редана > 0,04 Вх,
pl = 0,5p% ПрИ ВЫсоте редана А1<С0,04В1, а также в том
случае, если /^<0,05 м.
Максимальное эксплоатационное давление
реданом:
»з = 0,5р’ , но не больше 5000 кг\м\
Распределение давления по ширине днища
Производится в зависимости от его профиля.
314^3-Д Туннельные и плоские профили
(фиг. 31473-д)
Принимается:
давление на киле /^=1,5/?®;
давление НН скуле
31474-д Плоскокилеватые профили
(фиг. 31474-д—I)
Принимается:
давление на киле Р*=Р1’,
давление на скуле p3CK = kpl,
130
Нормы прочности гидросамолетов 31474-д—31477-д
, 0,0075 + 0,31 Г п,
где *=^,оз-Йз1Т^’ но не меньше ’
Величину k можно также определить по графику фиг. 31474-д—II.
Лекальные профили (фиг. 31475-д)
31475-д
Фиг. 31475-д
При свободном выходе струи у скул, а так-
же при наличии у скулы горизонтальной площадки
давление по ширине редана принимается равно-
мерно распределенным.
Полутуннельные профили и профили со скуловыми накладками 31476-д
(фиг. 31476-д)
Принимается:
давление на киле p*K = pl\
давление на скуле />’к = £]/?’.
При (/<4000 кг берется kx = \.
При (/<4000 кг берется k} — 1 -ф-0,00017 (G — 4000), но не больше 2,8.
Здесь G — вес гидросамолета в кг.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. При определении прочности клетки днища давление но ширине
днища за первым реданом, а также на корме распределяется равномерно. Эксплоатационные
местные давления на скуле и на киле между первым реданом и носом изменяются по
линейному закону, как показано на фиг. 31472-д.
2. Расчет и испытание клетки днища производятся в системе днища.
Местная нагрузка при глиссировании 31477-д
Площадь нагрузки F'K = 2 а2 располагается длинной стороной (2 а) вдоль
днища. Здесь а — расстояние между двумя смежными шпангоутами в рассмат-
риваемом месте днища. Эксплоатационное давление в любом месте днища
^’ = ’4,3^ [кг/м2]. 1
На местные нагрузки при глиссировании проверяются:
главные поплавки в любом месте днища между носом и первым
реданом;
лодки гидросамолетов в любом месте днища между первым реданом >
и носом на длйне от первого редана к носу, если — расстояние
от носа до первого редана.
131
31480-31491
Нормы прочности гидросамолетов
31480 ДЕТАЛИ ГИДРОСАМОЛЕТОВ
Применяются нормы прочности сухопутных самолетов (см. 31160-д). Проч-
ность узлов перекатного шасси и водяных рулей проверяется на нагрузки,
указанные в 31481 и 31482.
31481 Узлы перекатного шасси
К оси колеса прилагаются эксплоатапионные силы, действующие одновре-
менно:
в направлении оси Оу (вверх)
Р’ = 0;8пэ G;
в направлении оси вращения колеса (к плоскости симметрии)
/Д = 0,4яэС.
Эксплоатационная перегрузка пэ = 1,5.
Коэфициент безопасности f—‘2.
31482 Водяные рули гидросамолета
Для водяных рулей, расположенных вблизи свободной поверхности воды,
эксплоатационная нагрузка, действующая нормально к хорде профиля руля,
равна
Р'9 1<ОСА.
Рассматриваются два положения центра давления от передней кромки
руля, а именно: х=15 и 25% хорды руля. Распределение давлений но длине
руля пропорционально его хордам. Угол отклонения руля а=15°.
Для водяных рулей, расположенных под глиссирующей поверхностью,
эксплоатационная нагрузка равна
Рэ = 13 1Д20С5.
В этом случае также рассматриваются два положения центра давления,
а именно: х 20 и 30%. Распределение по длине руля пропорционально его
хордам. Угол отклонения руля а ^=15°.
В обоих случаях 5--эффективная площадь руля [л/2];
Кюс — посадочная скорость гидросамолета, определяемая
согласно 31441.
Коэфициент безопасности f — 1,5,
31490 ОСОБЫЕ СЛУЧАИ
Применяются нормы прочности сухопутных самолетов (см. 31170). Кроме
того, производится проверка прочности гидросамолетов на случаи нагружения,
приведенные в 31491—31492.
31491 Катапультирование
Различные части катапультируемого самолета должны быть рассчитаны на
усилия, возникающие в них в следующих случаях.
Самолет неподвижен на катапульте, моторы не работают, удельная
нагрузка на крыло от ветра р3 =5 кг)м2. Вся нагрузка Р3 = 55[кг] дей-
ствует снизу вверх и равнодействующая ее приложена на середине полу-
размаха одного крыла справа или слева на расстоянии хорды от
передней кромки.
Самолет неподвижен на катапульте; со стороны катапульты к самолету
приложена горизонтальная сила, величина которой равна ее наиболь-
шему значению в процессе катапультирования:
а) моторы работают, тяга винта соответствует полному газу па
месте,
б) моторы не работают, тяга винта равна нулю.
132
Нормы прочности гидросамолетов
' 31491-31492
Самолет достиг конечной скорости непосредственно перед концом
катапультирования; со стороны катапульты к самолету приложена горизон-
' Тальная сила, величина которой равна 75% от ее наибольшего значения
6 процессе катапультирования:
а) моторы работают,' тяга винта соответствует йолному газу,
б) моторы не работают, сопротивление винта соответствует достиг-
нутой скорости.
Принимается, что скорость, сообщаемая самолету катапультой, может
быть увеличена за счет собственной скорости корабля или встречного ветра
на 10 м]сек.
Все усилия умножаются на коэфициент безопасности /= 1,8.
Стоянка гидросамолета на приколе
31492
При стоянке гидросамолета на якоре или на приколе удерживающая сила
== 0,07 G, где G — максимальный вес гидросамолета.
Стропы и узлы крепления рассчитываются на тройную удерживающую силу.
Коэфициент безопасности / — 2,
31500 ТРЕБОВАНИЯ ДЛЯ РАСЧЕТА ПРОЧНОСТИ И СТАТИЧЕСКИХ
ИСПЫТАНИЙ ПЛАНЕРОВ ОСОБОГО НАЗНАЧЕНИЯ
31501 Настоящие требования в отдельных случаях, при наличии обосновывающего
материала, могут быть изменены по согласованию с ЦАГИ и заказчиком.
31510 СКОРОСТИ, СКОРОСТНЫЕ НАПОРЫ И ПЕРЕГРУЗКИ
31511 Максимальная для всех высот индикаторная скорость горизонтального
буксирного полета принимается равной:
Итак ~ : 4 | ^тах ,
где qmax — максимальный для всех высот скоростной напор горизонтального
буксирного полета [кг/м~].
Максимальная скорость горизонтального буксирного полета [м’сек] при р = 0,125 кг сек- л/”4
обозначается через ИОтах.
31512 Максимальный скоростной напор пикирования или планирования прини-
мается равным
<7max. max = 1,69 <7max, HO Не МеНЫИе 600 Кг{м\
если в технических требованиях пет других указаний.
При наличии специальных требований к планированию или пикированию значение <7тах. тах
должно определяться в соответствии с этими специальными требованиями, но не должно при-
ниматься меньше вышеуказанного значения.
31513 Максимальная положительная эксплоатационная перегрузка п’ах опреде-
ляется как большая из следующих двух величин:
-14-^
Н
«max = 1 >33 /1 + 0,45 .
max (<5) ’ 1 ’ (/а О
В этих формулах G и 5—соответственно полетный вес [лгг] и площадь
de
крыльев планера И2]’>“^"— производная коэфициента подъемной силы крыла
по углу атаки; ее величина при отсутствии продувок определяется по формуле:
dcy __ 5,53
dy' 1+ 1,76-1-
л
Z3
где X— — —удлинение крыла,
О
/ — размах крыла.
31514 Максимальная по абсолютной величине отрицательная эксплоатационная
перегрузка определяется как большая по абсолютной величине из следующих
двух величин:
«ти1(й) = ~0>5«тах(а) •>
(я^ах-см. 31513).
«min (б) ~ («тах (<5) 2,67)
134
Требования к прочности планеров
31520-31522
ЛЕТНЫЕ СЛУЧАИ 31520
Исходя из указанных выше величин: скорости Vma!£ , скоростных напоров 31521
<7тах и #max. max, перегрузок д^ах и «^in, расчет прочности для всех частей пла-
нера (крыло, оперение, фюзеляж и пр.) производится во всех летных случаях
в соответствии с нормами прочности самолетов 1943 г., как для самолетов
класса В, с теми же коэфициентами безопасности.
Кроме того, для тех частей планера, для которых это может оказаться
расчетным (оперение, фюзеляж и пр.), рассматривается еще случай буксирного
взлета — случай П (см. 31522).
Случай П. Буксирный взлет 31522
Принимается, что планер летит горизонтально, с превышением. В этом
случае считается, что на планер действуют вниз следующие силы:
полетный вес планера G,
воздушная нагрузка горизонтального оперения
Г,..--
где 5—площадь крыльев [л/2],
5ГО —-площадь горизонтальном оперения [.и5],
вертикальная составляющая тяги троса, равная:
Т'верт = 1,76 — \ 0 -- ,
О 1— j
но не больше
' S
1,"6^°
где -у ° — отношение- расстояний от оси шарниров руля высоты до
центра тяжести планера и от центра тяжести планера до узла крепле-
ния буксирного троса (фиг. 31522).
Считается, что все эти силы уравновешиваются подъемной силой крыла.
ПРИМЕЧАНИЕ. Распределение нагрузки по горизонтальному оперению принимается
как для уравновешивающей нагрузки согласно нормам прочности самолетов (31251-х1г).
Коэфициент безопасности /=2.
135
13530-31543-впн
Требования к прочности планеров
31530
31531
31532
31533
31540
31540-вп
31540-вин
31541-впн
31542-впп
31543-впп
Йе
трЪс
Для расчета узла крепления буксирного троса принимаются следующие,
отдельно действующие эксплоатационные нагрузки:
нагрузка вперед G [кг],
нагрузка случая П (вниз), но не меньше 0,5 (/[к'г]',
нагрузка вверх 0,3 G [кг],
нагрузка вбок 0,3 G [кг].
Коэфициент безопасности /=2.
ПРИМЕЧАНИЕ. При последовательном соединении планеров, т. е. когда планеры
присоединяются друг к другу, нагрузка вперед для. расчета узла крепления буксирного
троса берется равной G f- 0,6 G£ , где G — полетный вес рассматриваемого планера, а 6£ —
суммарный полетный вес всех непосредственно к нему присоединенных сзади планеров.
Прочность троса должна быть подобрана таким образом, чтобы в системе —
узел крепления, предохранительный участок троса и сам трос — наиболее сла-
бым местом был предохранительный участок троса.
Предохранительный участок троса должен располагаться в конце троса,
ближайшем к планеру, и его прочность (по разрушающему усилию) должна соот-
ветствовать 1,6(7.
ШАССИ И ЛЫЖИ
ШАССИ ДЛЯ ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ
(Для тренировочных, учебных и первых опытных
образцов планеров особого назначения)
ШАССИ НОРМАЛЬНОЙ СХЕМЫ
Эксплоатационная работа, которую должна воспринять амортизационная
система (стойка -]-пневматик) при динамическом приложении нагрузки, вычис-
ляется по формуле:
Лэ r 0,4VnOc 4-0,0100’5 — 4,5
А — G —--------—ттгг--------[кгм],
19,6 1 1
где G — полетный вес [кг],
Kioc — посадочная скорость с учетом механизации крыла [м/сек].
Для шасси костыля:
.г 0,4 УПОс 4-0,01 С0-5-4,5 , ,
А — ДО----------1 /---------[кг м],
19,6 J’
где ДО — доля веса планера, приходящаяся на костыльное шасси на стоянке.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Расчет амортизации главного шасси производится в соответствии
со случаем Еш.
2. Расчет амортизации костыльного шасси производится на наиболее неблагоприятный,
Дающий наибольший ход случай — случай Е^нли Е.„
Максимальное усилие в амортизаторе Рстлк при поглощении всей норми-
руемой работы Аэ не должно быть больше ^Рп.о , где Рп.о — нагрузка полного
обжатия на пневматик, гарантируемая заводом-изготовителем, Ф — коэфициент
передачи, зависящий от геометрических соотношений шасси.
Расчет па прочность главного шасси производится на случаи Еш, Еш-]-Ош,
Gm и Rim, а шасси костыля — на случаи Еи Е., и Е норм прочности самолетов
с коэфициентом безопасности /= 1,5.
Требования к прочности планеров
31540-впЗ—31545-впЗ
ШАССИ ТРЕХКОЛЕСНОЙ СХЕМЫ 31540-впЗ.
Эксплоатационная работа А3, которую должна воспринять амортизационная 31541-впЗ
система главных колес (стойка -ф пневматики) при динамическом приложении
нагрузки, вычисляется по формуле:
Аэ = 0,5/Пред Vy [кг я],
где Уу- приведенный вертикальный компонент скорости в момент удара, опре-
деляемый для главного шасси по формуле:
И, = /"о,4 Ипос + б;о 1 G015 — 4,5 [я’сек]
(Кос— в я\сек, G — в «г),
%
/Пред — редуцированная к линии равнодействующей удара масса планера [кг сек2 м]\
для главных шасси отред принимается равной,массе планера т.
ПРИМЕЧАНИЕ. Если по техническим условиям к планеру предъявляется требование
посадки с планирования без выравнивания, то значение Vy принимается большим из зна-
чений, получающихся но приведенной выше формуле и по формуле:
vy = 4 <4 '[/"Т ceKi-
Сх
Значение —берется максимальным на всем участке поляры самолета, определяемом
СУ
[ Сх \
углами атаки tq + 2°, где 04 — угол атаки, соответствующий I —I , причем рассматрн-
х \ ev /min
ваются поляры с закрытыми и открытыми щитками. *
, Для шасси носового колеса значение Vy принимается большим из зна- 31542-впЗ
чений, получающихся по формулам для главного шасси (в соответствии с требо-
ваниями, предъявляемыми к посадке, — см. 31541-ВпЗ) и по формуле:
У^О,145у [м1сек],
где /’ — расстояние от оси носового колеса до оси главных колес [я],
Lr.o — расстояние от оси шарниров руля высоты до центра тяжести [л/],
&° — угол опрокидывания в градусах, берется по схеме шасси при необжатых
амортизации и пневматиках,
iz — радиус инерции планера относительно оси Qz, проходящей через центр
тяжести планера.
Для шасси носового колеса
тяжести планера до нормали к земле, проходящей
носового колеса с землей.
амортизаторе Рс max при. поглощении всей норми- 31543-вп3
где а — расстояние от центра
через точку касания
Максимальное усилие в
руемой работы А3 не должно быть больше фРп.о (см. 31542*впн).
Требования ЗП64-шЗа и 31161-шЗх норм прочности самолетов распростра- 31544-впЗ
пяются на хвостовую предохранительную опору планера, но с коэфициентом
безопасности /= 1,5.
Расчет па прочность главного шасси производится на случаи Еш , E'n, Gu, 31545-впЗ
и RiUI, а шасси носового колеса — на случаи Еш,. Еш -ф Ош и Run норм проч-
ности самолетов с коэфициентом безопасности /==1,5.
18
137
31540-в—31544-лш Требования к прочности планеров
31540-в ВЗЛЕТНОЕ ШАССИ (ТЕЛЕЖКА)
31541-в Подбор колес главного шасси, предназначаемого исключительно для взлета,
должен производиться из условия, что
Sn.o > 120-|-0,258ст,
где оп.о —полное обжатие пневматика [мм],
§ст обжатие пневматика на стоянке [мм].
31542-в Расчет на прочность главного шасси8 производится на случаи Сш и
' Еш + Gm норм прочности самолетов с коэфициентом безопасности /= 1,5.
ПРИМЕЧАНИЕ. Коэфициент эксплоатационной перегрузки в случае Еш ф-Ош при-
нимается по графику обжатия колеса в соответствии с обжатием, равным 120ф-0,258ст [лсзг],
но не меньше пэ = 3.
31543-в ' Кроме того, шасси проверяется на боковую нагрузку, приложенную в
точке касания колеса с землей в направлении + z, эксплоатационная величина
которой равна 0,25G.
Положение планера принимается соответствующим стоянке на трех точках.
Коэфициент безопасности f= 1,5.
31540-лш ЛЫЖНОЕ ШАССИ
31541-лш Эксплоатационная работа, которую должна воспринять амортизационная
система лыжи при динамическом приложении нагрузки, вычисляется по формуле:
г 0,4 И„ос 4 “ 0,01 G0-5 4,5 г .
А —О-----------Ндго------------ [кгж[.
«ЗУ, Z
31542-лш Случай Ел. Посадка на две точки
Принимается, что па главную и хвостовые лыжи действуют следующие-
нагрузки:
нормальная к земле сила, распределенная равномерно на длине, рав-
ной двойной ширине полоза лыжи в месте удара:
А' —/?>'Д(7,
где п3Е— эксплоатационная перегрузка, получающаяся из диаграммы сжа-
тия амортизации, но не меньше п^ = 4,
AG —доля веса планера, приходящаяся на лыжу при стоянке;
сила трения, распределенная равномерно на том же участке лыжи:
Г=0,5Рэ.
Коэфициент безопасности/—1,5.
31543-лш Случай Ел. Посадка на главную лыжу
Принимается, что планер находится в положении, при котором строитель-
ная горизонталь его параллельна земле. Сила удара Р3, нормальная к земле,
сила трения Т3 и площадь, на которую распределяется удар, принимаются
такими же, что и в случае Ел (см. 31542-лш).
Коэфициент безопасности /— 1,5.
31544-лш Случай Ri.t Боковой удар в лыжу
Принимается, что планер находится в положении, соответствующем слу-
чаю Ел , и в точке касания лыжи (главной или хвостовой) с землей в направле-
нии оси + z приложена сила, равная 0,25Д(7, где ДО— доля веса планера,
приходящаяся на рассчитываемую лыжу на стоянке.
Коэфициент безопасности /= 1,5.
138
Требования к прочности планеров 31550—31561
ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ УКАЗАНИЯ О ПРОВЕРКЕ 31550
ПРОЧНОСТИ КРЫЛА И ФЮЗЕЛЯЖА
Крыло и фюзеляж проверяются на все посадочные случаи, указанные выше 31551
(см. 31540); при этом коэфициент безопасности при посадках на шасси во всех
расчетных случаях /=1,65, а при посадке на лыжу—/=2.
Для случая посадки на лыжу крыло и его крепление проверяются на 31552
прочность на силу, приложенную к концу крыла в направлении лобовой силы
и равную 0,1 G.
Коэфициент безопасности /=2.
ФЛАТТЕР 31560
Планер должен удовлетворять всем требованиям норм прочности самоле- 31561
тов 1943 г. (см. 31160-кф и 31160-хф).
$
СОДЕРЖАНИЕ
Cmt>. •№
Нормы прочности сухопутных самолетов 1943 г............................ 3 31100
Основные обозначения................................................................. — 31101
О случаях расчета и испытаний и их обозначении..................................... 5 31110
Определение расчетных перегрузок и коэфициентов безопасности......................... —. 31120
Классификация самолетов и выбор максимальной эксплоатационной перегрузки.............. 6 31130
Вес самолета....................................................................... 7 31140
Определение скоростного напора пикирования и планирования (?max тах)................. — 31150
-Крылья.......................................................................... 8 31160-к
Механизированные крылья..................................................... 11 31160-км
Крыло с концевыми предкрылками...................................... . 12 34160-кмп
Крыло с тормозными щитками ........................................ . 14 31160-кш:
Крыло с концевыми предкрылками и с тормозными щитками . .............. 15 31160-кмпт
Крыло со щитками-закрылками .....'....................................... — 31160-кмщ
Нагрузки элементов механизированного крыла............................... — 31160-кмэ
Распределение нагрузки...................................................... 16 31160-кр
Распределение нагрузки по размаху крыла.................................. — 31160-крр
Распределение нагрузки по хорде крыла................................. — 31160-крх
Нервюры........................................................................ — 31160-кн
Элероны...................................................................... 17 31160-кэ
Флаттер и реверс .............................................................. — 31160-кф.
Хвостовое оперение .................................................................. 18 31160-х
Однокилевое оперение........................................................... — 31160-х1
Горизонтальное оперение...................................................— 31160-х1г
Вертикальное оперение . ................................................ 19 ЗН60-х1в
Одновременная нагрузка на горизонтальное и вертикальное оперение .... 21 31160-х1гв
Даухкнлевое оперение.......................................................... — 31160-х2
Горизонтальное оперение ................................................. — 311бО-х2г
Вертикальное оперение.................................'................. 22 31160-х2в
Одновременная нагрузка на горизонтальное и вертикальное оперение .... 23 31160-х2гв
Флаттер хвостового оперения ....................................... . . . — 31160-хф
Балансиры хвостового оперения и элеронов............................................. — 31160-6
Шасси и амортйзация....................................................... . . . 24 31160-ш
Шасси нормальной схемы......................................................... — ЗИ&З-шн
Воспринимаемая работа и требования к амортизационной системе ...... — 31160-шиа
Главные колеса..................................:....................... 26 31160-шнг
Хвостовое колесо или костыль............................................ 29 31160-шнх
Трехколесное шасси............................................................ 30 31160-шЗ
Воспринимаемая работа и требования к амортизационной системе........ — 31160-шЗа
Главные колеса.......................................................... 32 31160-шЗг
Носовое колесо.......................................................... 33 ЗПбО-шЗн
Хвостовая предохранительная опора....................................... 34 ЗЦбО-шЗх
Щитки шасси................................................................... — 31160-шщ
Лыжное шасси................................................................ 35 31160-шл
Требования к элементам лыжного шасси....................................'37 31160-шлэ
Механизм подъема шасси ..................................................... 39 31160-шм
Моторная установка............................................................. •_ .... 31160-м
Моторные гондолы и капоты.......................................................... 40 31160-мк
Фюзеляж............................................................................ 42 31160-ф
Пилотские фонари и носовая часть фюзеляжа (штурманские кабины)................ 44 31160-фп
Управление........................................................................ — 31160-у
Детали самолета.................................................................... 45 31160-д
Предварительная затяжка............................................................ 46 31160-3
Особые случаи..................................................................... — 31170
Стр. №
Распределение аэродинамической нагрузки ....................... 47 31200
Основные обозначения............................... ,....................... . — 31201
Распределение аэродинамической нагрузки по крылу.................................... 49 31210
Распределение аэродинамической нагрузки по крыльям биплана......................... 80 31220
Распределение аэродинамической нагрузки по механизированному крылу................. 82 31230
Распределение аэродинамической нагрузки по элерону ................................ 88 31240
Распределение аэродинамической нагрузки по хвостовому оперению .................. 89 31250-х
Однокилевое оперение......................................................... — 31250-х1
Двухкилевое оперение................1........................................ 91 31250-х2
Распределение аэродинамической нагрузки по капотам и моторным гондолам ............. 93 31260
Распределение нагрузки по пилотским фонарям и носовой части фюзеляжа (штурманским
кабинам).............................* . . . ... '. . ‘. . . . . . . . 98 31270
Приближенный метод учета влияния числа Ма на величину и распределение аэродинамической
нагрузки по капотам, моторным гондолам, пилотским фонарям и носовой части фюзеляжа
(штурманским кабинам).................................................................. 99 31280
v Уравновешивание самолета............................. 107 31300
Нормы прочности гидросамолетов 1943 г.......................... П8 31400
Q случаях расчета и испытаний и их обозначении..................................... 120 31410
Крылья ............................................................................ — 31420
Шасси и амортизация амфибий ......................................................... — 31430
Шасси подкрыльных поплавков........................................................ 121 31440
Моторная установка................................................................. 123 31450
Фюзеляжи поплавковых гидросамолетов ................................................ — 31460
Лодка и главные поплавки гидросамолетов.............................................. — 31470
Однолодочные гидросамолеты................................................... 125 31470-1л
Двухлодочные и поплавковые гидросамолеты...................................' 127 31470-2л
Прочность клетки днища гидросамолета.................................... . .' 129 31470-д
Детали гидросамолетов ............................................................. 132 31480
Особые случаи........................................................................ — 31490
Требования для расчета прочности и статических испытаний планеров
особого назначения ......................................................... 134 31500
Скорости, скоростные напоры и перегрузки............................................. — 31510
Летные случаи..................................................................... 135 31520
Трос.............................................................................. 136 31530
Шасси и лыжи ....................................................................... — 31540
Шасси для взлета и посадки........................................................... — 31540-вп
Шасси нормальной схемы ........................................................ — 31540-впн
Шасси трехколесной схемы..................................................... 137 31540-впЗ
Взлетное шасси (тележка)........................................................... 138 31540-в
Лыжное шасси ...................................................................... — 31540-лш
Дополнительные указания о проверке прочности крыла и фюзеляжа'.................... 139 31550
Флаттер.............................................................................. — 31560
Для служебного пользования
Экз. №.
РУКОВОДСТВО
для
КОНСТРУКТОРОВ
Том I
СТАТИЧЕСКИЕ
ИСПЫТАНИЯ САМОЛЕТОВ
НА ПРОЧНОСТЬ
— 32100—32700 —
ИЗДАНИЕ 2
ИЗДАТЕЛЬСТВО
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НКАП
1943
Составили:
А. А. АЛЕКСЕЕВ, инженер
ф. М. КОНДАКОВ, инженер,
ст. научный сотрудник
Б. Л. УПАДЫШЕВ, инженер,
мл. научный сотрудник
М. В. СУББОТИН, инженер
Редактор раздела
Ф. М. КОНДАКОВ, инженер,
ст. научный сотрудник
Редактор части 3
С. Н. ШИШКИН, заслуженный деятель науки
и техники, доктор технических наук
Редактор Руководства для конструктбров
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
Ответственный редактор А. А. Горяйнов
Объем 6 печ. л., 42 880 зн. в печ. л.
Подписано к печати 25/VI 1943 г.
Учетно-авторских листов 6,4
ЦВЦ РККА № 5141
Тип. изд-ва БНТ НКДП
Зак. № 138
обязательный объем статических испытаний
НА ПРОЧНОСТЬ ОПЫТНЫХ САМОЛЕТОВ
Ниже приводится обязательный минимум контрольных статических испы-
таний для каждого опытного самолета.
Случаи испытания, не приведенные как обязательные, но предусмотренные
нормами прочности самолетов и являющиеся расчетными для данного самолета,
должны быть дополнительно введены в программу испытаний.
Кроме испытаний, указанных в 32101 и 32102, в программу обязательных испы-
таний должны быть дополнительно включены испытания всех тех частей и элемен-
тов самолета, для которых расчет на прочность не дает надежного решения.
Случай норм прочности, на который испытание конструкций производится
до разрушения, либо указан ниже, либо выбирается главным конструктором
самолета на основе расчета прочности.
КРЫЛО
Испытанию подвергается консоль крыла с центропланом и с установленными
щитком, элероном и прочими элементами механизации крыла.
ПРИМЕЧАНИЕ. Винтомоторные установки с подмоторными рамами, баки и различ-
ные агрегаты могут быть заменены ложными конструкциями, если они не являются органи-
ческой частью конструкции крыла.
Крылья самолетов всех классов подвергаются статическим испытаниям на
случаи А и В; крыло самолетов класса А, кроме того, испытывается на случаи
А' и С, а крыло маневренного самолета, выполняющего ,,бочки“ и „перево-
роты“ — также на случай La. На случай А', а также на случай В или La испы-
тание производится до 100% расчетной нагрузки, а на случай А с одновремен-
ным загружением носка крыла — до разрушения. На остальные случаи испытания
производятся до 67% расчетной нагрузки.
В случае наличия концевого автоматического или жестко фиксированного
предкрылка крыло вместо испытания на случай А испытывается до разрушения
на случай Ах с одновременным загружением носка крыла на участке, не занятом
предкрылком.
При нагрузках крыла в 50% расчетной производится проверка работы
элементов механизации крыла для определения, нет ли заедания в шарнирах;
при этом элерон, предкрылок (или другой элемент механизации) не загружаются.
На крыльях с покрытием из древесины испытывается опытный участок
обшивки на отрыв на расчетные нагрузки в соответствии с нормами. В обяза-
тельном порядке испытанию на отрыв подвергается верхняя обшивка законцов-
ки крыла и верхняя обшивка консоли между лонжеронами.
ЭЛЕРОН И ЭЛЕМЕНТЫ МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА
Элерон, щиток, предкрылок и тормозной щиток подвергаются испытаниям
до разрушения на случай максимальной нагрузки по нормам прочности.
ПРИМЕЧАНИЕ. Если элероны, щитки, предкрылки и т. п. испытываются не на
крыле, то кронштейны крепления их должны быть испытаны на крыле отдельно.
ОПЕРЕНИЕ
Вертикальное и горизонтальное оперения с рулями и с узлами крепления
как на оперении, так и на фюзеляже подвергаются испытанию до 100% нагрузки
на расчетные случаи с одновременным загружением носков стабилизатора и киля.
Для разнесенного оперения, кроме того, обязательно испытание на случай
одновременной нагрузки на горизонтальное и вертикальное оперения.
32100
32101
32102
32103
32104
32110
32111
32112
32113
32114
32120
32121
32130
32131
32140-32191
Обязательный объем статических испытаний
32140
32141
32142
32143
32150
32151
32152
32160
32161
32170
32171
32172
32173
32174
32180
32181
32190
32191
ФЮЗЕЛЯЖ
Хвостовая часть фюзеляжа испытывается отдельно на случай расчетной
нагрузки от горизонтального и отдельно от вертикального оперения, а также
на случай Е. Испытание во всех трех случаях ведется до 100% расчетной на-
грузки.
Передняя часть фюзеляжа испытывается на расчетный случай до разрушения.
ПРИМЕЧАНИЕ. Испытания передней и хвостовой части фюзеляжа производятся на
целом фюзеляже.
Пилотские фонари испытываются на случай максимальной нагрузки по
нормам прочности.
ЛОДКА И ГЛАВНЫЕ ПОПЛАВКИ
Лодка (поплавки) подвергается испытанию на общую прочность на случаи
симметричной посадки: на носовую часть, на редан и на корму, а также на
случай наибольшей нагрузки на горизонтальное и вертикальное хвостовое опе-
рение до 100% расчетной нагрузки.
Днище лодки (поплавка) испытывается на местную нагрузку.
ПОДМОТОРНАЯ РАМА
Подмоторная рама подвергается испытанию на изолированной специальной
установке на случай HMy-f-MMy до 100% расчетной нагрузки и на случай
АМуЦ-Мму до разрушения.
ШАССИ
Шасси подвергается испытаниям на случаи Е, R2, М и G до 100% расчет-
ной нагрузки на каждый случай.
Шасси главных колес трехколесного шасси испытывается на случаи Е', R2, М.
и Q, а шасси носового колеса — на случаи Е, E-j-G и Rj до 100% расчетной
нагрузки на каждый случай.
Испытания шасси до 100% расчетной нагрузки производятся на крыле или
фюзеляже, а до разрушения — на специальной изолированной установке.
Замки шасси испытываются на случай максимальной нагрузки по нормам
прочности.
КОСТЫЛЬ
Костыль подвергается испытаниям на фюзеляже на случаи Е2 и F до 100%
расчетной нагрузки на каждый случай.
УПРАВЛЕНИЕ
Управление и его крепления подвергаются испытаниям на крыле и на
фюзеляже до разрушения на расчетные случаи.
ОФОРМЛЕНИЕ ОТЧЕТОВ О РЕЗУЛЬТАТАХ СТАТИЧЕСКИХ
ИСПЫТАНИЙ ОПЫТНЫХ САМОЛЕТОВ
Отчет о результатах статических испытаний составляется по каждой испы-
танной конструкции отдельно.
Отчет должен содержать следующие материалы: протокол испытания,
объяснительную записку, исходные и иллюстративные материалы, материалы
по изменению конструкции и заключение.
ПРОТОКОЛ ИСПЫТАНИЯ
Протокол испытания составляется по приведенной ниже форме.
Штамп завода Самолет (наименование самолета или его шифр) Вес самолета (расчетный вес самолета) Расчетная перегрузка для случая Ак (проставляется для суж дения о классе самолета)
Протокол №-----------------
(порядковый номер по учетному журналу)
Об испытании (наименование испытанной детали) -----------------------.----------------
На случай (по нормам прочности или по специальной программе)--------------------------
Испытано „------“------------------:---194—г. (день производства испытания)
Расчетное усилие (по данным конструкторского бюро или завода)-------------------------
Нагрузки Наблюдения Основные результаты
[%] Р [кг] М [кг/см]
Графы могут, варьироваться в зависимо- сти от характера прикладываемой нагрузки. В графах должны указываться все этапы нагружения, а также нагрузки, являющиеся характерными для поведения конструкции при испытании, включая максимальную на- грузку, приложенную к конструкции Записываются все явле- ния, сопровождавшие испыта- ние при каждом этапе нагру- жения, как-то: волнообразова- ние (начало), треск, удары, местные разрушения отдель- ных элементов, падение нагрузки по динамометрам и т. д. В последней строке запи- сей должно быть помечено „разрушение44, если таковое имело место, или дано указа- ние о причинах прекращения нагружения Помещаются сведения, по- лученные в результате обра- ботки материалов,втом числе: а) предел пропорциональ- ности конструкции; '6) максимальные деформа- ции при 50% расчетной на- грузки$ в) коэфициент запаса прочности (в случае разруше- ния), определяемый по фор- муле: ч=4разр-100 [%1, /расч
н описывается основной ха- рактер разрушения
Испытание производил-------------------------------------------
Начальник лаборатории -----------------------------------------
Заключение главного конструктора (утверждение протокола или решения о производстве повторных и до-
полнительных испытаний с указанием об усилении или других измене-
ниях конструкции) ------------------------------------------------------------------->—
Протокол, не подписанный начальником лаборатории и не утвержденный
главным конструктором, не может рассматриваться как официальный документ.
32200
32201
32202
32210
32211
32212
5
32213—32241
Отчеты о статических испытаниях
32213 Для учета протоколов испытания в лаборатории должен быть заведен
специальный учетный журнал по приводимой ниже форме.
ФОРМА УЧЕТНОГО ЖУРНАЛА
№ п/п Дата 1 Название самолета Наименование конструкции и случай испытания Фамилия лица, проводившего испытания Дата испытания Примечание
1 г/ via 1949 г. № 26 Крыло на случай Ак И. С. Иванов 15\VII 1940 t.
1 В этой гра фе проставляет ся день регистрации отчета о испытании, впол ие закончен ного н подписанного.
32220 ОБЪЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА
32221 Объяснительная записка должна содержать следующие сведения:
Данные по объекту испытания. Полетный (расчетный) вес самолета,
расчетную перегрузку для случая Ак, краткую характеристику (описание)
испытанной конструкции, номера сборочных заводских чертежей, по
которым изготовлена конструкция, и величины расчетных нагрузок.
Описание установки для испытания и примененного способа нагружения.
Подробное описание характера деформаций и разрушения конструкции.
Описание методики обработки результатов испытания и изложение
основных результатов испытания.
Сведения о повторных испытаниях с краткой характеристикой изме-
нений и усилений конструкции, произведенных после каждого испытания,
и ссылкой на номера протоколов всех предшествовавших испытаний.'
32222 Объяснительная записка подписывается лицом, проводившим испытание, и
начальником лаборатории.
32230 ИСХОДНЫЕ И ИЛЛЮСТРАТИВНЫЕ МАТЕРИАЛЫ И МАТЕРИАЛЫ
ПО ИЗМЕНЕНИЮ КОНСТРУКЦИИ
32231 В отчете должны быть представлены следующие материалы:
Задание на испытание, со всеми исходными эпюрами, расчетными дан-
ными и прочими материалами.
Сборочные чертежи испытанного агрегата и сечения его основных
элементов.
Таблицы загрузки.
Чертежи и схемы установки, загрузки и замеров деформаций.
Диаграммы упругих линий и углов закручивания.
Таблицы напряжений.
Фотографии:
общий вид установки без нагрузки;
общий вид установки при нагрузке в 67% расчетной;
характерные местные деформации при нагрузке до 67% расчетной;
общий вид разрушения;
детали разрушения.
Протоколы испытания образцов матерйала, вырезанных из основных
разрушившихся элементов агрегата.
Расчеты по приведению фактической разрушающей нагрузки к низшим
кондиционным условиям для материала.
Чертежи и эскизы всех изменений, вносимых в конструкцию агрегата
после производства испытаний.
32240 ЗАКЛЮЧЕНИЕ
32241 Заключение составляется о прочности и жесткости испытанной конструк-
ции, причем приводятся замечания о работе механизмов под нагрузкой, дается
анализ причин разрушения и фиксируются решения по изменениям конструкции.
Заключение составляется и подписывается начальником лаборатории и главным
конструктором.
СТАТИЧЕСКИЕ ИСПЫТАНИЯ ОПЫТНЫХ САМОЛЕТОВ 32300
Испытываемая конструкция должна быть в совершенно законченном виде. 32301
Отсутствие отдельных элементов конструкции допустимо лишь при условии,
что прочность ее от этого не зависит.
Программа испытания устанавливается конструкторским бюро в соответ- 32302
ствии с нормами прочности и положением об обязательном объеме статических
испытаний (см. 32100).
Для руководства работами по испытанию каждой конструкции должно 32303
быть выделено специальное лицо, ответственное за весь ход работ (ведущий
инженер по испытаниям).
Процесс работы по испытанию распадается на следующие этапы: 32304
проектирование установки для испытания;
составление схемы и расчета нагрузки;
составление схемы для замера деформаций;
монтаж всей установки;
испытание;
обработка результатов испытания;
оформление материалов по испытаниям и заключение.
УСТАНОВКИ ДЛЯ ИСПЫТАНИЯ
32310
Для проведения испытания конструкция крепится к колоннам или прого-
нам пола с помощью специального опорного приспособления из. прокатного
железа (фиг. 32311).
32311
Примеры установок для испытания показаны в 32400.
На опорном приспособлении должны быть закреплены стыковые узлы из 32312
высокосортной стали, соответствующие узлам испытываемой конструкции.
Различные типы таких узлов показаны на фиг. 32312.
7
32312—32316
Статические испытания самолета
32313
32314
32315
32316
Опорные приспособления должны быть жесткими и иметь, как правило,
запас прочности: металлические—4 и деревянные—6.
Для предохранения от смещения на колонне приспособление для испыта-
ния должно быть подперто (деревянными стойками, кладкой из железобетон-
ных кирпичей и т. п.).
Установка для испытаний в окончательно собранном виде должна быть
подвергнута тщатель-
ному контролю. Все за-
меченные дефекты и от-
клонения от чертежей pq
должны быть устра- L®.
йены.
Определение и ре- )
гулировка натяжения I
лент в расчалочных
конструкцияхпри сбор-
ке на станке для испы-
тания производятся с
помощью тензометров
Гильона (фиг. 32316).
Эксплоатация тензометра
допускается только при наличии
тарировочной диаграммы. Фиг. 32316
8
Статические испытания самолета
32317—32324
Установка должна быть принята ведущим инженером по испытаниям и
должен быть составлен акт приемки. Акт приемки подписывается ведущим
инженером и мастером.
СХЕМА И СПОСОБЫ НАГРУЖЕНИЯ. ОБОРУДОВАНИЕ
Составление схемы и расчет нагружения производятся в соответствии с
нормами прочности.
Расчет сплошной распределенной нагрузки, приходящейся на крыло,
82317
32320
32321
32322
оперение, элероны и т. п., раз-
решается производить по упро-
щенной схеме: нагрузка распре-
деляется на ряд отсеков (не ме-
нее десяти по длине испытывае-
мой конструкции); на каждом
отсеке нагрузка с криволинейной
формой распределения заменяет-
ся нагрузкой по прямоуголь-
нику, трапеции или двумя сосре?
доточенными силами по границам
отсека. Такая замена должна про-
изводиться с сохранением вели-
чины и положения равнодей-
ствующей ^распределенной на-
грузки, приходящейся на отсек
(фиг. 32322).
В расчете нагружения долж-
ны, быть учтены с соответствую-
щей перегрузкой веса агрегатов:
моторов,бензо- и маслобаков и пр.
При составлении таблиц загружения должны быть учтены веса приспо-
соблений и приборов, передающиеся на конструкцию (веса рычагов, тросов,
зажимов, динамометров и т. д.).
Для производства статических испытаний должно быть отведено^специаль-
ное помещение, оборудованное железобетонной колоннадойг(фиг. 32324—1).
•32323
32324
Фиг. 32324—1
2
9
32324
Статические испытания самолета
Разрешается пользоваться для испытаний переносной установкой из про-
фильного железа (фиг. 32324—II), рассчитанной на максимальные возможные
усилия, возникающие при испытании конструкции, с запасом прочности, ука-
занным в 32313.
Фиг- 32324—11
Для крепления опорных
приспособлений к полу сле-
дует иметь металлические про-
гоны в полу, связанные с
железобетонным основанием
(фиг. 32324—III).
Для переноса грузов и удобства осуществления нагружения вверх жела-
тельно иметь специальный мостовой электрический кран (фиг. 32324—IV).
Ю
Статические испытания самОлетй
32325-32326
Для нагружения конструкции в соответствии с принятой схемой приме-
няются рычажно-домкратная и гидравлическая системы нагружения.
Конструкции с не-
большими габаритами ре-
Фиг. 32326—I. Мешки для дроби
Фиг. 32326—11
32325
комендуется испытывать
на машинах для механи-
ческих испытаний.
Допускается также
нагружение балластом.
В качестве балласта для
нагружения применяется: охот-
ничья дробь, шарики от под-
шипников, мелкий металличе-
ский лом, песок, гравий (все в
мешках) и чугунные отливки.
Мешки для балласта из-
готовляются из брезента на 10,
5, 2 и 1 кг. В специальных
случаях применяются разно-
весы по 0,5 и 0,1 кг
(фиг. 32326—1).
Храниться балласт дол-
жен в сухом месте. Тарировка
его производится периодически
(примерно два раза в год) с
точностью до 0,5%.
При развеске грубого
балласта (гравия) необходимо
производить отбраковку круп-
ных зерен, которые могут обу-
словить большие местные
напряжения при неудачной
кладке балласта.
Не следует набивать
мешки туго, иначе равномер-
ность распределения нагрузки
будет нарушена и отдельные
мешки с балластом будут пред-
ставлять собой сосредоточен-
ные грузы.
Чугунные отливкн изго-
товляются двух размеров: на
5 и 10 кг (фиг. 32326—П).
Точные размеры отливок опре-
деляются в зависимости от
удельного веса чугуна. Тари-
ровка с точностью до 0,5%
производится путем высверли-
вания и заливки отверстий
свинцом.
Для подвешивания боль-
ших грузов употребляются
грузовые платформы (фиг-
32326—III).
При балластном способе загружения конструкция предохраняется от мест-
ного разрушения под балластом путем укладки на поверхность испытываемой
конструкции фанерных листов толщиной 3—4 мм или досок толщиной 10—12 лог.
Настил должен состоять из отдельных кусков длиной не свыше 500 мм.
32326
11
32327—32328
Статические испытания самолета
32327 При рычажной системе нагружение производится подвеской к конструкции
на тросах или на металлических полосах системы металлических или деревянных
рычагов, передающих усилия на конструкцию от домкратов (32328) или грузовых '
винтов (32329).
Способ подвески рычагов показан на фиг. 32327, а также в 32400. Соотношение
плеч рычагов не следует брать свыше 4:1.
Фиг.; 32327
32328 Нагружение рычажной системой обычно осуществляется с помощью дом-
кратов. Применяются только такие домкраты, которые позволяют производить
нагружение плавно, без резких толчков. Такими домкратами являются винто-
вые (фиг. 32328—I) и гидравлические.
Фиг. 32328—1
12
Статические испытания самолета
32328 - 32329
Винтовые домкраты бутылоч-
ного типа в силу своих неудобств
применяются весьма редко.
На фиг. 32328—II показан вин-
товой домкрат с ходом винта, рав-
ным 0,6 м. Этот домкрат более удо-
бен для нагружения конструкции,
чем указанные на фиг. 32328—I,
так как с помощью несложных при-
способлений легко может быть
установлен в любом положении.
Для домкрата этого типа предусмо-
трена возможность установки не-
большого электромотора.
Для изменения направления
действия силы при передаче усилия
с домкрата на испытываемую кон-
струкцию употребляется направля-
ющий блок, включаемый между
домкратом и динамометром (фиг.
32328—III).
Фиг. 32328—11
Фиг. 32328—III
Фиг. 32328-IV
Надежное соединение концов
троса обеспечивается при помощи
зажимов (фиг. 32328—IV).
Перед пуском в эксплоатацию все
зажимы должны быть проверены на испы-
тательной машине. При испытании на раз-
рыв соединенного зажимом троса разруше-
ние должно происходить при усилии, не
меньшем 90% разрушающего усилия для
целого троса.
Части троса, находившиеся в зажиме,
вторично в работу пускать нельзя.
Для нагружения конструкций
может применяться грузовой винт.
Винт имеет ушко на одном конце
для крепления при помощи троса
или тяги к испытываемой конструк-
ции и опорную гайку с шарико-
32329
подшипником—на другом конце. Нагружение производится поворотом гайки
с помощью обычного гаечного ключа (фиг. 32329).
13
32329-3232.11
Статические испытания самолета
А
р [М а 1 /1 4 D h b R е Л,. с
3 000 20 532 462 70 4Q 22 5 26 3 28 26 18 3 Ю
10 000 35 585 495 90 70 60 5 35 4 35 26 25 сх <и S со «3 0Q . «3
15 000 50 700 580 120 100 88 5 42 4 42 30 50 Си О
фиг. 32329
3232.10 Запас прочности для нагружающих приспособлений, как правило, должен
быть: для металла — 4, для дерева — 6.
3232.11 Гидравлический метод нагружения применяется для осуществления равно-
мерно распределенной нагрузки. Пример такого нагружения днища лодки
показан на фиг. 3232.11.
Фиг. 3232.11
При испытании конструкция устанавли-
вается в специальном приспособлении. На нее
ставится ящик, дном которого служит соответ-
ствующая поверхность конструкции. В ящик
закладывается резиновый баллон, изготовлен-
ный в форме плоского мешка таких разме-
ров, чтобы при нагнетании воды он заполнил
весь ящик. Сверху ящик закрывается крыш-
кой, соединенной шарнирно с рамой, на кото-
рую опирается испытываемая конструкция.
Резиновый баллон снабжается тремя
шлангами: для наполнения водой, для выпу-
ска воды из баллона и для манометра. Давле-
ние в баллоне создается подачей воды из во-
допроводной сети или водяной помпой.
14
Статические испытания самолета
3232.12-32332
Использование машин для механических испытаний рекомендуется во всех 3232.12
случаях, когда это позволяют схема нагружения и габариты конструкции, на-
пример, для испытания стоек, узлов и т. п.
Перед испытанием следует проверить наличие действительной по времени
испытаний тарировки машины.
ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ ПО ЗАМЕРУ УСИЛИЙ И ДЕФОРМАЦИЙ. 32330
ПРИБОРЫ
Для замеров усилий, передаваемых на конструкцию при испытании, 32331
употребляются динамометры: пружинные и масляные (фиг. 32331). Предпочти-
тельно применять пружинные динамометры, как более точные и надежные
в работе.
Основные правила обращения с динамометром следующие:
Нагружение через динамометры допускается только плавное.
Перед испытанием динамометр должен быть проверен, а именно:
стрелка динамометра должна стоять на нуле,
контрольная стрелка не должна касаться своим поводком шкалы,
шкала динамометра должна быть хорошо закреплена.
Как при нагрузке, так и разгрузке стрелка циферблата динамометра должна пере-
мещаться плавно, без рывков.
Пользоваться динамометром допускается только при наличии тарировочной диаграм-
мы, Тарировка должна производиться не реже одного раза в три месяца.
Воспрещается подвергать динамометр ударным воздействиям. Если имела место
случайно ударная нагрузка, динамометр следует немедленно вновь протарировать.
Включается динамометр в силовую цепь так, чтобы не было перекосов штоков и не
возникало трения динамометра о блок.
Если динамометр лежит на направляющем устройстве, то надо его ось располагать
ПО оси троса, и под динамометр должны быть подведены шариковые катки.
Замер общих и местных деформаций должен производиться таким обра- 32332
зом, чтобы обеспечить получение следующих данных:
упругой линии и диаграммы углов закручивания; остаточных дефор-
маций конструкции; предела пропорциональности; напряжений в элемен-
тах конструкции.
15
32333-32334
Статические испытания самолета.
32333 Перед испытанием должна быть составлена схема замера деформаций
с указанием расстановки измерительных приборов на испытываемой конструкт
ции. Места установки приборов должны быть занумерованы (фиг. 32333).
На плане стабилизатора рейки
показаны кружочками
Фиг. 32333
32334 " Для замера смещения узлов применяются мессуры (фиг. 32334—I).
Этот прибор является наиболее употребительным измерительным прибором
для замеров малых перемещений (фиг. 32334—II).
Фиг. 32334-1
Предохранительная
народна
Шпилька для
крепления к
неподвижной
опоре
Фиг. 32334—II
Фиг. 32334 -III
Передачу к штоку мессуры от стыковых узлов рекомендуется делать с помощью жестких
тяг и рычагов.
Допускается применение мягкой передачи с помощью струны на роликах (фиг. 32334—III),
ио при этом надо следить за тем, чтобы струна не имела изломов и резких перегибов. Длина
струны не должна превышать 1 м.. .
16
Статические испытания самолета
32335-32336
Замер прогибов и углов
мощью нивелира и реек (фиг.
закручивания конструкции производится с по-
32335) или мессур (когда требуется повышенная
точность замеров).
Рейки подвешиваются к основным элементам кон-
струкции на тонких струнах, например, к лонжеронам
крыла, к шпангоутам фюзеляжа и т. д.
Перед установкой рейки надо убедиться в правиль-
ности наклейки на нее бумаги со шкалой (должно отсут-
ствовать смещение делений шкалы по шву).
Для определения напряжений в. элементах
конструкции служат тензометры.
G целью избежать поломки тензометров
замеры с их помощью рекомендуется про-
изводить до нагрузки, не превышающей 50 -60%
расчетной для данной конструкции, после чего
тензометры должны быть сняты.
32335
32336
Фиг. 32335
На элементах, подвергающихся короблению, установка тензометров недо-
пустима.
Тензометр Хуггенбергера (фиг. 32336—1)
дает возможность замерить удлинение материала
на длине, равной базе тензометра. Зная характе-
ристику тензометра и модуль упругости материа-
ла, можно определить напряжение.
Перед установкой тензометры должны быть
тщательно проверены, причем следует убедиться
с помощью лупы в отсутствии на остриях но-
жей зазубрин, трещин, надломов и т. п.
Все тензометры, находящиеся в эксплоата-
ции, должны периодически подвергаться тариров-
ке на специальной машине (тензокалибраторе).
Срок тарировки в зависимости от эксплоа-
тации тензометра может колебаться в пределах
от 1 до 3 месяцев.
Любой ремонт тензометра должен сопрово-
ждаться последующей тарировкой его.
Нормальная база тензометра 20 мм; в от-
дельных случаях она может быть изменена в пре-
делах от 10 до 100 мм путем изменения положе-
ния неподвижного ножа (фиг. 32336—11).
Расстановка тензометров на конструкции
производится в соответствии с заранее разрабо-
танной схемой, в которой должны быть 'указаны
порядковые номера точек замера.
Тензометры для определения остаточных
деформаций (в количестве от 2 до 4 шт.) уста-
Фиг._32336— I
Неподвижный нож—
вйив
1=ю »—
база тензометра'^'
навливаются на наиболее нагруженных элементах,
работающих на растяжение. Передаточное число
тензометра подбирается таким, чтобы обеспечить
работу тензометра без перестановки в интервале
нагрузок 10-67% расчетной нагрузки.
Тензометр
Фиг. 32336-11
3
17
32336
Статические испытания самолета
Тензометры устанавливаются посредством специальных приспособлений (фиг. 32336—III) так,
чтобы эти приспособления не влияли на удлинение материала и обеспечивали необходимый иажим
на ножи тензометра.
Тензометр
Приспособление
Фиг. 32336—III
В целях предотвращения падения тензометров от случайных"рывков или толчков рекоменду-
ется все установленные тензометры свободно подвязывать (например, при помощи суровой нитки)
к самой конструкции.
Места, на которые устанавливаются тензометры, должны быть тщательно очищены от вся-
ких покрытий (с помощью шкурки и сукна).
Перед проведением замеров необходимо проверить установку тензометров и выполнить
следующие условия:
устранить касание приборов с^какими-либо посторонними предметами;
устранить касание рычажка тензометра о корпус последнего;
проверить правильность прилегания лезвий ножей тензометров к замеряемому участку;
открыть арретиры всех тензометров;
установить стрелку каждого тензометра в начальное положение, обеспечивающее наиболь-
ший ход ее по шкале, в соответствии с предполагаемым знаком деформаций (плюс или минус).
. В случае затруднений в определении знака ожидаемых деформаций стрелки тензометров
следует установить посредине шкалы.
При выполнении всех вышеотмеченных условий стрелка тензометра должна реагировать
на нажим пальцем на элемент конструкции вблизи лезвия одного из ножей н не сбиваться при
слабом постукивании рукой по конструкции.
Отсчеты по тензометрам должны быть произведены с Точностью не меньше 0,25 деления шкалы.
18
Статические испытания самолета
32337-32341
Для определения углов наклона
рекомендуется
Фиг. 32337—1
пользоваться угломером
ЦАГИ (маятниковый угло-
мер с двумя шкалами)
(фиг. 32337-1).
Точность показаний угло-
мера ЦАГИ—5 мин.
Целые градусы отсчиты-
ваются на шкале, минуты—на
циферблате.
К угломеру прилагается
установочное приспособление,
верхняя планка которого кре-
пится на конструкции, после
чего к ней присоединяется вто-
рая планка, к которой и кре-
пится сам прибор. Два винта
нижней планки позволяют осу-
ществить предварительную ус-
тановку угломера. Прибор
снабжен арретиром, который
открывается после окончатель-
ной установки.
. Можно пользоваться
также угломерами с от-
весом и артиллерийским
(фиг. 32337—II и III).
32337
Фиг. 32337— ш
*
ПОРЯДОК ПРОВЕДЕНИЯ ИСПЫТАНИЯ
Перед началом испытаний должны быть закончены все подготовительные
работы и персонал расставлен по местам, указанным ведущим инженером по
испытанию; в соответствии с заданием, полученным от ведущего инженера по
испытаниям, персонал должен иметь на руках таблицы и журнал для записи
отсчетов и журнал для записи наблюдений.
В журнале для записи наблюдений производится регистрация всех явлений, сопровождающих
испытание: начало волнообразования, шум, треск, удар, местное разрушение н т. д.
Необходимо принять меры, устраняющие возможность несчастных случаев
с персоналом, участвующим в испытаниях: произвести ограждение опасных
32340
32341
19
32341-32343
Статические испытания самолета
мест, сделать предохранительные подвесы и подставки, провести специальный
инструктаж участников испытания и т. д.
32342 Полное испытание проводится в следующем порядке:
конструкция нагружается на 10% расчетной нагрузки и производится
первый отсчет по рейкам, мессурам, тензометрам (последние ставятся в
количестве 2—4 шт., как указано в 32336);
производится нагружение по ступеням загрузки, с отсчетом после двух-
минутной выдержки по приборам, вплоть до 67% расчетной нагрузки; одно-
временно строится график деформаций конструкции и перемещений узлов;
при 67% расчетной нагрузки после пятиминутной выдержки произ-
водится отсчет по приборам; затем конструкция разгружается по тем же
ступеням, что и при нагружении, с соответствующими отсчетами по
приборам; при этом отсчет при 10% расчетной нагрузки производится
после разгрузки конструкции до~5% и нагрузки вновь до 10%;
после полной разгрузки конструкции устанавливаются тензометры
(в количестве, обеспечивающем наиболее полное обследование элементов
конструкции);
конструкция нагружается до 10% расчетной нагрузки и производится
начальный отсчет по всем приборам;
дальнейшее нагружение и отсчеты производятся по ступеням загру-
жения до 50—60% расчетной нагрузки; по окончании снятия показаний
тензометров конструкция разгружается и тензометры снимаются;
нагружение начинается сначала и ведется по ступеням загружения
до 100% расчетной нагрузки или до разрушения (в зависимости от задания)
с соответствующими замерами по приборам до величин безопасных нагрузок.
32343 При испытании балластом, для предохранения конструкции от случайных
перегрузок при его укладке, конструкция или платформы с балластом подпи-
раются балками, уложенными на два домкрата каждая (фиг. 32343). Процесс
Фиг. 32343
20
Статические испытания самолета
32343-32352
наложения нагрузки на конструкцию на всех ступенях загружения ведется при
поднятых домкратах, поддерживающих разгрузочные балки. После наложения
очередной ступени нагрузки на конструкцию домкраты медленно, плавно и одно-
временно опускаются до получения между разгрузочными балками и грузовыми
платформами (или конструкцией) зазора не больше 10—12 мм. После опускания
домкратов конструкция выдерживается под нагрузкой 2 мин и затем произво-
дится отсчет по всем приборам с немедленным после этого подъемом домкратов.
Для расчалочных (подкосных) конструкций сначала следует опускать
домкрат консольный и последним — пролетный. Подъем домкратов производится
й обратном порядке.
Конструкция с установкой для испытаний фотографируется: 32344
перед началом загружения;
при загружении на 67% расчетной нагрузки;
после окончания испытаний.
В последних двух случаях фотографируются также отдельные, наиболее
деформированные элементы конструкции.
ЗАПИСИ И ОБРАБОТКА РЕЗУЛЬТАТОВ ИСПЫТАНИЙ 32350
Отсчеты по приборам в процессе испытаний записываются в специальный 32351
журнал по нижеприведенной форме.
Испытание крыла на случай Ак . Отсчет по тензометрам
Отсчитывал_____________________
Записывал----------------------
Результаты замеров деформаций по рейкам и мессурам исправляются 32352
путем исключения выпадающих отсчетов и введением поправки на перемеще-
ния узлов.
Для исключения выпадающих отсчетов строятся диаграммы перемещений
точек конструкции в функции нагрузки (фиг. 32352). По точкам диаграммы
проводится плавная линия.
Начало координат находится продолжением прямолинейного участка диа-
граммы до пересечения с осью абсцисс. Полученные таким образом диаграммы
принимаются за основу дальнейшей обработки.
21
32352-32353
Статические испытания самолета
Ветвь ВВ может быть
Фиг. 32352 сВеинутаепеео навели-
Брак
32353 С помощью исправленных диаграмм строятся упругие линии конструкции
по каждой ступени нагружения, после чего производится перенос и поворот
оси абсцисс в соответствии с замерами перемещений стыковых узлов (фиг. 32353).
Фиг. 32353
Отсчитывая деформации от новой оси абсцисс, строят исправленную упругую
линию по каждой ступени загружения. В пересечении упругих линий с верти-
калью, соответствующей сечению, где имеют место наибольшие деформации,
строят диаграмму деформаций. На основании этой диаграммы устанавливается
предел пропорциональности для всей конструкции.
22
Статические испытания самолёта
32354-32357
По разности замеров при нагрузке и разгрузке
грамму остаточных деформаций (фиг. 32354) и
устанавливают величину остаточных деформаций
конструкции при 67% расчетной нагрузки; при этом,
в соответствии с нормами прочности, остаточная
деформация, замеренная по рейкам, не должна пре-
восходить 5% полной деформации при 67% расчет-
ной нагрузки, а по тензометрам — 0,2% базы
тензометра.
Для определения относительных остаточных
деформаций пользуются формулой:
а = 100 [%],
где а — остаточная деформация (фиг. 32354);
А—деформация при 67% расчетной нагрузки
(обычно—седьмое загружение), отсчитан-
ная от замера при 10% расчетной на-
грузки.
32354
конструкции строят диа-
Диаграмма углов закручивания строится по разности замеров по передним 32355
и задним рейкам с поправками на поворот корневого сечения.
Данные замеров по тензометрам предварительно обрабатываются построе- 32356
нием диаграмм отсчетов, как и для замеров по рейкам (см. 32352).
По исправленным отсчетам шкалы тензометра а находят средние напряжения 32357
в элементах конструкции по формуле:
где I — база тензометра (нормально 20 мм);
с — передаточное число тензометра по тарировке на тензокалибраторе;
Е — модуль упругости материала конструкции.
Для труб по напряжениям в отдельных точках подсчитываются следующие величины:
Осевое напряжение в сечении при двух тензометрах, установленных диаметрально противо-
положно:
s' + а"
а - 2
Среднее осевое напряжение в стержне (в случае замера в нескольких сечениях):
°2 Ч" • ’ •
аср= п
а' — а"
Напряжение изгиба в сечении: аИз=—g— •
Осевая сила в сечении: S = sFH , где Дн — площадь стержня, вычисленная на основании
обмеров по натуре.
„ Q $1 + $2 + • • • + Sn
Средняя осевая сила по стержню: Scp =---------------- .
Изгибающий момент в сечений стержня: М = аиз Р7Н , где IFH — момент сопротивления
сечения стержня, вычисленный на основании обмера по натуре.
С целью получения более точных результатов при определении напряжений в
сечении трубы следует ставить тензометры в количестве
четырех (фиг. 32357—1) под прямыми углами друг к
другу.
Напряжения определяются по формулам:
напряжение сжатия:
__31 4" 32 4" 33 4* 34 .
° 4
напряжение изгиба:
Sn Sn Sj Si So
Зиз = о ~ = г>-------------~ > где tg а = —---------------1
2 sin а 2 cos а °, — з4
Фиг. 32357 — 1
23
323^7-323^9
Статические испытания самолёта
Если не удается по условиям конструкции поставить 4 тензометра, можно
ограничиться тремя тензометрами (фиг. 32357—II).
В этом случае:
~Г из
2
%
зи
gl ~ 33
2 sin a ’
где
1
tg а
1—2 —----2
gl g3
1 -2а’
а ==
31 32
31— °3
Если в последнем
прямым углом к двум
дующими формулами:
случае
другим
средний тензометр
(фиг. 32357—III), то
удается поставить
не
следует пользоваться
под
сле-
^ИЗ
si~ Зз .
2 sin a ’
tga =
sin с?
о
Фиг. 32357—II
2
6.0
(1 —'2a — cos <р) ’
Фиг. 32357—III
%
2
32358
Результаты подсчета
напряжений в отдельных точках и величины 5 и М
должны быть сведены в общую таблицу по нижеприведенной форме (табл. 32358).
Таблица 32358
Таблица напряжений, усилий и моментов в стержнях подмоторной рамы при испытании
на случай------------при-----% расчетной нагрузки; Е =-----кг/мм2
Материал стержней--------.
X
*
си
<и
с
в"
к
S3
к
си
*
05
Q.
X
СО
X
[кг/мм2]
X
к
СР
*
05
Си
с:
СО
S
05
CU
X
гз
X
S
к
си
*
X
S
<и
*
05
Си
X
со
X
[кг/мм2] [кг/мм2] |(кг/ж.м2]
Площадь
сечения
стержня
[мм2]
[aim2]
05
[кг]
05
05
05
X
[кг]
05
X
К
c
к
а
*
e o’
X
<и
s
о
05
S
К
к
о
S
о
S
S
X
с.
С
[еж3] I [кг см] |
2
2
И
X
X
S
а
к
а
К
к
*
х
X
X
S
к
х
о
X
О
к
X
X
к
*
X
2
к
*
S х
- s
х
2
к
а
2
о
X
г ®
о
с
а
X
Составил
Проверил
Надежность результатов замеров напряжений может быть проверена опре-
делением равновесия сил и моментов в узлах по общим правилам механики.
32359
Максимальная разрушающая нагрузка при испытании должна быть пере-
считана на низшие кондиционные условия для материала в соответствии с ре-
зультатами испытания вырезанных из конструкции образцов. Пересчет допу-
скается только в сторону понижения разрушающей нагрузки, полученной при
испытании конструкции.
Для частей конструкции из дерева, кроме того, результаты должны быть
приведены к 12% влажности древесины, согласно указаниям норм прочности.
ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ЗАМЕЧАНИЯ ПО ИСПЫТАНИЯМ 32400
ОТДЕЛЬНЫХ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА
КРЫЛЬЯ
32410
Испытание отъемной части крыла производится вместе с центропланом. 32411
Последний крепится к специальной установке на тех же самых узлах, которыми
он присоединяется к фюзеляжу (фиг. 32411).
Фиг. 32411
Сечение по А-А
При испытаний на случай С погонный крутящий
момент на каждом отсеке заменяется парой сил
(фиг. 32412).
32412
Балка подвижного крана или вид по стрелке Я
Грузобой бинт
В шапку колонны или
Слеи. устройство
/ специальное крепление
Я
Динамометр
1 Промежуточна
рама
Стыкооые узлы
Прок пас ко
Фиг. 32412
W
Ml
L2.._
Подпорка
Нопрабпяюший
блок
'Рйиажная система
Динамометр
Крепление к Крепление к паке, ч
попу Домкрат
Распорка^,
Ж
При испытании крыла нагрузка вдоль хорды распределяется соответственно 32413
предыдущим указаниям (см. 32322) или разбивается по лонжеронам, причем
при испытании на случай А нагрузка распределяется таким образом, чтобы
одновременно была выявлена местная прочность носка (фиг. 32413).
4
25
32413—32414
Статические испытания самдлёгНй
32414 Для испытания обшивки на отрыв выделяется участок обшивки по ука-
занию 32114. Нагрузка прикладывается через парусиновые лямки (фиг. 32414),
приклеиваемые к поверхности крыла. Приклейка производится нитроклеем (АК-20),
синдетиконом, казеиновым клеем и др.
Для лямок размерами ЛВ=ОС=120 мм и Л£>=ВС=200 мм разрушающая нагрузка рав-
няется 160—180 кг. Размеры лямок (а следовательно, н разрушающая нагрузка) могут варьиро-
ваться.
Испытание обшивки на отрыв необходимо вести одновременно с испыта-
нием крыла.
Фиг. 32414
26
, Статические испытания самолета
32415—32421
Для замера деформаций кручения рейки подвешиваются в плоскости, 32415
нормальной оси жесткости, а не по нервюрам (фиг. 32415).
Фиг. 32415
При испытании коробки крыльев биплана обязательно должен производиться 32416
замер напряжений в наружных лентах с помощью тензометров типа Хуггенбер-
гера по ступеням нагружения до 67% расчетной нагрузки.
В целях безопасности ленты должны обматываться вязальной проволокой.
ЛОНЖЕРОН
32420
При испытании изолированного лонжерона для предохранения его от 32421
потери устойчивости устанавливаются специальные направляющие (фиг. 32421),
заменяющие нервюры.
Установка направляющих не должна оказывать влияния на изгиб лонже-
рона в его плоскости. Длину направляющих рекомендуется брать равной 25%
длины лонжерона, но не меньше 2 м.
Фиг. 32421
27
32421-32433
Статические испытания самолета
32430
32431
Направляющие устанавливаются так, чтобы концы их, закрепленные на
лонжероне, были выше концов, закрепленных на неподвижном приспособлении,
примерно на половину ожидаемой величины прогиба в данном сечении при
расчетной нагрузке.
НЕРВЮРА
При испытании изолированной нервюры, как и при испытании лонжерона, дол-
жны быть приняты меры для предохранения ее от потери устойчивости (фиг. 32431).
32432
32433
Фиг. 32431
Для крыла с жесткой обшивкой рекомендуется производить испытание
обшитого отсека крыла с тремя—четырьмя нервюрами.
Для крыла с полотняной обшивкой нервюра при испытании подкрепляется
по поясам расчалками из шпагата, которые ставятся на расстоянии, равном
двойному шагу шва крепления полотна (фиг. 32433).
Фиг. 32433
28
Статические испытания самолета
32440
ЭЛЕРОНЫ, ЗАКРЫЛКИ И ДРУГИЕ ЭЛЕМЕНТЫ МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА
При испытании элеронов, закрылков и других элементов механизации
крыла нагружение рекомендуется производить с помощью рычажной системы.
ОПЕРЕНИЕ
Испытание оперения аналогично испытанию крыла и его частей (фиг. 32451).
32461
32440
32441
32450
32451
Фиг. 32451
и
При испытании оперения на фюзе-
ляже для контроля за величиной шарнир-
ного момента в систему закрепления ка-
бана включается динамометр (фиг. 32452).
ФЮЗЕЛЯЖ
Для испытания фюзеляжа нагрузки
распределяются по шпангоутам. Нагру-
жение производится с помощью рычаж-
ной системы (фиг. 32461).
Фиг. 32452
32452
32460
32461
□1с
Грузовая платформа
-Предохранительная бална
Домкрат
Фиг. 32461
29
32462—32481
Статические испытания самолета
32462
Для замера деформаций рейки под-
вешиваются к боковинам фюзеляжа по
Фиг. 32462
ПОДМОТОРНАЯ РАМА
Вид по стрелке А-А
32470
32471
При установке подмоторной рамы для испытания на ней должен быть
закреплен ложный картер из профильного железа с приспособлениями для при-
ложения тяги и момента винта, а также равнодействующей весов агрегатов,
действующих на подмоторную раму (фиг. 32471).
'Трог, предохраняющий
пану от падения
ЭС
тс
Трос предохраняющий
стрелу от падения
С
5
5
Распорна
Промежуточная
рома
Ли но ма-
ме т peer.
Э|Е мотора
Направление
силы тяги
винта
жесткое
крепление
Трос
о;
Грузовая
стрела J
Рима
Ложный
картеру
Затяжные
болты
Шарнир ‘ург
’« ’,7 ТГГр'ери
Домкрат ХПлптфпрмп' Платформа для груза '
доя груза(крутящиймомент) (нрутящии момент)
* s
& ч
S В
5 g
S- 5
Н
§
V
в S
h
-Деревянная
или кирпичная
подпорка
Направляющий
блок х
Фиг. 32471
32472
32480
32481
Сначала следует прикладывать тягу и момент винта по ступеням нагру-
жения до полной их величины. Затем при неизменной полной тяге и моменте
прикладываются весовые нагрузки (с соответствующей перегрузкой).
ШАССИ И КОСТЫЛЬ
До 100% расчетной нагрузки шасси испытывается закрепленным на крыле
или фюзеляже.
До разрушения шасси испытывается изолированно, на специальной уста-
новке, в соответствии с закреплением его на самолете.
30
Статические испытания самолета
32482—32492
В случае Rj испытание шасси разрешается производить по упрощенной 32482
схеме, путем стягивания обеих ног шасси с помощью грузового винта (фиг. 32482)
и с добавлением вертикальной и лобовой составляющих нагрузки.
Фиг. 32482
Фиг. 32483
Вместо колеса на ось шасси устанавливается рычаг из профильного железа 32483
(фиг. 32483).
Амортизационная стойка шасси должна быть освобождена от воздуха и
заполнена маслом или глицерином.
Костыль испытывается на фюзеляже. 32484
УПРАВЛЕНИЕ 32490
Механизмы управления рулями и элеронами испытываются в положениях, 32491
указанных в нормах прочности, на целом самолете. Разрешается производить
испытание механизмов управления отдельно на .
фюзеляже и на крыле, причем нагрузка приклады- /"У
вается к конечным тягам рулей при защемленной
ручке или педали (фиг. 32491). /'I
Фиг. 32491
В процессе испытаний должны замеряться смещения основных звеньев. 32492
Обязателен замер смещений ручки (педали) и шарнира кабана рулей (элерона).
31
324.10.0-324.10,5
Статические испытания самолета
324.10.0 ФОНАРЬ ПИЛОТА
324.10.1 Фонарь пилота испытывает-
, ся на изолированной установке
гидравлическим давлением.
324.10.2 Для наиболее точного вос-
производства действующих уси-
лий вся конструкция фонаря раз-
бивается для загрузки на ряд от-
дельных участков в соответствии
с данными продувок или норм
прочности (фиг. 324.10.2). Пере-
менные нагрузки на отдельных
участках осередняются и заменя-
ются эпюрами равномерно распре-
деленных нагрузок.
324.10.3 Для уменьшения рабочего
пространства, подлежащего за-
полнению резиновым баллоном с
Резиновый
Сеч. I-I
Металлическая
коробка
Резиновый баллон
с водой
I Резиновые баллоны с водой
Шланг к манометру \ \ Шланг к водопроводу
Деревянная рама 'Деревянная болванка
Фиг. 324.10.3
водой, внутри каждого отсека закре-
пляется специально изготовляемая де-
ревянная болванка таких размеров,что-
бы между нею и поверхностью фонаря
оставался зазор порядка, 100 мм.
В образовавшиеся зазоры помеща-
ются резиновые баллоны, снабженные
специальными отводами для измерения
давления воды и регулировки его.
На носовой части фонаря для на-
гружения козырька монтируется ме-
таллический ящик с резиновым бал-
лоном (фиг. 324.10.3).
324.10.4 Вся система баллонов при помо-
щи распределительного щита соеди-
няется с нормальной водопроводной
сетью по схеме, указанной на
фиг. 324.10.4.
Для измерения давлений употре-
бляются обычные циферблатные мано-
метры с точностью до 0,1 кг1см2 или
ртутные манометры с точностью до
0,05 кг/см2.
324.10.5 Нагружение конструкции, как
обычно, производится ступенями через
каждые 10% расчетной нагрузки, од-
новременно по всем участкам фонаря.
Манометры
Фиг. 324.10.4
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЦЕНТРА 32500
ЖЕСТКОСТИ
Излагаемый в настоящей главе метод служит для определения в любом 32501
сечении конструкции точки, приложение в которой нагрузки не вызывает поворота
данного сечения. Это достигается перемещением груза вдоль сечения до тех
пор, пока упругое перемещение сечения не станет только поступательным.
Искомая точка лежит на направлении силы тяжести груза. При сопоставлении этой точки
(экспериментальный центр жесткости) с центром жесткости, полученным по расчету (теоретиче-
ский центр жесткости), следует учитывать, что центр жесткости есть точка приложения равно-
действующей внутренних сил сдвига при изгибе без кручения.
Соединение центров жесткости отдельных сечений дает так называемую линию центров
жесткости или ось жесткости.
Для конструкции с прямой линией центров жесткости, в удалении от заделки, теорети-
ческий центр жесткости любого сечения совпадает с экспериментальным.
Для конструкции с мало искривленной линией центров жесткости разница между теорети-
ческими и экспериментальными центрами жесткости не должна быть большой.
Определение центра жесткости можно производить на установке конструк- 32502
ции для статических испытаний на один из расчетных случаев до производства
испытаний, а также на специальной установке.
ПОДГОТОВКА К ИСПЫТАНИЮ
32510
Конструкция подготовляется для крепления металлической балки — направ- 32511
ляющей. Для этого в ряде намеченных сечений на конструкцию надеваются
хомуты или непосредственно к конструкции крепятся ушки для тяг к направ-
ляющей (фиг. 32511).
Войлочная или оезинодоя прокладка
Фиг. 32511
По середине направляющей устанавливается валик, имеющий ролик для 32512
подвески груза и рукоятку для перекатывания (фиг. 32512). Валик фиксируется
5
33
32512- 32523
Определение центра жесткости
на направляющей с помощью мягкого троса или шпагата, обернутого вокруг
валика и закрепленного по концам направляющей.
Такое крепление валика по-
зволяет перекатывать валик без
всяких дополнительных операций
с креплением и устанавливать ва-
, лик в любом положении.
32513 На стыковых узлах ус-
танавливаются мессуры. Уг-
ломер или рейки подвеши-
ваются на отдельном хомуте,
который крепится рядом с
хомутом для подвески на-
правляющей, параллельно
исследуемому сечению и
так, чтобы было удобно
брать отсчет (фиг. 32513).
Угломер должен иметь чув-
ствительность от О',25 до 1'.
В плоскости сечения
подвешивается отвес (фиг.
32512). Точка подвеса дол-
жна быть точно координи-
рована.
32514 Балласт берется воз-
можно меньший, такой,
однако, величины, которая
обеспечивала бы получение,
достаточно отчетливых дан-
ных. Наибольшие величины
груза и крутящего момента
от него не должны превос-
ходить 0,25 соответствую-
щих расчетных нагрузок в
исследуемом сечении.
32520 ИСПЫТАНИЕ
32521 Производится началь-
ный отсчет по мессурам и
угломеру.
32522 К валику, находящему-
ся на середине направляю-
щей, подвешивается плат-
форма, на которую уклады-
вается балласт. Вращением
рукоятки валика платформа
с балластом перекатывается
в одно из крайних положе-
ний; затем производится
отсчет по мессурам и угло-
меру.
Фиг. 32513
32523 Из крайнего положе-
ния платформа передвигает-
ся к середине направляющей до тех пор, пока угломер не покажет начальный
отсчет (см. 32521); в этот момент платформу останавливают и с помощью мас-
штабной линейки производят замер расстояния от точки приложения груза
до отвеса.
34
Определение центра жесткости 32524—32528
Затем платформа передвигается в другое крайнее положение и произво- 32524
дится отсчет по приборам.
Из второго крайнего положения платформа передвигается в обратном 32525
направлении до положения, найденного по 32523. Если расстояние до отвеса
окажется тем же (см. 32523), то испытание заканчивается.
Расстояние от точки приложения груза до отвеса определяет тогда экспе-
риментальный центр жесткости.
Положения точки приложения груза в сечении, найденные при перекатке 32526
груза как в одну, так и в Другую сторону, не должны отличаться больше,
чем на 0,5% длины исследуемого сечения.
В случае больших расхождений в результатах замера указанного расстояния
(см. 32523 и 32525) испытание Повторяется несколько раз.
Мессуры, стоящие в узлах крепления, не должны показывать перемещений 32527
узлов. В случае наличия перемещений следует устранить причины, вызывающие
смещение опор.
По окончании испытаний производится обработка замеров и затем строится 32528
на схеме конструкции экспериментальная линия центров жесткости.
32600 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЖЕСТКОСТИ КРУЧЕНИЯ
ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА
Экспериментальное определение жесткости кручения частей самолета сЬстоит
из следующих этапов:
проектирования и монтажа крепления и системы нагружения конст-
рукции;
выбора приборов для замера деформаций и их установки;
испытания — нагружения и отсчета по приборам;
обработки отсчетов — вычисления жесткости по углам закручивания
и сдвигам.
Все необходимые замеры могут быть проведены при обычном контрольно-
статическом испытании.
32610 ПРОЕКТИРОВАНИЕ, МОНТАЖ КРЕПЛЕНИЯ И СИСТЕМЫ
НАГРУЖЕНИЯ КОНСТРУКЦИИ
32611 Испытание может осуществляться на самолете в целом или на отдельных
агрегатах, устанавливаемых на колоннах или на переносной установке (см. 32324).
Закрепление агрегата на приспособлении производится по возможности с
учетом действительных условий работы конструкции.
Порядок перемещений в закреплении должен быть значительно меньше
общих деформаций конструкции. Замер их следует производить наиболее
точными приборами.
Опыт показывает, что для существующих конструкций наилучшая точность достигается»
если корневые перемещения не превосходят 0,2 мм.
Для использования максимальной точности приборов величина нагрузки
должна быть достаточно большой, однако нагрузки должны оставаться в пре-
делах действия закона Гука.
32612 Нагрузки должны прикладываться к конструкции так, чтобы местные
деформации были малы и не влияли на измерение (т. е. не превосходили
точности прибора). Нагружение наиболее удобно осуществлять посредством
рычажных систем таким образом, чтобы силы, действующие на конструкцию,
приводились к одной паре сил. Величина нагрузки должна контролироваться
тщательно протарированным динамометром.
Приложение усилий на конструкции следует производить в узлах и пере-
сечениях силовых элементов: шпангоутах, нервюрах и лонжеронах, а малые
усилия на пересечениях стрингеров с нервюрами — через специальные накладки.
Рекомендуется использовать узлы крепления грузов на самолете или деталей,
проверив их на прочность.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Расположение динамометра за блоком, изменяющим направление
троса (от рычажной системы), или в положении, вызывающем боковые усилия и перекос
подвижных частей, не допускается.
2. Крутящие моменты следует вычислять с учетом изменения расстояний между точ-
ками приложения сил вследствие деформаций конструкции.
3. Плечи рычагов должны осуществляться с точностью не ниже 0,5%-
32620 ПРИБОРЫ И ИХ УСТАНОВКА ДЛЯ ЗАМЕРА ДЕФОРМАЦИЙ
32621 Для вычисления жесткости кручения измеряются перемещения или углы
закручивания сечений конструкции; можно также воспользоваться замером
сдвигов в нескольких точках контура сечения. Для контроля следует рекомен-
довать вести измерения одновременно двумя из указанных способов.
36
Определение жесткости кручения 32622—3264
Перемещения замеряются рейками с точностью до 1 мм и мессурами с 32622
точностью от 0,1 до 0,001 мм.
Присоединение мессур следует осуществлять жесткими стержнями. Углы
закручивания получаются пересчетом перемещений или измеряются непосред-
ственно угломерами с точностью 20"—1'.
Деформации сдвига замеряются сдвигомерами, установленными по 5—10 шт.
в сечении. Сдвиг осередняется по контуру сечения.
Необходимо следить за тем, чтобы посторонние влияния на показания 32623
приборов были исключены. Места соединения приборов с конструкцией должны
выбираться достаточно жесткими, чтобы избежать влияния местных короблений
на показание приборов.
Приборы устанавливаются в 8—10 сечениях конструкции. 32624
ИСПЫТАНИЕ 32630
Для обеспечения безопасности испытания делается предварительная обтяжка 32631
конструкции нагрузкой, на 10—15% большей, чем рабочая нагрузка.
Нагружение до выбранной максимальной нагрузки ведется плавно, без 32632
рывков. Нагрузка дается от условного нуля (вес приспособлений, самой конст-
рукции и т. и.) до окончательной.
Отсчет по приборам без нагрузки (нулевой отсчет) и при полной нагрузке 32633
(-Ртах) повторяется до совпадения или- получения закономерной однородности
показаний приборов.
Рекомендуется подсчет жесткости вести одновременно с испытанием. В этом 32634
случае легко осуществляется контроль результатов испытания.
ОБРАБОТКА РЕЗУЛЬТАТОВ ИСПЫТАНИЯ И ПОДСЧЕТ ЖЕСТКОСТИ 32640
ПО УГЛАМ ЗАКРУЧИВАНИЯ
Подсчет средней жесткости кручения на участке конструкции между 32641
сечениями i и /-|-1 производится по формуле:
где С;р; + 1 — средняя жесткость кручения для участка между сечениями i и
г +1;
Ж,р + 1 — средний крутящий момент на участке г, I;
?,i+1 — относительный осередненный угол закручивания для участка ф
гф-1, вычисленный по формуле
— ?; + 1 — .
> + 1 Xi1 — Х{ ’
ф,-+1 —углы закручивания (в радианах) сечений i и г —1;
Xj и хг+1 — абсциссы сечений i, i 1 от заделки.
Угол закручивания по перемещениям определяется формулой:
sin
Т( Тг Ь) ’
где \fi, р—ft, о]прав и [fi,p—о]лев—соответственно полные перемещения (раз-
ности крайних показаний) по приборам;
^• — расстояние между точками упора прибо-
ров в конструкции справа и слева.
ПРИМЕЧАНИЕ. ® ~ sin '-р можно принимать без ущерба для точности, если угол
не более 2°.
37
32642
Определение жесткости кручения
32642 Определение жесткости кручения по местным сдвигам рекомендуется
производить для конструкций, сечения которых близки к круглым, как напри-
мер, фюзеляж; при этом стенки конструкции не должны терять устойчивости.
Подсчет жесткости кручения по относительным сдвигам ведется по формуле
скР==Мр
—I
где ср —относительный угол закручивания по сдвигомерам,
i—номер сечения.
Среднее значение относительного угла закручивания определяется по фор-
муле:
Yip
где г,- — средний радиус контура, который находится по приближенной формуле:
Ft — площадь, заключенная внутри сечения г;
7рр —относительный угол сдвига в сеченри г, определяемый как среднее
арифметическое относительных углов сдвига по контуру
1 ”
п
1
k — определяются в точках контура 1, 2, ... п с помощью сдвигомеров
где а — показания сдвигомера;
b — база его;
k передаточное число.
СТАТИЧЕСКИЕ ИСПЫТАНИЯ ПНЕВМАТИКОЙ, 32700
КОЛЕС И ТОРМОЗОВ
ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ 32710
Настоящие технические требования предусматривают минимум основных 32711
контрольных статических испытаний, необходимых для проверки прочности и
срока службы пневматиков, колес и тормозов.
Эти требования разработаны в соответствии с расчетными случаями, изло-
женными в 31700, и относятся к испытаниям как серийных, так и опытных
пневматиков, колес и тормозов.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Опытными пневматиками считаются пневматики, имеющие по
сравнению с серийными изменения в размерах, профиле, слойности, конструктивном
исполнении каркаса, материале корда или резины, технологии производства, порознь или
вместе взятые, вне установленных допусков.
2. Опытными колесами и тормозами считаются такие, которые имеют по сравнению
с серийными изменения в конструкции, размерах, материале и технологии производства,
порознь или вместе взятые, вне установленных допусков.
Пневматики, колеса и тормозы должны подвергаться контрольным стати- 32712
ческим испытаниям в количестве, предусмотренном техническими условиями на
их изготовление.
Испытание одного и того же пневматика, колеса или тормоза на различ- 32713
ные случаи нагрузок не допускается. Исключения из этого условия указаны
в настоящих технических требованиях на контрольные испытания.
Объекты испытания должны быть полностью доведены до состояния при- 32714
годности к эксплоатации в соответствии с техническими условиями на их изго-
товление и проверены отделом технического контроля.
Для каждого случая испытания задана требуемая величина разрушающей 32715
нагрузки и условия ее осуществления.
Под разрушающей нагрузкой для пневматика, колеса или тормоза, тре-
буемой при испытании, понимается так называемая контрольная разрушающая
нагрузка Ртах, получающаяся при начальном давлении в камере:
max =3,2 кг/см2 для колес диаметром D <1 100 мм,
ротах =3,5 кг[см2 для колес диаметром Z) > 1 100 мм,
Ротах = 3,0 кг/см2 для хвостовых колес всех размеров.
Указанные давления для некоторых пневматиков отличаются от приведенных в каталоге
самолетных колес и рекомендуются только для контрольных испытаний как типовые для соот-
ветствующих размеров колес.
Для некоторых случаев испытания контрольная разрушающая нагрузка
Ртах выражена непосредственно в зависимости от так называемой контрольной
стояночной нагрузки РсТ, являющейся максимальной допустимой для колеса дан-
ного размера при соответственном начальном внутреннем давлении в камере
Ротах и эксплоатационной перегрузке «| = 2,7.'
Эта перегрузка есть средняя минимальная эксплоатационная перегрузка для всех колес,
принимаемая для определения величины Р*т при контрольных испытаниях.
Технические условия на изготовление специального лабораторного обору- 32716
дования для производства испытаний в соответствии с настоящими техническими
требованиями должны быть согласованы с ЦАГИ.
Испытания должны производиться с соблюдением всех мер предосторож- 32717
ности, исключающих несчастные случаи с персоналом, участвующим в экспери-
менте.
39
32720-32726
Статические испытания колес
32720 ИСПЫТАНИЕ ПНЕВМАТИКА НА ВЗРЫВ
32721 Целью испытания является определение'условного запаса прочности пнев-
матика.
32722 Для испытания на взрыв пневматик монтируется на специально изготовлен-
ном усиленном корпусе колеса, профиль и диаметр обода которого должны быть
выполнены в соответствии с действительной конструкцией колеса (в виде исклю-
чения допускается испытание на обычном корпусе колеса с достаточным запа-
. сом прочности).
Колесо укрепляется неподвижно на оси (фиг. 32722).
Фиг. 32722
32723 Установка для испытания должна быть оборудована насосом малой произ-
водительности и специальным приспособлением для компенсации гидравлических
ударов при нагнетании воды в пневматик, снабженным манометрами. Насос может
быть либо гидравлический, либо воздушный, в зависимости от конструкции ком-
пенсирующего приспособления.
32724 Нагружение осуществляется путем нагнетания воды в камеру, с постепен-
ным повышением внутреннего давления в пневматике.
32725 При испытании производится замер увеличения пневматика как по ширине,
так и в радиальном направлении (фиг. 32722).
32726 Разрушающей нагрузкой следует считать максимальное давление в камере
7’гоах’ вызывающее любое из следующих разрушений: разрыв корда покрышки,
разрыв сердечника борта покрышки, срыв борта покрышки с обода колеса.
Испытание пневматика ведется или до разрушения, или до достижения
контрольной нагрузки, приведенной в табл. 32726.
Таблица 32726
Контрольные разрушающие нагрузки и допустимые деформации пневматиков
для колес
Размер колеса D X d
[мм]
Контрольное давление
в камере рк
max
[кг/см2] ___________
Допустимая деформация
в поперечнике
в радиальном
направлении
500 X 150
600 X 180
650 У 200
700 X 220
750 X 250
800 X 260
900 х 300
1 000 X 350
1 100 X 400
1 200 X 450
11,2
По данным технических условий за-
вода на изготовление пневматиков,
согласованных с НИИ ВВС (должны
быть указаны деформации при дав-
лении=0,5^“ах)
40
Статические испытания колес
32726-32736
Таблица 32726 (окончание)
Размер колеса D X d [льи] Контрольное давление 1 в камере \кг/см*] 1 Допустимая деформация
| в радиальном в поперечнике | направлении
Хвостовые колеса 250 X 95 300 X 125 350 X ИО 400 X 150 470 X 2Ю 600 X 250 10,5 По данным технических условий за- вода на изготовление пневматиков, согласованных с НИИ ВВС (должны быть указаны деформации при дав- Ленин/? = 0,5 р“ах)
Выдержавшим испытание считается пневматик, не разрушившийся до ука-
занной контрольной нагрузки и получивший деформацию, не превышающую
допустимой величины, предусмотренной техническими условиями на изготовле-
ние покрышки.
ИСПЫТАНИЕ ОПЫТНОГО ПНЕВМАТИКА НА РАДИАЛЬНОЕ СЖАТИЕ
Целью испытания является определение в зависимости от усадки пневма-
тика и начального давления в нем:
радиальной нагрузки,
поглощаемой работы,
площади контакта с плоской поверхностью,
внутреннего давления в камере.
Пневматик, смонтированный на корпусе колеса и имеющий опору в виде
жесткой плиты, перпендикулярной плоскости вращения колеса, нагружается
через втулку радиальной, плавно возрастающей нагрузкой. Схема установки для
испытания показана на фиг. 32732.
32727
32730
32731
32732
Фиг. 32732
Перед испытанием в пневматик нагнетается воздух. Испытание ведется при
различных начальных давлениях (от 1 до 4 кг\см-\ Продолжительность сжатия
пневматика до обода колеса должна быть не меньше 30 мин.
При испытании производится замер нагрузки, соответствующей усадки
и площади контакта.
Испытание прекращается при достижении нагрузки, несколько большей, чем
нагрузка полного обжатия пневматика, соответствующая началу резкого возра-
стания силы по диаграмме радиального сжатия.
В результате испытания должны быть построены диаграммы, выражающие
зависимость между нагрузкой и деформацией пневматика при различных началь-
ных давлениях в камере и прочие характеристики, перечисленные в 32731.
Выдержавшим испытание считается пневматик, для которого стояночная
нагрузка Рст при давлении в камере max, определяемая по формуле:
п РМ-Д
/ст ~' 2,7 ’
32733
32734
32735
32736
6
41
32736-32744
Статическаё испытания колес
не меньше соответствующей контрольной стояночной нагрузки, приведенной
в табл. 32736, а работа, поглощаемая при обжатии на величину Зм.д, не меньше
соответственной работы, поглощаемой существующим серийным пневматикой
того же размера.
* Таблица 32736
Размер колеса D х d [мм] Запас возможного обжатия пневматика ЩИ рм.д [%1 Контрольная стояночная нагрузка Рскт 1«4 Размер колеса D х d [мм] Запас возможного обжатия пневматика ПРИ ^м.д Г%] Контрольная стояночная, нагрузка Р“т [«-4
500 X 150 „ 600 X 180 S 650 х 200 « 700 X 220 3 750 X 250 5 800 X 260 g 900 X 300 ° 1 000 X 350 1 100 х 400 1 200 X 450 10 11 11 - 12 12 13 13 14 15 16 870 1 250 1 420 1 800 2 250 2 350 3 000 3 900 5100 6 100 Я 250 X 95 § 300X 125 О 350 X 140 § 400 X 150 | 470 X 210 * 600 X 250 10 10 10 10 10 10 280 405 510 700 1 220 1 760
Стояночные нагрузки, указанные в таблице, не могут быть использованы
при подборе колес для самолета, так как они отвечают контрольным значениям
ро, Пе и 8М.Д, требуемым только при лабораторных испытаниях.
ПРИМЕЧАНИЕ. Определение производится по диаграмме радиального сжатия
пневматика следующим образом: находится усадка при полном обжатии Sn0, определяется
максимальная допустимая усадка 6М в соответствии с величиной запаса возможного обжа-
тия, по 8МД устанавливается максимальная допустимая нагрузка Рм д, по нагрузке Рм д
определяется стояночная нагрузка с помощью формулы:
рк
рк _ м.д
ст 2,7 '
32740 ИСПЫТАНИЕ ПНЕВМАТИКА НА БОКОВУЮ НАГРУЗКУ
32741 Целью испытания является проверка пневматика на боковую нагрузку,
соответствующую развороту самолета на земле.
32742 Испытанию подвергается пневматик, показавший положительный результат
при испытании на выносливость и изнашиваемость (см. 33420).
32743 Пневматик монтируется на жестком корпусе колеса, профиль и диаметр
обода которого выполнены в соответствии с действительной конструкцией авиа-
колеса для пневматика данного размера, или на авиационном колесе соответ-
ствующего размера с достаточным запасом прочности.
32744 Испытание производится по схеме, изображенной на фиг. 32744.
Фиг. 32744
В камеру нагнетается воздух
до начального давления рОтах в со-
ответствии с размером пневматика.
Нагружение осуществляется
боковой силой F с предварительной
нагрузкой, нормальной к опорной
плите:
Р=1,8РсТ.
В течение испытания нагрузка
Р— Q1 + Q2 (фиг. 32744) должна
оставаться постоянной, что дости-
гается регулировкой по динамо-
метрам.
42
Статические испытания колес
32744-32756
Контрольная критическая боковая нагрузка, действующая в плоскости
опорной плиты, принимается равной:
ЛкР= 1,38 Рст-
Нагружение ведется до появления камеры под бортом покрышки. 32745
Пневматик считается выдержавшим испытание, если для него нагрузка F, 32746
вызывающая появление камеры под бортом покрышки, не меньше критической
контрольной нагрузки Кр.
ИСПЫТАНИЕ ПНЕВМАТИКА НА ПРОВОРАЧИВАНИЕ
ОТНОСИТЕЛЬНО ОБОДА КОЛЕСА
Целью испытания является определение надежности крепления пневматика
на корпусе колеса при торможении.
Испытанию подвергается пневматик, показавший положительный результат
при испытании на выносливость и изнашиваемость (см. 33420).
Испытанию подвергается пневматик с камерой, накачанной воздухом до
начального давления /?Ошах.
Пневматик, смонтированный на корпусе колеса и имеющий опору в виде
жесткой плиты а (фиг. 32754), перпендикулярной плоскости вращения колеса,
32750
32751
32752
32753
32754
Фиг. 32754
предварительно нагружается радиальной силой Р= 1,5 Кт. Вентиль камеры дол-
жен находиться внизу, у опорной плиты. Корпус колеса должен быть жестко
связан с опорной балкой Ь, находящейся в направляющих с.
Нагрузка Т, действующая при постоянной силе Р=1,5Кт и вызывающая
момент M — T(R—1,5 8СТ), стремящийся провернуть пневматик относительно
корпуса колеса, прикладывается к опорной плите а, опирающейся на ролики.
При испытании производится замер перемещений бортов покрышки отно- 32755
сительно обода колеса для определения провертывания пневматика относительно
корпуса колеса.
Нагружение пневматика силой Т ведется до достижения контрольной 32756
нагрузки Тк, определяемой по формуле:
где R—радиус колеса с необжатым пневматикой,
Зет — усадка пневматика при нагрузке Кт.
Выдержавшим испытание считается пневматик, не провернувшийся отно-
сительно корпуса колеса до нагрузки К и не получивший до этой нагрузки
местных перемещений относительно обода колеса у вентиля, вызывающих раз-
рушение камеры.
43
32760—32765
Статические испытания колёс
32760
32761
32762
ИСПЫТАНИЕ КОЛЕСА НА РАЗВОРАЧИВАНИЕ БОРТОВ ОБОДА
Целью испытания является определение прочности обода колеса.
Колесо жестко укрепляется на внешних обоймах подшипников. Схема уста-
новки дана на фиг. 32762.
32763 Установка испытания должна быть оборудована насосом малой производи-
тельности и специальным приспособлением для компенсации гидравлических
ударов при нагнетании воды в пневматик, снабженным манометрами. Насос
может быть либо гидравлический, либо воздушный, в зависимости от конструкции
компенсирующего приспособления.
32764 Нагружение колеса осуществляется постепенным, без гидравлических уда-
ров, нагнетанием воды в камеру пневматика.
32765 В процессе испытания замеряются упругие и остаточные деформации по
перемещениям отдельных точек бортов обода колеса.
Замер остаточных деформаций производится, начиная с давления р — 1 кг/см2,
через каждые 0,5 кг^см1, при разгрузке каждый раз до р — \ кг^см2.
Замер упругих и остаточных деформаций тормозной рубашки в радиальных
направлениях является обязательным лишь для опытных колес. Допустимые
суммарные деформации реборд колеса в виде изменения ширины обода колеса
приводятся в табл. 32765.
Таблица 32765
Допустимые суммарные деформации реборд колеса
Размер колеса * D X d [мм] Допустимые суммарные деформации реборд в мм при нагрузке р=”ркг/см?
Одна съемная реборда Две съемных реборды
общие (упругие -|- остаточные) остаточные общие (упругие -ф остаточные) остаточные
500 X 150 0,7 0,5 1,4 1,0
600 X 180 0,7 0,5' 1,4 1,0
5 650 X 200 1,0 0,5 2,0 1,0
я 700 X 220 1,0 0,5 2,0 1,0
Э 750 X 250 1,0 0,5 2,0 1,0
« 800 X 260 1,0 0,7 2,0 1,4
О 900 X 300 1,0 0,7 2,0 1,4
о 1 000 X 350 1,0 0,7 2,0 1,4
« 1 100 X 400 1,5 1,0 3,0 2,0
1 200 X 450 1,5 1,0 3,0 2,0
о 250 X 95 0,1 • 0,05 0,2 0,1
£ « 300 X 125 0,1 0,05 0,2 0,1
2 £ 350 X 140 0,1 0,05 0,2 0,1
У О 400 X 150 0,1 0,10 0,2 0,2
» “ 470 X 210 1,0 0,50 2,0 ' 1,0
* 600 X 250 1,0 0,50 2,0 1,0
* Для колес промежу очных размеров деформации берутся большие из соседних.
44
Статические испытания колес
32766—32775
При отсутствии каких-либо разрушений колеса нагружение его заканчи- 32766
вается по достижении давления /’п1ах:=3,5р0 тах.
Выдержавшим испытание считается колесо, не разрушившееся до контроль- 32767
ного давления ртах и не -получившее деформаций реборд, больше допустимых.
Для опытных колес нагрузка Р = 2рОшах не должна вызывать видимых оста- 32768
точных деформаций обода колеса в радиальном направлении и остаточных
деформаций тормозной рубашки в радиальных направлениях, превышающих
/ост = А при А>0,5лглг,
/ост — 0,5 мм при А >0,5 мм\
здесь А — минимальный зазор между колодками и тормозной рубашкой
в радиальном направлении, принимаемый по техническим усло-
виям на изготовление тормозов.
Для колес, снабженных камерными тормозами, при указанной нагрузке
максимальная допустимая остаточная деформация тормозной рубашки прини-
мается /ОСТ=Д, но не больше 0,5 мм.
ИСПЫТАНИЕ КОЛЕСА НА РАДИАЛЬНОЕ СЖАТИЕ 32770
Целью испытания является определение запаса прочности корпуса колеса 32771
при нормальной нагрузке, соответствующей случаю Еш, и определение жест-
кости корпуса колеса, характеризующейся неизменяемостью геометрических раз-
меров обода и тормозной рубашки. **
Нагружение колеса производится через втулку радиальной, плавно возра- 32772
стающей нагрузкой (фиг. 32732). Опорой должна быть жесткая плита, перпен-
дикулярная плоскости вращения колеса.
ПРИМЕЧАНИЕ. Пневматики с диаметром D 700 мм для данного испытания нагне-
таются воздухом, пневматики же большего размера — водой. При испытании колеса с водой
внутри камеры повышение внутреннего давления по мере обжатия пневматика должно регу-
лироваться в соответствии с повышением при сжатии воздушного давления.
При испытании замеряются радиальные деформации тормозной рубашки 32773
в четырех точках, лежащих на двух взаимноперпендикулярных диаметрах.
ПРИМЕЧАНИЕ. При нагружении колеса до нагрузки Рм = 2,7Р“Т следует замерить
. максимальную величину упругих деформаций в тормозной рубашке для определения допу-
стимой величины остаточной деформации при испытании колеса на усталость.
Испытание ведется до разрушения или до достижения контрольной разру- 32774
шающей нагрузки
РК=2РП.О,
где РП0 — нагрузка полного обжатия пневматика при соответствующем макси-
мальном начальном давлении в камере pQ шах.
ПРИМЕЧАНИЕ. Под разрушающей следует понимать нагрузку, вызывающую разру-
шения и деформации силовых элементов колеса, недопустимые для дальнейшей эксплоа-
тации (разворачивание бортов обода, образование трещин на ободе, разрыв спиц и т. п.).
Выдержавшим испытание считается колесо, не разрушившееся до контроль- 32775
ной нагрузки Рк и не получившее при нагрузке Ри.Л местной остаточной
деформации тормозной рубашки в радиальном направлении, превышающей
/ост = 0,67 А при
/ост = 0,335 мм при
А > 0,5 мм,
А >0,5 мм
(А — см. 32768).
Для колес, снабженных камерными тормозами, при нагрузке Рм.д макси-
мальная допустимая остаточная деформация тормозной рубашки принимается:
/ост = А, но не больше 0,5 мм.
45
32780—32785
Статические испытания колес
32780 ИСПЫТАНИЕ КОЛЕСА НА БОКОВУЮ НАГРУЗКУ
32781 Целью испытания является проверка прочности корпуса колеса при боко-
вой нагрузке, соответствующей развороту самолета на земле.
32782 Испытание колеса на боковую нагрузку может быть осуществлено на уста-
новке, схема которой изображена на фиг. 32782—1.
Фиг. 32782 -1
Фиг. 32782—11
Нагружение осуществляется боковой силой F, приложенной к ободу через
деревянную профилированную колодку. Затяжка тяг, укрепляющих колодки,
не должна вызывать повреждений обода колеса. Угол охвата обода колеса гру-
зовой колодкой а должен быть равен углу, образующемуся при обжатии пнев-
матика нагрузкой Р=1,5/Эст (фиг. 32782 — II). Опорная колодка, жестко связан-
ная с грузовой колодкой, должна охватывать обод колеса по дуге, опираю-
щейся на угол р=150°.
32783 При нагружении колеса в направлении к съемной реборде (от колеса
к концу крыла) контрольная боковая нагрузка F* > действующая на плече
R — 0,75 ост, принимается равной F* = 1,15Рст .
При нагружении колеса в направлении к несъемной реборде (от колеса
к плоскости симметрии самолета) контрольная боковая нагрузка Ft, действую-
щая на плече R — 1,5 8СТ) принимается равной Fa = 2,48 Р'-г.
32784 При испытании необходимо замерять прогиб обода и остаточные деформации
тормозной рубашки в радиальных направлениях относительно втулки колеса.
32785 Выдержавшим испытание считается колесо, не получившее видимых при-
знаков разрушения до нагрузок F? и $ и местных остаточных деформаций тор-
мозной рубашки в радиальном направлении при нагрузке F2=1,5Pct, превы-
шающих величину:
/ост = 0,8 Д при Д< 0,5 мм,
(Д —см. 32768).
/ост = 0,4 мм при Д>0,5 мм
Для колес, снабженных камерными тормозами, при нагрузке F2 —1,5Рст
максимальная допустимая остаточная деформация тормозной рубашки прини-
мается /ост=Д, но не больше 0,5 мм.
4S
Статические испытания колес
32790-327.10.4
ИСПЫТАНИЕ ТОРМОЗА НА ТОРМОЗНОЙ МОМЕНТ 32790
Целью испытания является определение максимальной величины рабочего 32791
тормозного момента при режиме торможения, рекомендуемом заводом-изготови- »
телем в соответствии с тактико-техническими требованиями'УВВС.
Испытанию подвергается тормоз с фактической поверхностью трения колодок, 32792
составляющей не меньше 80% расчетной поверхности трения последних.
Испытание производится с помощью специальной установки, схема которой 32793
изображена на фиг. 32793.
Фиг. 32793
При испытании производится 32794
замер перемещения тормоза отно-
сительно корпуса колеса.
Тормозной момент определяет- 32795
ся как внешний установившийся
момент, приложенный к тормозу и
вызывающий движение его относи-
тельно колеса.
Величина контрольного рабо-
чего тормозного момента Л4раб для
одного тормоза определяется по
формуле:
Л4к 0,4РСКТ (/? —8СТ)
/Ираб=----------------»
I/
где i — число тормозов в одном
колесе.
Указанная величина контрольного рабочего момента /И£аб принимается как
для колес, предназначенных к установке на самолеты с двухколесным шасси,
так и для колес самолетов с трехколесным шасси.
Выдержавшим испытание считается тормоз, развивающий тормозной момент 32796
не меньше контрольного/Ираб при режиме торможения, установленном в соответ-
ствии с тактико-техническими требованиями УВВС, и не допускающий заклини-
вания тормозных колодок при этом моменте.
ИСПЫТАНИЕ ТОРМОЗА НА ПРОЧНОСТЬ
327.10.0
Целью испытания является определение крепости и жесткости корпуса 327.10.1
тормоза.
Испытанию подвергается тормоз с фактиче-327.10.2
ской поверхностью трения колодок, составляющей
не меньше. 80% расчетной поверхности трения
последних. Предварительная подгонка поверхно-
стей трения до указанной величины не должна
производиться на корпусе тормоза, подлежащем
испытанию.
Корпус тормоза должен быть жестко укреплен.327.10.3
Нагружение корпуса производится в соответ-327.10.4
ствии со схемой действующих сил, устанавливае-
мых расчетом для данной конструкции тормоза
(фиг. 327.10.4).
47
327.10.5-327.10.9
Статические испытания колес
327.10.5 В
быть
тормоза, испытание корпуса тор-
моза рекомендуется производить
с тормозными колодками при
помощи ложной тормозной ру-
башки по схеме, изображенной
на фиг. 327.10.5.
327.10.6 При испытании производит-
ся замер перемещений анкерного
болта вследствие деформаций
корпуса тормоза. Замеры произ-
водятся в направлениях, позво-
ляющих судить об изменении
кинематики тормоза.
тех случаях, когда схема сил, действующих на корпус тормоза, не может
установлена расчетом достаточно точно, например, для многоколодочного
327.10.7 Если уплотнительные при- Фиг. 327.10.5
способления в тормозной системе
(манжеты и пр.) не' позволяют осуществить контрольный тормозной момент,
то эти приспособления могут быть усилены для целей испытания.
327.10.8 Нагружение корпуса тормоза производится до разрушения для определения
действительного запаса прочности.
327.10.9 Выдержавшим испытание считается тормоз:
не разрушившийся до нагрузки Рк, отвечающей контрольному разру-
шающему моменту:
лдК 1,65/^т(/г—8СТ)
^Итах -— - ’
не получивший при тормозном моменте Мра5 остаточных деформаций,
вызывающих максимальное перемещение колодокв радиальном направлении
относительно тормозного барабана, не превышающее величину:
Ат —0,67 А
f0CT — 0,335 мм
при
при
А 0,5 мм,
А 0,5 мм
(А-см. 32768),
и не имеющий деформаций тормоза (определяемых по наибольшим
перемещениям анкерного болта при контрольном рабочем тормозном мо-
менте /Ираб), превышающих предел пропорциональности.
СОДЕРЖАНИЕ
Стр- №
Обязательный объем статических испытаний на прочность опытных
самолетов.................................................. 3 32100
Оформление отчетов о результатах статических испытаний опыт-
ных самолетов.................................................... 5 32200
Статические испытания опытных самолетов.......................... 7 32300
Дополнительные замечания по испытаниям отдельных частей са-
молета .......................................................... 25 32400
Экспериментальное определение центра жесткости.................. 33 32500
Определение жесткости кручения частей самолета.................. 36 32600
Статические испытания пневматиков, колес и тормозов 39 32700
Для служебного пользования
Экз. №---------
РУКОВОДСТВО
для ,
КОНСТРУКТОРОВ
Том I
ДИНАМИЧЕСКИЕ
ИСПЫТАНИЯ САМОЛЕТОВ
— ззооо —
ИЗДАНИЕ 2
ИЗДАТЕЛЬСТВО
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НКАП
1943
Составили:
В. А. АВА ЕВ, ст. инженер
А. А. АЛЕКСЕЕВ, ст. инженер
Ю. Л. КАРПОВ, ст. инженер ЛИИ НКАП
И. М. ЛЯПУНОВ, ст. инженер
Н. И. МАРИН, кандидат технических наук
Д. Ю. ПАНОВ, доктор технических наук
Г. А. САФРОНОВ, ст. научный сотрудник
А. Д. СТРАДАЕВ, ст. инженер ЛИИ НКАП
Редактор главы 6 (33600)
П. Я. ЗАЛЕССКИЙ, генерал-майор /инженерно-
авиационной службы
Редактор раздела 3 (33000)
М. В. КЕЛДЫШ, доктор физико-математических
наук
Редактор части 3 (30000)
С. Н. ШИШКИН, доктор технических наук
Редактор Руководства для конструкторов
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
Ответственный редактор А. А. Горяйнов
Объем 41/4 печ. л., 42 880 зн. в печ. л.
ЦВЦ РККА № 4863 Тип. изд-ва БНТ НКАП
Подписано к печати 12/IV 1943 г.
Учетно-авторских листов 4,5
Зак. № 160
33100
ИСПЫТАНИЕ КРЫЛА НА ВЫНОСЛИВОСТЬ
ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ 33110
При испытании крыла на выносливость может определяться или общая 33111
динамическая прочность крыла, или местная прочность отдельных элементов
его, или и то и другое одновременно. Здесь (в 33100) приводятся правила по-
следнего случая — наиболее полного испытания. В других случаях следует
придерживаться тех же правил.
Для получения работы всего крыла и отдельных его элементов, возможно 33112
близкой к эксплоатационным условиям, необходимо прикладывать к крылу
одновременно статическую нагрузку, соответствующую воздушным силам, и
динамическую нагрузку, соответствующую нагрузке при вибрациях крыла,
возникающих при работе винтомоторной установки.
Статическая нагрузка, постоянная по величине и направлению и не зави- 33113
сящая от частоты и амплитуды колебания крыла, может быть осуществлена
подвешиванием к крылу на амортизаторном шнуре тарированного балласта
в виде чугунных чушек или мешков с мелким металлическим ломом, или
мешков с гравием.
Длина амортизаторного шнура (расстояние от точки подвеса шнура к
крылу до точки подвеса балласта) в вытянутом на 35 — 45% начальной длины
состоянии должна быть не менее 600 мм.
Испытания следует производить лишь с законченным производством крылом. 33114
УСТАНОВКА ДЛЯ ИСПЫТАНИЯ. СХЕМЫ НАГРУЖЕНИЯ 33120
Примерная схема установки для испытания крыла на выносливость приве- 33121
дена на фиг. 33121.
крепится в перевернутом состоянии к ушкам, заменяющим ушки
раме, служащей противовесом для крыла с нагрузкой.
Крыло узлами разъема
центроплана, поставленным на
3
33121-33131
Испытание крыла
Крыло вместе с противовесом, заполненным балластом, подвешивается на амортизаторных
шнурах к двухопорной балке (выравнивающая балка), висящей, в свою очередь, на двух ушковых
винтах с ленточной нарезкой, дающих возможность регулировать высоту подвеса крыла.
Ушковые винты опираются торцами гаек (рекомендуется торцевая шариковая опора) на
неподвижную поперечину, перекинутую между двумя опорными козелками.
ПРИМЕЧАНИЕ. Ленточные натяжные винты могут быть заменены грузоподъемными
блоками, подвешенными к неподвижным опорам.
На нижней поверхности противовеса устанавливается двухблочный, направленного действия
вибратор, дающий предельное число оборотов не менее 2 000 в минуту наиболее подходящим
3000
является вибратор ЦАГИ-2ВЭ тудоо
Вибратор через гибкий валик (удобно использовать отрезок дюритового шланга) соединяется
с валиком мотора постоянного тока мощностью около 1 кет, допускающего широкую регулировку
числа оборотов реостатом.
33122
Статическая нагрузка берется по
четной нагрузки для данного крыла
пропорционально хордам крыла, а по
хорде—в виде прямоугольного треу-
гольника, одним из катетов которого
служит хорда крыла.
В каждом отсеке статическая
нагрузка осуществляется в виде ряда
сосредоточенных сил, каждая из ко-
торых не должна превосходить 60 кг.
При этом точка приложения равно-
действующей всех сосредоточенных
сил одного отсека должна совпадать
с центром давления на отсек.
В запас прочности вся стати-
ческая нагрузка прикладывается к
верхней поверхности крыла за прикле-
енные к ней (для фанерной обшивки—
клеем „Синдетикон" илй клеем Ак-20;
для металлической обшивки — эмали-
том) сшитые из плотной ткани ушки
(фиг. 33122).
величине равной 20% максимальной рас-
самолета и распределяется по размаху
ОбшиОна
Брезентовое ушко,
проклеенное к обши.
Деревянный валик
Оплегта
Шнур
амортизационный
Фиг. 33122
Размеры подошвы ушка должны быть порядка 200Х120.И.М (см. 32414) при допускаемой
нагрузке на одно ушко не выше 60 кг.
33123
33130
33131
Динамическая нагрузка на крыло вызывается вибратором.
Величина динамической
нагрузки на крыло определяется величиной ампли-
Фиг. 33123
туды колебаний на конце
крыла, которая измеряется
по разности отсчетов по
двум клинчатым амплиту-
домерам (фиг. 33123): один
ставится на конце крыла,
другой — вблизи стыковых
узлов.
За исходную величину
для назначения динамиче-
ской нагрузки крыла при-
нимается наибольшая амплитуда колебаний крыла, полученных при специальных
испытаниях самолета в полете или гонкой мотора на земле;
ПОРЯДОК ПРОВЕДЕНИЯ ИСПЫТАНИЯ
Первая ступень динамической нагрузки выбирается так, чтобы амплитуда
колебаний крыла была на 20% выше наибольшей амплитуды, записанной в по-
4
Испытание крыла
33131 33145
лете или при гонке мотора на земле (если при этом число оборотов мотора
было в рабочем диапазоне).
Само испытание состоит в том, что нагруженное крыло приводится в со- 33132
стояние резонансных колебаний доведением числа оборотов вибратора до сов-
падения с частотой собственных колебаний крыла. Для получения на конце
крыла заданной амплитуды устанавливается соответствующим образом эксцентрик
вибратора.
Испытание крыла на одном режиме ведется до 107 циклов динамической
нагрузки, если крыло не разрушается раньше, после чего настройка вибратора
изменяется до получения обусловленной заранее амплитуды следующей.ступени
динамической нагрузки.
Амплитуда второй ступени динамической нагрузки обычно превышает ампли- 33133
туду первой ступени на 50 или на 100% так же, как и амплитуды всех после-
дующих ступеней нагрузки превышают амплитуды предыдущих ступеней на ту
же величину.
Выдерживая крыло на каждой ступени нагрузки до 101 циклов нагружения, 33134
доводят его до разрушения или обусловленной ступени нагружения.
Последняя ступень нагружения служит приближенной мерой выносливости
крыла, если оно доведено до разрушения, или служит исходной величиной,
по которой можно характеризовать выносливость, если крыло не удалось
довести до разрушения.
В течение всего испытания шри работающей установке обязательно должен 33135
находиться дежурный техник, наблюдающий и контролирующий работу уста-
новки.
Через каждые 15 — 20 минут дежурный техник должен проверять постоян-
ство чисел оборотов вибратора в минуту и амплитуды колебаний и при замечен-
ных отклонениях от заданного режима испытания немедленно восстанавливать
режим реостатом.
Если при заданной амплитуде число оборотов вибратора заметно понизится
без изменения напряжения в электросети, то это — признак начавшегося разру-
шения, для обнаружения которого необходимо остановить мотор и произвести
тщательный осмотр установки.
ОСНОВНЫЕ МЕРОПРИЯТИЯ ПО ТЕХНИКЕ БЕЗОПАСНОСТИ 33140
Вся установка крыла должна быть ограждена со всех сторон хорошо 33141
заметным шнуром, натянутым на поставленных колонках.
Под задней частью противовеса должна быть установлена прочная подставка, 33142
могущая воспринять на себя удар противовеса при разрушении крыла.
Между выравнивающей балкой и противовесом должны быть поставлены 33143
стойки, препятствующие резкому сокращению длины вытянутых шнуров в момент
разрушения крыла.
Балласт, создающий статическую нагрузку и висящий на шнурах, должен 33144
быть так огражден, чтобы была исключена возможность попадания под него.
Категорически должно быть запрещено ощупывание на ходу вращающихся 33145
частей работающей установки. При необходимости проверки установки ощупы-
ванием или подробным осмотром установка должна быть предварительно оста-
новлена.
Должны быть также приняты меры, гарантирующие безопасность работы
около вращающихся частей установки (запрещена работа в широкой одежде и т. п.).
33200
33210
33211
33212
33213
33214
33220
33221
ИСПЫТАНИЕ ПОДМОТОРНОИ РАМЫ НА ВЫНОСЛИВОСТЬ
ПРИ ВИБРАЦИЯХ
ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ
При испытании подмоторной рамы на выносливость при вибрациях рас-
пределение напряжений в элементах ее должно быть таким же, как при работе
мотора. Это может быть достигнуто, если форма колебаний рамы во время
испытания будет соответствовать форме колебаний ее с данной частотой при
работающем моторе на самолете. Величины напряжений при этом будут опре-
деляться амплитудами колебаний.
Знания амплитуды колебаний только одной какой-нибудь точки подмоторной рамы при
работе мотора недостаточно для выбора режима испытания ее на выносливость.
Испытание подмоторной рамы производится в следующем порядке:
определяются формы резонансных колебаний рамы с мотором на са-
молете;
определяются амплитуды колебаний рамы и напряжения в стержнях
ее при работе мотора;
на основании полученных форм и амплитуд колебаний выбирается
режим испытания рамы на выносливость;
на выбранном режиме производится испытание рамы на выносливость.
Определение форм и амплитуд резонансных колебаний подмоторной рамы же-
лательно производить в полете. При невозможности испытания в полете опре-
деление этих данных производится при работе мотора на земле.
Если форма резонансных колебаний, снятая на самолете, не может быть
точно воспроизведена при ис-
пытаниях в лаборатории, то
для испытаний может быть
взята другая форма колебаний,
близкая к первой, но такая,
чтобы максимальные напряже-
ния в элементах рамы были
сохранены.
ПРИБОРЫ
Для определения форм и
амплитуд колебаний следует
применять аппаратуру, позво-
ляющую производить осцил-
лографирование процессов ко-
лебаний подмоторной рамы во
время полета самолета.
В случае отсутствия ос-
циллографической аппаратуры
для определения форм коле-
баний подмоторной рамы на
земле необходимо иметь ком-
плект виброскопов.
Зеркальный виброскоп ЦАГИ
в сочетании со стробоскопом служит
для определения форм колебаний
конструкции. Виброскоп позволяет
наблюдать колебания отдельных то-
чек конструкции в виде колебаний
световых точек на экране (стена,
фанерные .листы и т. д ) с сильно
Фиг. 33221
6
Испытание подмоторной рамы
33221—33233
увеличенной амплитудой (в зависимости от расстояния между экраном и виброскопом). Происходит
это следующим образом. Колебания точки конструкции передаются толкателю 1 зеркала (фиг. 33221),
который приводит в колебательное состояние около оси 3 зеркало 2, сидящее иа рычажке 4,
задний конец которого связан пружиной 5 с корпусом виброскопа. Свет от лампочки 6
отражается в зеркале, которое отбрасывает на экран световую точку, воспроизводящую
колебания точки конструкции в увеличенном виде. Если колебания световых точек рассматри-
вать через стробоскоп, окошко которого открывается с частотой, близкой к частоте колебаний
световых точек, последние будут видны в замедленном движении так, что можно различать
направление их относительно друг друга. Это позволит судить о форме колебаний конструк-
ции, если виброскопы установлены в достаточном числе точек.
Для проведения испытаний на выносливость, кроме указанных в 33221 при- 33222
боров, необходимо иметь: вибратор с электромотором, вибрографы, тензографы,
амплитудомер, стробоскоп, тахометр, контактные часы.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ФОРМ РЕЗОНАНСНЫХ КОЛЕБАНИЙ ПОДМОТОРНОЙ 33230
РАМЫ НА САМОЛЕТЕ С ПОМОЩЬЮ ВИБРОСКОПОВ
Для определения форм колебаний подмоторной рамы самолет устанавли-
вается на колесах шасси в положение стоянки. Давление в пневматиках шасси
при этом рекомендуется уменьшить против нормального.
На вал мотора (фиг. 33232) при помощи деревянного хомута устанавли-
33231
33232
Фиг. 33232
I
вается одноблочный вибратор 1ВЭ e-qqq • Вибратор
соединяется гибким валиком с электромотором постоян-
ного тока мощностью 0,7—1,5 квт с числом оборотов
до 3 000 в минуту. Реостаты, включенные в цепь якоря
мотора, должны иметь сопротивление 200 ом и рассчита-
ны на силу тока до 2,5 а.
При отсутствии электромотора иа 3 000 об/жмн можно пользо-
ваться мотором с меньшим числом оборотов; ио в таком случае,
кроме указанных реостатов, надо ввести в шунтовую цепь электро-
мотора реостат с сопротивлением порядка 2000 ом иа 0,3 а. '
В случае отсутствия сети постоянного тока можно использовать
мотор переменного тока с любым механическим приспособлением,
позволяющим плавно регулировать число оборотов вибратора.
Вдоль подмоторных брусьев и в узлах крепления подмоторной рамы к са- 33233
молету устанавливаются зеркальные виброскопы ЦАГЙ (см. фиг. 33232).
7
33233—33241
Испытание подмоторной рамы
Рекомендуется применять специальные площадки, прикрепляющиеся к
стержням рамы (фиг. 33233), для вывода вибраций в сторону от стержней, с
целью получения более удобной установки виброскопов.
фиг. 33233.,
33234 По окончании установки подмоторной рамы и всей аппаратуры для
испытания производится контрольный осмотр всей установки, затем включается
электромотор и постепенным выводом сопротивления реостатов в цепи его якоря
производится регулировка чисел оборотов вибратора до получения резонансных
частот (в пределах рабочего диапазона чисел оборотов мотора).
33235 Измерением числа оборотов мотора тахометром и наблюдением через стро-
боскоп за движением световых точек оси виброскопов производится опреде-
ление частот и форм резонансных колебаний рамы с мотором. Запись наблюде-
ний заносится в протокол испытаний; пример записи наблюдений показан в при-
веденной ниже форме протокола.
Штамп
лаборатории
ПРОТОКОЛ №
Самолет —-------------
Дата испытания--------
33236 При определении форм колебаний подмоторной рамы указанным способом
не следует допускать чрезмерно больших амплитуд колебаний, для чего нужно
подбирать соответствующую настройку вибратора. Для передних концов подмо-
торных брусьев можно допустить величину амплитуды порядка 0,3 мм.
33240 ОПРЕДЕЛЕНИЕ АМПЛИТУД КОЛЕБАНИЙ ПОДМОТОРНОЙ РАМЫ
33241 При работе мотора на земле производят непрерывную запись амплитуд
колебаний подмоторной рамы на всем диапазоне чисел оборотов мотора с от-
меткой через каждые 200 об/мин. Примерная схема расстановки вибрографов
показана на фиг. 33232.
8
Испытание подмоторной рамы
33242-33253
Одновременно с замером амплитуд колебаний также через каждые 200 об/мин 33242
производится контрольная запись напряжений в трех доступных для установки
приборов стержнях, в которых ожидаются сравнительно большие напряжения.
Напряжения замеряются при помощи тензографов типа DVL. Запись расшифро-
вывается при помощи микроскопа типа • Буш со столиком для расшифровки
типа DVL.
Замеры, произведенные согласно указаниям 33241 и 33242, заносятся в таб- 33243
лицы, которые должны содержать следующие данные: число оборотов мотора
и результаты расшифровки записей вибрографов (амплитуды и соответствующие
им частоты) и тензографов (напряжения и соответствующие им частоты) с ука-
занием мест их установки.
ВЫБОР РЕЖИМА ИСПЫТАНИЯ ПОДМОТОРНОЙ РАМЫ 33250
НА ВЫНОСЛИВОСТЬ
Режим испытания выбирается по максимальным амплитудам и напряжениям, 33251
причем если на всем диапазоне чисел оборотов мотора наибольшая из макси-
мальных амплитуд на отдельных участках записи приходится на рабочие числа
оборотов мотора, то по этой амплитуде и определяется режим испытания, для
которого амплитуда берется на 20% больше.
Если же наибольшая из максимальных амплитуд соответствует какому-
нибудь промежуточному числу оборотов мотора, испытания на выносливость
могут быть разбиты на два этапа, каждому из которых соответствует опреде-
ленный режим. Для этого необходимо знать примерную продолжительность
работы мотора на основных режимах на подмоторной раме (сколько часов, с
каким числом оборотов мотору придется работать). В случае отсутствия таких
данных для испытания выбирается наибольшая из максимальных амплитуд.
Рама, подлежащая испытанию на выносливость, устанавливается на стенде 33252
(фиг. 33252). Вместо мотора на раме устанавливается ложный мотор, представ-
ляющий собой ящик из швеллеров с плотно уложенными в нем чугунными
Фиг. 33252
грузами, расклиненными у стенок деревянными клиньями. Тяга винта и реактив-
ный крутящий момент осуществляются при помощи резиновых шнуров, вытяжка
которых должна составлять 30—40% первоначальной длины.
Для возбуждения колебаний на ложном моторе устанавливается вибратор,
вращающийся от электромотора постоянного тока.
При помощи зеркальных виброскопов, установленных в тех же местах, что 33253
и при определении форм колебаний рамы на самолете (см. 33233), определяются
частоты и формы собственных колебаний рамы с ложным мотором.
2
9
33254—33261
Испытание подмоторной рамы
33254 Если форма колебаний рамы на самолете, соответствующая выбранному
для испытания режиму, полностью повторяется на стенде, то производится
контрольный замер напряжений в стержнях при выбранной амплитуде, после
чего на этом режиме можно запустить раму на длительное испытание.
Если же на стенде нельзя создать требуемой формы колебаний рамы, то
прибегают к замене одной формы другой (см. 33214). Контрольный замер на-
пряжений должен подтвердить правильность замены одной формы другой.
ПРИМЕЧАНИЕ. При замене одной формы другой частоты резонансных колебаний
также будут отличаться между собой (фиг. 33254).
33255 При установлении режима испытания на стенде замеряется амплитуда
колебаний в произвольной точке, которая в дальнейшем служит для контроль-
ных замеров. Замер амплитуд в этой точке и чисел оборотов электромотора
производится через каждые 15 мин.
Амплитуда замеряется при помощи амплитудомера или бумажного мерного
клинышка (фиг. 33255).
Фиг. 33255
33260 ИСПЫТАНИЕ ПОДМОТОРНОЙ|РАМЫ НА ВЫНОСЛИВОСТЬ
33261 Рама, установленная на стенде, как указано в 33252, подвергается испытанию
на выносливость. При этом, если режим испытания выбран единственный (см. 33251),
то раму можно считать достаточно прочной на выносливость, если за время
испытания опа совершила 101 колебаний и не разрушилась. Испытание либо
прекращают, либо (что желательно) продолжают на более тяжелом режиме до
разрушения, чтобы определить слабую часть конструкции подмоторной рамы.
В протокол испытания включаются следующие данные:
Дата и время измере- ния Ампдитуда в кон- трольной точке (условно выбран- ной на раме, см. 33255) [мм] Число оборотов мотора (частота) г 1 ' мин Продолжитель- ность испытания [чяс] Общее число 1 колебаний Примечание
-
10
Испытание подмоторной рамы
33262-33263
Если выбрано два режима (см. 33251), то рама сначала испытывается на 33262
режиме, соответствующем рабочим числам оборотов мотора, а затем, если она
не разрушилась до 107 колебаний, испытывается на режиме, соответствующем
более низким числам оборотов мотора. Продолжительность этого испытания
должна быть на 50% больше суммарной продолжительности этого режима в
течение всего назначенного срока эксплоатации подмоторный рамы. Если рама
не разрушилась, ее можно считать достаточно прочной на выносливость. После
этого желательно раму довести до разрушения на более тяжелом режиме.
Во время испытания надо следить, не разбалтываются ли узлы крепления 33263
подмоторной рамы к стенду, крепления вибратора к ложному мотору, не гре-
ются ли сильно реостаты и т. д. Особенно надо следить за числом оборотов
электромотора, так как резкое изменение числа оборотов часто свидетельствует
о разрушении. В некоторых случаях места разрушения могут быть обнаружены
лишь при помощи лупы.
Кроме этого, при испытании подмоторной рамы на выносливость может
наблюдаться сильное повышение температуры отдельных ее элементов. Обычно
такие явления наблюдаются у плохо приваренных косынок и в местах касания
свободных (не приваренных) концов косынок со стержнями подмоторной рамы.
У правильно изготовленных подмоторных рам сильного нагревания не
происходит; оно становится ощутимым только перед самым разрушением.
33300
33310
33311
33320
33321
33322
33323
33330
33331
33332
33333
ИСПЫТАНИЕ БЕНЗОБАКОВ НА ВЫНОСЛИВОСТЬ
И ГЕРМЕТИЧНОСТЬ ПРИ ВИБРАЦИЯХ
ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ
Испытание баков на выносливость и герметичность при вибрациях произво:
дится в следующем порядке:
определяются вибрации бака на самолете при работе мотора;
выбирается режим испытания;
бак испытывается на выносливость и герметичность при вибрациях.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВИБРАЦИЙ БАКА НА САМОЛЕТЕ
Снятие вибрационного режима бака заключается в определении амплитуд
и частот колебаний узлов крепления бака или тех частей конструкции самолета,
которые расположены вблизи узлов и жестко с ними связаны (например, полки
лонжеронов, к которым крепятся узлы подвески бака).
Вибрационный режим снимается во время горизонтального полета самолета
по возможности при различных числах оборотов мотора. В случае невозможно-
сти замера режима вибраций бака в полете режим может определяться на
самолете при работе мотора на земле на полном диапазоне его чисел оборотов.
В обоих случаях замер колебаний производится при плавном изменении чисел
оборотов с отсчетом на приборах через каждые 200 об[мин.
Амплитуды и частоты колебаний определяются при помощи электрических
передатчиков различных типов и осциллографа с синхронной записью вибраций
одновременно всех узлов крепления бака. Если это невозможно по количеству
имеющихся приборов, то производятся замеры последовательно для всех узлов
крепления при одинаковых режимах работы мотора. Определению подлежат
только вертикальные колебания узлов.
ВЫБОР РЕЖИМА ИСПЫТАНИЯ НА ВЫНОСЛИВОСТЬ
И ГЕРМЕТИЧНОСТЬ
Режим испытания на выносливость выбирается по максимальным ампли-
тудам. Если максимальная амплитуда соответствует рабочим числам оборотов
мотора, то по ней и определяется режим испытания, для которого амплитуда
выбирается на 20% больше максимальной.
Если максимальная амплитуда точек подвеса бака отмечена на каком-
нибудь промежуточном числе оборотов мотора, то для испытания бака на вы-
носливость выбираются два режима: первый устанавливается по наибольшей
амплитуде, соответствующей рабочим числам оборотов мотора, а второй уста-
навливается по максимальной амплитуде. Для испытания на герметичность при
вибрациях устанавливается один режим по максимальной амплитуде.
Если не представляется возможным снятие режима колебаний точек под-
веса бака на самолете, то амплитуда колебаний точек подвеса для испытания
на выносливость устанавливается равной 0,3 мм при частоте, соответствующей
рабочему числу оборотов мотора. Для испытания же на герметичность ампли-
туда устанавливается равной 0,5 мм при частоте, соответствующей рабочему
числу оборотов мотора.
12
Испытание бензобаков
33340-33346
ИСПЫТАНИЕ НА ВЫНОСЛИВОСТЬ И ГЕРМЕТИЧНОСТЬ 33340
ПРИ ВИБРАЦИЯХ
Для испытания бак устанавливается на станке (схематический чертеж 33341
такого станка показан на фиг. 33341). Узлы крепления лент и сами ленты
должны быть такими же, какие применены на самолете.
Необходимая по выбранному режиму частота колебаний узлов осуще- 33342
ствляется с помощью вибратора 2ВЭЦА1 И.
Величины амплитуд колебаний точек подвеса регулируются величиной 33343
возмущающей силы вибратора и, сжатием резиновых подушек станка. Регу-
лировка амплитуд производится при помощи стрелочного амплитудомера или
бумажного мерного клинышка.
При испытании бак должен быть заполнен жидкостью (вода или керосин). 33344
Количество жидкости должно равняться 0,8 емкости бака по весу.
Продолжительность испытания на выносливость на режиме, выбранном 33345
в диапазоне рабочих чисел оборотов мотора, определяется числом колебаний,
.равным Ю7. Продолжительность испытания на выносливость на режиме, выбран-
ном вне диапазона рабочих чисел оборотов мотора, определяется по суммарной
продолжительности этого режима за весь назначенный срок эксплоатации бака
и устанавливается на 50% больше него.
Продолжительность испытания бака на герметичность определяется в 30 мин. 33346
33400 ДИНАМИЧЕСКИЕ ИСПЫТАНИЯ ПНЕВМАТИКОВ,
КОЛЕС И ТОРМОЗОВ
33410 ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ
33411 Настоящие технические требования предусматривают минимум основных
контрольных динамических испытаний, необходимых для проверки прочности
и срока службы пневматиков, колес и тормозов.
Эти /требования разработаны в соответствии с расчетными случаями, изло-
женными в 31700, и относятся к испытаниям как серийных, так и опытных
пневматиков, колес и тормозов.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1- Опытными пневматиками считаются пневматики, имеющие по
сравнению с серийными изменения в размерах, профиле, слойности, конструктивном
исполнении каркаса, материале корда или резины, технологии производства, порознь или
вместе взятые, вне установленных допусков.
2. Опытными колесами и тормозами считаются такие, которые имеют по сравнению
с серийными изменения в конструкции, размерах, материале и технологии производства,
порознь или вместе взятые, вне установленных допусков.
33412 Пневматики, колеса и тормозы должны подвергаться контрольным дина-
мическим испытаниям в количестве, предусмотренном техническими условиями
на их изготовление.
33413 Испытание одного и того же пневматика, колеса или тормоза на различ-
ные случаи нагрузок не допускается. Исключения из этого условия указаны
в настоящих технических требованиях на контрольные испытания.
33414 Объекты испытания должны быть полностью доведены до состояния
пригодности к эксплоатации в соответствии с техническими условиями на их
изготовление и проверены отделом технического контроля.
33415 Для каждого случая испытания задана требуемая величина разрушающей
нагрузки и условия ее осуществления.
Под разрушающей нагрузкой для пневматика, колеса или тормоза, требуемой
при испытании, понимается так называемая контрольная разрушающая нагрузка
Ртах, получающаяся при начальном давлении в камере, указанном в 31712.
Для некоторых случаев испытания контрольная разрушающая нагрузка Ртах
определяется непосредственно в зависимости от так называемой контрольной стоя-
ночной нагрузки Рст, являющейся максимальной допустимой для колеса данного
размера при соответственном начальном внутреннем давлении в камере /?отах
и эксплоатационной перегрузке (см. 31713).
33416 Технические условия на изготовление специального лабораторного обору-
дования для производства испытаний в соответствии с настоящими техниче-
скими требованиями должны быть согласованы с ЦАГИ.
33417 Испытания должны производиться с соблюдением всех мер предосторож-
ности, исключающих несчастные случаи с персоналом, участвующим в экспе-
рименте.
14
Испытания Нолес 33420—33423
ИСПЫТАНИЯ ПНЕВМАТИКА НА ВЫНОСЛИВОСТЬ 33420
И ИЗНАШИВАЕМОСТЬ
Целью испытаний является определение срока работы пневматика. 33421
Впредь до разработки специальной установки испытания пневматика на 33422
выносливость и изнашиваемость могут быть произведены на копре с подвижной
опорой, снабженной маховиками. С помощью такого копра рекомендуется про-
изводить следующие испытания пневматиков;
1. Обкатка пневматика без торможения колеса. Испытание
проводится в связи с необходимостью воспроизвести работу пневматика при
разбеге и рулежке самолета. Пневматик должен быть прижат к барабану копра
силой Р=0,5/^т, поддерживаемой в процессе всего испытания. Испытание про-
изводится при отключенных маховиках подвижной опоры, раскручиваемой
каждый раз до окружной скорости V— 192 км/час, при которой колесо раз-
гружается.
ПРИМЕЧАНИЕ. Испытание может быть произведено на обкатном или инерционном
станке.
2. Сбрасывание пневматика на вращающуюся опору копра.
Испытание проводится в связи с необходимостью воспроизвести работу пнев-
матика, получающуюся в момент посадки самолета. Вертикальная скорость
падающей рамы копра с грузом в момент касания пневматикой подвижной
опоры должна быть У^ = 2,5 м/сек. При сбрасывании колесо предварительно
не раскручивается.
Величина падающего груза (рама-(-балласт) должна быть:
______________________ Ам.Д
~Я-Вм.д ’
у2
где Н== —• — 0,32м — высота свободного падения груза,
8М.Д— максимальное допустимое обжатие пневматика в м,
Ам.д — максимальная допустимая работав кгм, поглощаемая пневматикой
при обжатии его на величину 8МД.
Окружная скорость подвижной опоры в момент соприкосновения Пневма-
тика с барабаном должна быть У=160 км/час. После полного затухания колеба-
ний грузовая рама поднимается на высоту Н, после чего перед следующим
сбрасыванием колеса подвижная опора раскручивается до окружной скорости
У=160 км/час.
3. Обкатка пневматика с торможением колеса. Испытание
проводится в связи с необходимостью воспроизвести работу пневматика при
послепосадочном пробеге самолета.
ПРИМЕЧАНИЕ. Испытание может быть произведено на инерционном станке.
Кинетическая энергия движущихся масс подвижной опоры в момент вклю-
чения тормозов колеса должна быть Л = 52/Эскг кг м, где в кг. Торможе-
ние колеса в процессе испытания должно производиться в соответствии^ ука-
заниями 33444 при постоянной величине тормозного момента:
7ИТ = 0,3 P*(R - 0,75 8СТ).
Температура покрышки, обода колеса и тормозного барабана перед каждым
торможением не должна превышать 45° Ц.
Количество циклов испытания пневматика принимается равным половине 33423
числа посадок самолета, задаваемого тактико-техническими требованиями для
пневматика данного размера.
Под одним циклом испытания пневматика понимается комбинация из трех испытаний (1, 2
н 3, см. 33422), каждое нз которых осуществляется одним запуском подвижной опоры колеса.
15
33424—33437
Испытания колес
33424 При испытаниях 1, 2 и 3, указанных в 33422, периодически, через
каждые 25 циклов, производится тщательный осмотр пневматика и измерение
габаритных размеров его в двух взаимно перпендикулярных поперечных сече-
ниях, намеченных перед испытанием.
33425 Результат испытания определяется по наружному виду, габаритным раз-
мерам и состоянию покрышки в местах разрезов, производимых после испытания.
Выдержавшим испытание считается пневматик, не получивший при задан-
ном для него числе циклов испытаний расслаивания покрышки, разрыва корда
и разрушения камеры, а также изменений габаритных размеров, превышающих
допустимые пределы, предусмотренные техническими условиями на изготовле-
ние покрышек.
ПРИМЕЧАНИЕ. Пневматик, подлежащий дальнейшим испытаниям на случай боковой
нагрузки и проворачивания относительно корпуса колеса, не разрезается, если после испы-
тания на выносливость и изнашиваемость он ие имеет видимых разрушений.
33430 ИСПЫТАНИЕ КОЛЕСА НА ВЫНОСЛИВОСТЬ
33431 Целью испытания является проверка прочности корпуса колеса при много-
кратно действующей ударной нагрузке.
33432 Испытание заключается в сбрасывании колеса, снабженного пневматикой
и укрепленного к падающей раме копра при помощи ложной жесткой вилки
(без амортизатора), на опору, движущуюся со скоростью У = 160 км/час.
При этом плоскость вращения колеса должна быть перпендикулярна плоскости
опоры.
33433 Величина груза с учетом веса падающей рамы копра подбирается таким
образом, чтобы при постоянной высоте сбрасывания колеса //=1300 мм
и при начальном давлении воздуха в камере р= ротах пневматик обжимался на
величину максимальной допустимой усадки 8М.Д.
33434 Количество сбрасываний Nc принимается равным половине числа посадок
самолета, задаваемого для колеса тактико-техническими требованиями.
33435 После каждого сбрасывания колесо следует поворачивать на оси, избегая
многократных местных нагружений.
33436 При‘испытании через каждые 100 сбрасываний производятся тщательный
осмотр колеса и обмер диаметра тормозной рубашки в трех направлениях, раз-
деляющих окружность на шесть равных частей.
33437 Выдержавшим испытание считается колесо, не получившее разрушений
и заметных деформаций и не получившее остаточной деформации тормозной
рубашки в радиальном направлении, превышающей:
при Д —/упр < 0,5 мм /ост = Д —/упр,
при Д —/упр > 0,5 мм /ост = 0,5 мм
(Д —минимальный зазор между колодками и тормозной рубашкой в радиальном
направлении, принимаемый по техническим условиям на изготовление тормозов,
/упр — максимальная местная упругая деформация тормозной рубашки, заме-
ренная в мм при радиальной статической нагрузке Рм.д).
Для колес, снабженных камерными тормозами, при указанной нагрузке
максимальная допустимая остаточная деформация тормозной рубашки прини-
мается: /Ост= Д, но не больше 0,5 мм.
16
Испытания колес
33440-33443
ИСПЫТАНИЕ ТОРМОЗНОЙ СИСТЕМЫ НА НАГРЕВ ПРИ ТОРМОЖЕНИИ 33440
Целью испытания является определение температуры в стенке тормозного 33441
барабана (рубашки) и на ободе колеса при торможении.
Испытанию подвергается все тормозное устройство колеса (колесо и тор- 33442
мозы), показавшее положительный результат при статическом испытании на
случай определения величины максимального рабочего тормозного момента Л4раб.
Испытание производится с помощью инерционного станка, схема которого 33443
изображена на фиг. 33443.
Фиг. 33443
Маховики приключаются к валу барабана перед испытанием (барабан
делается из трех частей с целью уменьшения момента инерции барабана при
испытании колес более малых размеров). Количество маховиков должно опре-
деляться в соответствии с контрольной стояночной нагрузкой Рст для данного
колеса, т. е. величина момента инерции Е/ движущихся масс относительно оси
вала должна определяться по формуле:
Cl Q Г>к
где g — ускорение свободного падения, R6 — радиус барабана.
3
17
33444-33454
Испытания колес
33444 Испытания должны производиться с соблюдением условий, перечисленных
ниже. Начальное давление воздуха в пневматике принимается равным ротах в
соответствии с размером колеса.
Окружная скорость на барабане в момент включения тормозов Vo уста-
навливается равной 130 км/час при испытании колес всех размеров.
Тормозное колесо предварительно должно быть прижато к барабану
силой Р = 0,75 Рст-
По достижении указанной окружной скорости на барабане электромотор,
приводящий в движение установку испытания при расторможенном колесе,
выключается и вводятся в действие испытываемые тормозы.
Испытание производится не менее трех раз при торможении с посто-
янным моментом Л7Т = 0,3Рст(А? — 0,758„), регулируемым с помощью специаль-
ного автоматического устройства.
33445 Замер температуры производится в стенке тормозного барабана (рубашки)
и на ободе колеса под бортами покрышки с помощью специальных термопар.
Перед каждым торможением замеряемая температура не должна превышать
15°—35° Ц. Температура в тормозном барабане (рубашке) определяется немед-
ленно в конце торможения, т. е. в момент остановки станка. Температура
на ободе колеса в указанных местах определяется как максимум температуры,
наступающий после торможения по прошествии некоторого времени.
ПРИМЕЧАНИЕ. При испытании дисковых тормозов должна быть замерена темпе-
ратура на одном из дисков в соответствии с указаниями, касающимися температуры в тор-
мозном барабане.
Тормозная система считается пригодной к эксплоатации, если темпе-
ратура в тормозном барабане (рубашке) колеса, замеренная в конце тормо-
жения, составляет не более 250° Ц, а максимальная температура на ободе
колеса достигает не более 80°Ц.
ПРИМЕЧАНИЕ. При применении фрикционных прокладок, допускающих температуру
выше 250° Ц, контрольная температура в тормозном барабане устанавливается на осно-
вании данных специальных испытаний и заключения ВИАМ.
33450 ИСПЫТАНИЕ ТОРМОЗНОЙ СИСТЕМЫ НА ВЫНОСЛИВОСТЬ
И ИЗНАШИВАЕМОСТЬ
33451 Целью испытания является определение срока службы как всей тор-
мозной системы, так и фрикционных прокладок (тормозных дисков) тормоза.
33452 Испытанию подвергается тормозное устройство колеса (колесо и один
тормоз), испытанное на нагрев при торможении.
33453 Испытание производится с помощью инерционного станка (см. 33440) при
двух режимах торможения колеса.
33454 Первый режим испытания
Начальное давление воздуха в пневматике принимается равным ротах в
соответствии с размером колеса.
Величина момента инерции -/' движущихся масс относительно оси вала
определяется из условия:
где -/ — суммарный момент инерции движущихся масс, принимаемый при
испытании данной тормозной системы на нагрев,
i—число тормозов в колесе.
Тормозное колесо с одним тормозом предварительно должно быть при-
жато к барабану силой Р = 0,75 РсТ-
18
Испытания колес
33454-33456
Торможение производится, при выключенном электромоторе, приводящем
в движение станок, и осуществляется с постоянным моментом:
м = 0,3 Рст(/?-0,75 8СТ)
регулируемым с помощью специального автоматического устройства.
Окружная скорость на барабане Vo в момент включения тормоза прини-
мается равной 130 км\час при испытании тормозов всех размеров.
Количество торможений должно быть равно числу посадок самолета,
предусмотренному тактико-техническими требованиями УВВС для тормоза
данного размера.
Перед каждым торможением температура тормозной системы (тормоз,
колесо) должна быть постоянной, не превышающей 35° Ц.
Второй режим испытания 33455
Испытанию подвергается тормозное устройство, полностью проверенное
при испытании на первом режиме (см. 33454). Начальное давление воздуха
в пневматике и величина момента инерции движущихся масс относительно оси
вала принимаются такими же, как и при испытании данного тормозного устрой-
ства на первом режиме (см. 33454).
Тормозное колесо с одним тормозом предварительно должно быть при-
жато к барабану силой Р=Рсг-
Торможение производится при выключенном электромоторе, приводящем
в движение станок, и осуществляется с постоянным моментом:
I
регулируемым с помощью специального автоматического устройства.
Окружная скорость на барабане в момент включения тормоза прини-
мается равной 60 км]час при испытании тормозов всех размеров.
Торможение производится три раза.
Перед каждым торможением температура тормозной системы (тормоз,
колесо) должна быть постоянной, не превышающей 35° Ц.
Выдержавшей испытание считается тормозная система, не получившая 33456
видимых разрушений и деформаций! и не нуждающаяся в замене фрикционных
прокладок при указанном количестве торможений колеса, произведенных
с постоянным моментом:
м - 0,ЗРст(/?-0,75 8ст)
и не разрушившаяся при трех последующих торможениях колеса, произведен-
ных с постоянным моментом:
= 0,4^T(/?-SCT)
ИСПЫТАНИЯ ШАССИ НА УДАР
33500
33510
33511
33512
33513
33514
33515
33520
33521
ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ
Фиг. 33521
Основной задачей испытания шасси на удар является проверка правиль-
ности работы шасси и получение диаграмм работы амортизации — пневматика
и стойки. На основании сравнения полученных из этого испытания данных
с расчетными делается заключение о допуске шасси к эксплоатации или о не-
обходимости его доводки. В тех же случаях, когда нельзя достаточно надежно
произвести расчет на прочность всех деталей шасси, следует производить
испытание шасси на многократный удар (см. 33560).
Испытания шасси на удар представляют некоторую опасность, поэтому эти
испытания должны быть обставлены так, чтобы была исключена всякая возмож-
ность несчастного случая. Для этой цели необходимо иметь изолированное
помещение, в котором не должно быть ни одного человека во время сбрасывания
шасси; вся регистрирующая аппаратура и управление сбрасыванием должны
находиться в другом помещении. В тех случаях, когда это по условиям работы
сделать не представляется возможным, необходимо применить те минимальные
меры техники безопасности, которые указаны в 33170.
Перед проведением испытания необходимо иметь чертежи, расчетные
данные и документы о предварительном испытании элементов шасси на стати-
ческую прочность и герметичность.
Перед испытанием необходимо разработать задание, где должны быть
указаны: задачи испытания; нагрузка на колесо при стоянке; угол оси стойки
с вертикалью; допустимая перегрузка; начальное давление воздуха в стойке;
начальное давление воздуха в пневматике.
Шасси, предназна-
ченное для испытаний,
должно быть в совер-
шенно законченном
производством виде.
Отсутствие отдельных
конструктивных эле-
ментов или отделки
допустимо лишь при
условии, что это, с
полной очевидностью,
не влияет на правиль-
ность функционирова-
ния шасси при стати-
ческих и динамических
нагрузках и на проч-
ность конструкции.
ОБОРУДОВАНИЕ
И ПРИБОРЫ
Испытание произ-
водится на копре. В
случае отсутствия со-
ответствующих стаци-
онарных установок ре-
комендуется изготов-
ление, как более про-
стого, маятникового
копра. Общая схема
такого копра дана на
фиг. 33521.
20
Испытания шасси
33521 -33533
На передней части копра укреплено полушасси. Для воспринятая ударов имеется жесткая
платформа. Платформа опирается на два закаленных ножа с одной стороны и на шарик друкдо-
зы — с другой. При испытании на удар копер с укрепленным на нем полушасси поднимается на
определенную высоту и сбрасывается при помощи замка-сбрасывателя.
Для замера деформаций и усилий применяются приборы,
преобразующие механические перемещения в импульсы элек-
трического тока с регистрацией их магнитоэлектрическим шлей-
фовым осциллографом. При испытаниях шасси наиболее удоб-
ными приборами для замера усилий являются пьезоэлектрические
и емкостные друкдозы, так как они имеют прямолинейную зави-
симость изменения напряжения и емкости от давления, что об-
легчает обработку результатов эксперимента.
33522
Приборы с механической записью мало пригодны вследствие недоста-
точной их точности, так как явление удара характеризуется большой скоро-
стью изменения усилий и перемещений элементов шасси.
Дальнейшее изложение в части измерения усилий сделано примени-
тельно к емкостной друкдозе. Ход работы по испытанию шасси не изменится
при применении других типов электрических друкдоз.
Для замера перемещений поршня стойки амортизатора и
обжатия пневматика шасси при ударе применяется реохордный
ходомер (фиг. 33522).
Схема включения ходомера
Фиг. 33522
Устройство реохордного ходо-
мера основано на схеме мостика
Уитстона. Струна ходомера 1 делится
ползунком р на две части (два плеча
мостика Уитстона). Контакт ползунка
представляет собой вершину мостика,
к которой приключается один полюс
аккумуляторной батареи. При пере-
мещении контакта сила тока будет
изменяться пропорционально величи-
не перемещения контакта. Вместо
гальванометра 4 в диагональ мостика
включается шлейф осциллографа, при
помощи которого на осциллограмме производится запись
в соответствующем масштабе.
интересующего перемещения по времени
Синхронная запись изменения усилия и перемещения по времени получа-
ется на одной и той же осциллограмме. Запись этим способом дает четкую
картину поведения шасси при ударе и возможность построить с достаточной
точностью диаграммы работ пневматика и стойки.
УСТАНОВКА ШАССИ НА КОПРЕ 33530
Полушасси на копре следует закреплять так, чтобы плоскость симметрии 33531
колеса совпадала с плоскостью симметрии копра.
Ось стойки при статическом положении установки должна составлять 33532
с вертикалью угол, равный углу выноса шасси на стоянке самолета.
Платформу, воспринимающую удар, следует установить горизонтально на 33533
двух закаленных ножах и шарике друкдозы (см. фиг. 33521). Центр опоры
колеса на. платформе должен находиться на таком расстоянии от шарика друк-
дозы, чтобы последняя не была перегружена при максимальной допустимой
ударной нагрузке.
21?
33534—33541
Испытания шасси
33534
33535
33536
33540
33541
Над шасси в корпусе копра закрепляется груз в виде металлических чушек,
плит или мешочков с дробью с таким расчетом, чтобы нагрузка на колесо при
статическом положении установки была равна нагрузке на колесо при стоянке
самолета.
Нагрузку на колесо можно измерить при помощи динамометра, работающего на сжатие,
устанавливаемого для этого на место друкдозы под платформой.
Для осуществления при испытании на копре нагрузки, соответствующей
подъемной силе крыльев во время посадки, у передней части копра, по сторо-
нам, вертикально подвешиваются амортизационные шнуры, растянутые тросами
к полу. На копре делаются выступы, которые при сбрасывании в момент касания
колеса с платформой попадают в специальные хомуты, связанные с амортиза-
ционными шнурами, и включают их в работу.
Шнуры в процессе обжатия при ударе должны воспринимать в среднем
75% стояночной нагрузки на колесо.
Длина связки шнуров и число их определяются
Фиг. 33535
следующим образом.
Сначала определяется длина связки шнуров в
растянутом состоянии L. Для этого к расстоянию I
от места подвеса шнуров до захватывающих выступов
копра в положении касания пневматика к платформе
прибавляют полусумму максимального обжатия стойки
S I 5
и пневматика: £ = /ф-——-----!UL_ (наклонов стойки
при этом пренебрегают). Величина растяжения подби-
рается так, чтобы изменение нагрузки было мини-
мальным при вытяжке шнуров, соответствующей общей
осадке стойки и пневматика. Этому условию удов-
летворяет участок диаграммы растяжения шнуров
от 20 до 50% удлинения (см. фиг. 33535, на которой
приведены примерные диаграммы растяжения шнуров
с диаметрами d = 18 н 16 мм).
Если выбрана такая длина L, чтобы она соответ-
ствовала 30% удлинения, то длина свободной от нагрузки
100
связки шнуров будет 7.0 =
L.
Число шнуров в связке определяется диаграммой
растяжения шнура. Если взять, например, шиур диа-
метром d = 18 мм (фиг. 33535), то нагрузка, соответ-
ствующая 30% вытяжки, будет Р] = 60 кг. При
стояночной нагрузке на колесо, равной Рст, общее
, °-75 Рст
число концов п определится по формуле п =------—
Такой подсчет является ориентировочным и необходимо проверять подбор связки шнуров
непосредственным растяжением ее с замером нагрузок по динамометру. Если при растяжении
от Lo до L нагрузка будет больше 0,75 Рст, то число концов шнура надо уменьшить, и наоборот.
Должны быть произведены пробные сбрасывания с небольших высот без
аппаратуры с целью проверки функционирования механизмов шасси.
ПОДГОТОВКА ПРИБОРОВ К ИСПЫТАНИЮ И ПРОВЕДЕНИЕ
ИСПЫТАНИЯ
Устанавливаются ходомеры. Ходомер (см. 33522) для замера хода поршня при
ударе должен крепиться своим основанием к бобышке, пригнанной к внешнему
цилиндру стойки и закрепленной на ней. Тяга, несущая ползунок ходомера,
крепится в зажиме, установленном у основания стойки. Струна укрепленного
ходомера должна быть параллельна образующей стойки (фиг. 33541).
22
Испытания шасси
33541-33542
Ходомер для замера обжатия пневматика нужно крепить на специальной
стойке. На оси или вилке колеса закрепляется электромагнит, с которым
в процессе удара сцепляется подвижная часть ходомера, заканчивающаяся
роликом.
Фиг. 33541
Н аккумулятору 4 в
Схема распределительной доски
Фиг. 33542
Производятся соединения
приборов с осциллографом. Все
соединения следует производить
изолированными проводами,
снабженными соответствующими
наконечниками. Сечение прово-
дов 1 — 1,5 мм2.
Порядок соединений:
Две клеммы а и Ь распреде-
лительной доски (фиг. 33542) сое-
динить с аккумуляторной бата-
реей на 2 — 4 в.
Две пары клемм c—d и е—f
распределительной доски соеди-
нить с клеммами двух самостоя-
тельных полумостиков.
Две неподвижные клеммы
k и I каждого ходомера соеди-
нить с клеммами т и п соответ-
ствующего полумостика.
Клемму ползунка р каждого
ходомера соединить со средней
клеммой q соответствующего по-
лумостика.
Клеммы г ns полумостиков,
предназначенные для соединения
со шлейфом, соединить с клем-
мами реостатов шлейфов осцил-
лографа.
33542
Схема полумостика
23
33543—33545
Испытания шасси
33543
33544
33545
Производятся пробное включение приборов и балансировка их.
Порядок работы:
Переключатели V полумостиков (фиг. 33542) установить в положение на гальванометр
(или миллиамперметр).
Установить ползунки ходомеров в крайнее положение обеспечивающее максимальный
ход.
Включить выключатель W и установить движком t потенциометра на распредели-
тельной доске напряжение, соответствующее желаемому масштабу записи на осциллограмме
и чувствительности применяемого шлейфа осциллографа.
Сбалансировать мостики на нулевые показания гальванометров, пользуясь переменным
сопротивлением 2.
Если не удается сбалансировать мостик при полном перемещении движка переменного
сопротивления 2 в ту или другую сторону, то следует выключить выключатель W
на распределительной доске и поменять местами провода тип. После этого снова включить
выключатель и произвести балансировку.
ПРИМЕЧАНИЕ. Величина напряжения, указываемого вольтметром, во время испыта-
ний должна поддерживаться постоянной.
Производится определение масштабов записи перемещений.
Порядок работы:
Перевести переключатели V на полумостиках в положение на осциллограф.
Включить шлейфы осциллографа, соединенные с полумостиками.
Заметив нулевое положение отраженного от шлейфа луча, перевести ползунок
ходомера из начального положения в конечное. Если при перемещении ползунка ходомера
луч будет отклоняться в нежелательном направлении, следует поменять местами два
провода, присоединенные к клеммам реостата соответствующего шлейфа.
Произвести запись осциллографом отраженного луча от шлейфа ходомера при крайних
положениях ползунка (см. 33546). Расстояние между двумя линиями на осциллограмме
будет соответствовать полному ходу ходомера.
При расшифровке осциллограмм переводной коэфициент а будет равен:
L
л^-
где L — полная величина хода ходомера [мм];
•М— отсчет, произведенный на осциллограмме при перемещении ползунка ходомера из
начального положения в конечное [мм].
ПРИМЕЧАНИЕ. Для всех ходомеров необходимо определять масштабы перед каждым
испытанием.
Производится определение масштаба записи усилий.
Порядок работы:
Шлейф осциллографа соединить с выходом моста друкдозы.
При выключенном шлейфе друкдозы совместить его луч с лучом нулевого зеркальца.
Включить выключатель шлейфа друкдозы.
Сделать запись осциллографом перемещения луча под воздействием веса опорной
платформы на друкдозу (вес платформы); при этом шасси должно быть поднято и не касаться
платформы (см. 33546).
Опустить шасси на опорную платформу при той нагрузке на колесо, которая должна
быть при испытании, и сделать запись перемещения луча на осциллографе.
Переводной коэфициент р при расшифровке кривой усилия на осциллографе будет:
В_____°ст ,
р~ М т
где Ост — статическая нагрузка на колесо [кг];
М — расстояние на осциллограмме между линиями шлейфа друкдозы и нулевой при
стоянке шасси на платформе [мм];
т — расстояние на осциллограмме между линиями шлейфа друкдозы и нулевой при
поднятом шасси [мм].
24
Испытания шасси 33546—33551
Проведение испытания 33546
С целью подбора заданной перегрузки производятся сбрасывания с за-
писью на осциллографе. Сбрасывание начинают с небольшой высоты, поряд-
ка 100—150 мм, чтобы нагрузка на колесо при ударе не превзошла макси-
мальной допустимой эксплоатационной нагрузки.
После первого сбрасывания надо проявить запись на ленте осциллографа
и определить полученную максимальную нагрузку, для чего на осциллограмме
(фиг. 33551) надо измерить расстояние от прямой Ао — До, соответствующей
нулевой нагрузке на колесо, до наиболее удаленной точки кривой А (показания
друкдозы) и умножить на коэфициент масштаба (см. 33545).
Пользуясь сравнением полученной нагрузки с максимальной допустимой
эксплоатационной нагрузкой по нормам прочности, следует увеличить или
уменьшить высоту подъема шасси и производить последующие сбрасывания до
тех пор, пока полученная нагрузка на колесо не будет достаточно близка
к заданной.
Порядок работы с. осциллографом:
Включить источник света в осциллографе.
Проверить яркость отраженных от зеркалец шлейфов лучей на матовом экране
и на щели затвора. Отрегулировать их ширину, пользуясь регулятором щелевой диафрагмы
осциллографа.
Расположить отраженные шлейфами лучи в том порядке, в каком желательно
получить запись на осциллограмме.
Для отметки времени на осциллограмме воспользоваться специальным отметчиком
времени или подвести переменный ток 50 пер/сек к клеммам реостата одного из шлейфов.
Установить нужную скорость записи, выбрав соответствующую ступень коробки
скоростей или положение реостата мотора.
Зарядить кассету рулоном фотопленки или фотобумаги.
Открыть затвор и поставить кассету в осциллограф.
Проверить напряжение но вольтметру на распределительной доске ходомеров.
Вывести сопротивления реостатов в цепях шлейфов осциллографа.
Произвести съемку масштабов ходомеров и друкдозы, как указано в 33544 и 33545.
Включить выключатели всех используемых при испытании шлейфов и отметчика
времени.
Посшшлу ведущего испытание включить привод движения фотобумаги или пленки.
После удара выключить мотор.
Выключить выключатели шлейфов и источника света.
Снять кассету и проявить осциллограмму.
ОБРАБОТКА РЕЗУЛЬТАТОВ 33550
Синхронные записи, изменения усилия на колесо, перемещения стойки 33551
амортизатора и величины обжатия пневматика колеса, полученные в виде осцил-
лограммы, должны быть выписаны в таблицу. В этой же таблице должно быть
произведено определение по данным осциллограммы усилий на колесо и стойку,
ход поршня и обжатия пневматика. По данным этой таблицы должны быть
построены графики изменения усилий по ходу поршня, произведены сравнения
их с расчетными данными и дано заключение — может ли быть допущено
шасси к эксплоатации.
В качестве примера на фиг. 33551 1 приведена осциллограмма, полученная при испытании
4
25
33551
Испытания шасси
стойки шасси самолета, Кривая А представляет собой изменение по времени усилия на колесо,
величине которого соответствует ордината а, отсчитываемая от начальной (нулевой) линии —Ао
в масштабе, определяемом согласно 33545. Зигзагообразная линия В является записью отметчика
времени с расстояниями между выступами, равными 0,01 сек.
Кривая С изображает изменение перемещения поршня стойки по времени, величине кото-
рого соответствует ордината Ь, отсчитываемая от начальной (нулевой) линии Со—Со в масштабе,
определяемом согласно 33544.
Результат обработки осциллограмму приведен в табл. 33551.
Заполнение соответствующих граф таблицы производилось следующим образом.
За начало отсчетов времени был принят момент начала записи друкдозы (точка 1 на
осциллограмме). Затем через все выступы записи В отметчика времени были проведены нормали
(ординаты) к начальным (нулевым) линиям — Ло и Со — Со, пересекающие кривые А и С.
Величины ординат а и Ъ замерялись по осциллограмме [леи] и записывались в графы 3 и 6.
Умножением этих величин на соответствующие масштабы получены усилия на колесо [кг]
и перемещения поршня [мм], которые внесены в графы 4 и 7. Умножением полученных усилий
На колесо на передаточное число получены усилия на поршень стойки и занесены в графу 5.
Таблица 33551
Испытание шасси на удар. Усилие на колесо по ходу поршня
№ точки Время [сек] Усилие на колесо Усилие на стойку />ст=Рк? кг] Ход поршня Обжатие пневматика
а (показа- ние ос- цилло- графа) [мм] кг] Ь (показа- ние ос- цилло- графа) [мм] . 5п = л6 [мм] d (показа- ние ос- цилло- графа) [мм] 8пн = «к [мм]
1 2 3 4 5 6 7 8 9
1 0 0 0 0 0 0 . — —
2 0,01 5,0 458 410 0 0 ... —
3 0,02 18,0 1650 1 480 0 0 — —
4 0,03 22,0 2 020 1 810 0 0 — —•
5 0,04 33,5 3 070 2 750 1 2,9 — —
6 0,05 34,0 3 120 2 800 4 11,6 — —
7 0,06 41,5 3 800 3 400 6 17,4 — —
8 0,07 40,0 3 670 3 290 11 32,0 — —
46 0,45 5,5 503 450 4 11,6 —
: 47 0,46 6,0 550 491 2 5,8 —
48 0,47 5,5 503 450 — — — —
49 0,48 з.о 275 242 — — —
50 0,49 3,о 275 242 — — —
а, щ и р — коэфициенты (см. 33544 и 33545). В данном случае Р = 91,5 и а = 2,9;
— коэфициент передачи, зависящий от геометрических соотношений шасси
(имеется в расчетных данных). В дгнном случае <р = 0,895.
ПРИМЕЧАНИЕ. Графы 8 и 9 не заполнялись, так как на данной осциллограмме регистрации обжатия
пневматика не было. Они заполняются аналогично графам 6 и 7.
26
Испытания шасси
33551—33564
На фиг. 33551 — II по данным граф 5 н 7 построена экспериментальная кривая усилий по
.ходу стойки; на этой же диаграмме нанесена пунктиром теоретическая кривая.
Фиг. 33551-11
Из сравнения диаграммы работы амортизационной стойки, полученной по данным экспери-
мента, с теоретической диаграммой видно, что:
движение стойки начинается при усилиях, значительно превосходящих расчетные;
усилия на поршень быстро нарастают в начале его движения, доводя до максимума,
и при дальнейшем движении постепенно спадают;
максимальный ход поршня меньше расчетного почти на 35%.
Эти результаты испытания шасси свидетельствуют об излишней жесткости амортизатора.
ИСПЫТАНИЕ ШАССИ НА МНОГОКРАТНЫЙ УДАР 33560
До испытания на многократный удар амортизационная стойка, как правило, 33561
должна быть испытана на копре для определения правильности ее работы.
Во всяком случае должна быть получена уверенность в правильности работы
амортизационной стойки перед испытанием на многократный удар.
Перед испытанием на многократный удар должны быть получены кривая 33562
вертикальных перегрузок в области центра тяжести самолета при взлете
и "максимальное обжатие стоек.
Для снятия кривой перегрузок устанавливают прибор с автозаписью (например, перегру-
зочный прибор типа DVL) и включают его при разбежке перед взлетом и при посадке с после-
дующей пробежкой. Запись повторяют не менее чем при трех взлетах-посадках.
Максимальное обжатие стойки можно замерить разными способами. Самый простой из них— , .
надеть легкое колечко на шток поршня амортизатора и по положению колечка после посадки
определить максимальное обжатие стойки.
По кривой перегрузок определяют число явно выраженных ударов при
одном взлете-посадке самолета и принимают его за число сбрасываний шасси
на копре, эквивалентное одному взлету-посадке самолета.
Если за отсутствием соответствующей аппаратуры нет возможности снять
кривую перегрузок, то грубо приближенно можно принимать, что одному
взлету-посадке соответствуют 6 сбрасываний на копре.
Для испытаний на многократный удар шасси на копре должно быть уста- 33563
новлено в таком положении, какое оно занимает при стоянке самолета.
Режим испытания регулируется высотой сбрасываний, которая устанавли- 33564
вается на основании предварительных испытаний с таким расчетом, чтобы
перегрузка была равна 0,85 п|.
27
33565-33579
Испытания шасси
33565
33566
33567
33570
33571
33572
33573
33574
33575
34576
33577
33578
33579
В процессе испытаний необходимо следить за обжатием амортизационной
стойки и при увеличении обжатия проверить давление в стойке. В случае
значительных отклонений от установившейся величины обжатия или обнаружения
течи смеси стойку следует разобрать, осмотреть и устранить замеченные
неполадки.
Следует периодически производить тщательный осмотр шасси и узлов кре-
пления с целью обнаружения остаточных деформаций и трещин.
Осмотр шасси следует вести вначале после каждого сбрасывания, затем,
примерно до пятидесяти сбрасываний, через десять сбрасываний и далее через
пятьдесят.
Испытание шасси продолжается до тех пор, пока число сбрасываний не
будет соответствовать 1 000 взлетам-посадкам, если до этого ни один из эле-
ментов шасси не разрушится и не даст заметных остаточных деформаций.
Шасси, выдержавшее такое число сбрасываний, считается прочным на много-
кратный удар.
ОСНОВНЫЕ МЕРОПРИЯТИЯ ПО ТЕХНИКЕ БЕЗОПАСНОСТИ
Основные силовые элементы шасси до испытания на удар должны пройти
предварительное рентгеновское просвечивание для выявления дефектов, могущих
повлечь разрушение шасси в процессе удара.
Амортизационная стойка должна пройти обычные для приема в эксплоата-
цию гидравлические испытания на герметичность и прочность.
Во время монтажа шасси на копре последний должен лежать на опорах,
исключающих возможность его падения.
При поднятом шасси, когда копер висит на замке, ни один из участников
испытания не должен находиться под копром.
На случай разрушения шасси при ударе следует установить специальные
опоры, которые должны задержать падение копра. Опоры устанавливаются
с таким расчетом, чтобы был обеспечен ход копра при полном обжатии стойки
и пневматика и оставался запас хода порядка 100 мм.
Замер высоты подъема шасси перед сбрасыванием следует производить
дистанционно, например, при помощи нивелира и рейки.
При подборе высоты сбрасывания необходимо строго соблюдать указания,
данные в 33546, чтобы нагрузка на колесо не превзошла максимальной допу-
стимой эксплоатационной.
В случае невозможности выделить для испытаний изолированное от других
работ помещение передняя часть копра должна быть ограждена щитами из
листового железа толщиной не менее 5 мм.
Во время испытаний не разрешается производить какие-либо работы вблизи,
копра и на участках, не прикрытых щитами. Работники, непосредственно заня-
тые на испытании, должны находиться за надежным укрытием, гарантирующим
их полную безопасность.
ДИНАМИЧЕСКИЕ ИСПЫТАНИЯ УСТАНОВОК
БОМБАРДИРОВОЧНОГО ВООРУЖЕНИЯ
ИСПЫТАНИЯ НА ВИБРАЦИИ И НА РАСТРЯСКУ
Испытаниям на вибрации и на растряску подвергаются бомбодержатели
и торпедодержатели всех типов, замки держателей и электросбрасыватели.
Испытания держателей на вибрацию производятся для проверки надежности
работы механизмов замков держателей и надежности контровки всех нарезных
деталей их. Испытания производятся на специальном вибростенде.
На фиг. 33612 изображен вкбростенд конструкции ЦАГИ. Вибростенд состоит из
рамы 1, укрепленной на четырех рессорах 2; силовозбудитель 3, в виде эксцентрично закреп-
ленного груза, посажен иа валу, проходящем через раму 1, и приводится во вращение гибким
валом 4, соединенным с редуктором. Изменением числа оборотов мотора и положения груза
силовозбудителя регулируются частота и амплитуда колебаний.
Испытываемый держатель 5 с подвешенным грузом закреплен на ферме 6, которая бол-
тами скреплена с рамой 1.
33600
33610
33611
33612
Фиг. 33612
Частота колебаний должна соответствовать эксплоатационному числу
оборотов мотора того самолета, на который должен быть поставлен держатель.
Если станок дает постоянное число колебаний, то оно должно быть равно
1 600—2 000 колебаний в минуту.
Амплитуда колебаний должна быть в пределах 0,5—1 мм.
При испытании на вибрацию бомбы должны быть подвешены на все замки
держателя.
Испытания производятся при открытых предохранителях; продолжительность
испытания от 5 до 10 часов.
После окончания испытания на вибрацию производится нормальное сбра-
сывание бомб на работающем стенде от электропривода.
Испытания держателей на растряску проводятся с целью выявления на- 33613
дежности крепления бомбы и держателя к самолету и должны воспроизводить
тряску при грубых посадках и взлетах.
Испытания производятся на специальном стенде.
На фиг. 33613 показан один из возможных вариантов растрясочного стенда (конструкции
ЦАГИ), на котором возможно получить перегрузки от и=2 до п=5. Стенд состоит из по-
движной рамы 1, на которую крепится ферма 2 с закрепленным держателем 3. Эксцентрик 4
посажен на валу, подшипники которого укреплены на неподвижной раме 5. При вращении
эксцентрик 4 давит на ролик 6, закрепленный на подвижной раме, и, сжимая буферные пру-
жины 7, сообщает раме колебательные движения, создавая этим соответствующие перегрузки.
Величина перегрузки регулируется изменением числа оборотов мотора, который через
редуктор 8 вращает вал эксцентрика.
29
33613—33621
Испытания установок бомбардировочного вооружения
Продолжительность испытания—от 1 до 2 часов.
Все замеченные недостатки или деформации каких-либо частей установки
обязательно фиксируются с последующим внесением их в протокол испытаний.
Фиг. 33613
Установка считается выдержавшей испытание, если после окончания рас-*
тряски держатели и механизмы замков держателя работают нормально, отсут-
ствуют значительные деформации установки и если в течение всех испытаний
на растряску не было случаев падения груза с держателя.
33614 Электросбрасыватели подвергаются испытаниям на вибрацию и растряску
по типу испытаний оборудования самолета (см. 45000).
33620 ИСПЫТАНИЯ НА ВЫНОСЛИВОСТЬ И ИЗНАШИВАЕМОСТЬ
33621
Испытание держателей
Испытание держателей всех типов на выносливость и изнашиваемость произ-
водится при положении держателя, соответствующем стоянке самолета на земле.
Из испытаний определяются срок службы держателя и необходимый запасной
комплект деталей.
Держатель испытывается на подъем и сбрасывание максимального калибра
бомб, предназначенных для данного держателя. Количество подъемов и сбрасы-
ваний указано в табл. 33621.
Таблица 33621
№ п/п Максимальный калибр подвешиваемых бомб Количество подъемов и сбрасываний
1 100 кг 700
2 500 кг 500
- - • 3 свыше 500 кг 300
При испытании балочных держателей и отдельно замков можно испытания
производить только на сбрасывание. Нагрузку на замки при этом возможно
давать посредством рычажной системы, но так, чтобы величина нагрузки не
менялась до полного и окончательного открытия механизмов замка.
Перед началом испытаний с механизмов замка удаляется смазка, замок
промывается в обезвоженном керосине, протирается насухо или просушивается,
после чего производится осмотр и замеряются основные контрольные размеры,
которые могут подвергнуться изменению и изнашиваемости и изменение которых
повлечет за собой ухудшение работы агрегата.
Контрольные размеры проверяются через каждые 10% установленного
общего числа сбрасываний; при этом отмечается характер замеченных изменений.
Замена неосновных частей в процессе испытаний допускается после того*
как проведено 50% нагружений, требуемых по программе.
70% сбрасываний производится от электросбрасывателя и 30%—от меха-
30
Испытания установок бомбардировочного вооружения
33621-33623
нического сбрасывателя, причем количество сбрасываний на „актив" должно
составлять примерно 90% от общего количества сбрасываний, а остальные сбра-
сывания производятся на „пассив".
При испытаниях кассетного бомбодержателя указанное выше количество
сбрасываний производится с каждого замка.
Для пикирующих держателей 60% сбрасываний производят в условиях , -
горизонтального полета и 40% на максимальных углах пикирования, допуска-
емых держателем.
Испытание сбрасывателей 33622
Испытание механических (аварийных) сбрасывателей на
выносливость и изнашиваемость производится при установке сбрасывателя в
рабочем положении.
К сбрасывателю в местах выхода тросов или тяг управления прикла-
дывается нагрузка, равная примерно силе натяжения тросов или тяг управления,
после чего ручка сбрасывателя приводится в движение во всех возможных
направлениях резкими движениями руки. Общее количество движений ручки
должно составлять примерно 1500 ходов, из которых 1000 ходов на „актив"
и 500 на „пассив".
Перед началом испытаний сбрасыватель освобождается от смазки, про-
мывается в обезвоженном керосине и просушивается.
При испытаниях особое внимание должно быть обращено на деформацию
деталей стопорения ручки, прочность самой ручки и крепления сбрасывателя
к самолету.
Наблюдения за поведением частей сбрасывателя и проверку их следует
производить через каждые 10% общего числа движений, установленного про-
граммой испытаний.
Испытание электросбрасывателей на выносливость и изнашива-
емость производится в виде многократных включений сбрасывателя при всех
возможных вариантах нагружения. Количество включений по каждому из вари-
антов должно составлять примерно 1 000.
Испытания электросбрасывателей производятся в лабораторных условиях
при нормальной температуре.
При испытании должно быть обращено внимание на четкость работы
контактов сбрасывателя и надежность всех соединений, на возможность обра-
зования люфтов в местах вращений и правильность показаний лимба.
Наблюдения следует производить через каждые 100 включений электро-
сбрасывателя.
Электросбрасыватель должен испытываться при рабочем напряжении,
соответствующем работе электросбрасывателя на самолете.
Испытание системы подъема 33623
*
Испытание на выносливость и изнашиваемость ручных лебедок и всевоз-
можных переходных механизмов, связанных с системой подъема, производится
в виде многократного повторения рабочего процесса при максимальной допус-
тимой расчетной нагрузке на агрегат.
Количество подъемов должно быть:
для груза 100 кг - 1 500, ' .-
250 кг — 1 000,
„ „ 500 кг— 500.
Высота подъема берется равной двум метрам при нагружении троса на 0,75
его общей длины через переходные ролики в соответствии с рабочей схемой
на самолете. Допускается замена троса.
При испытании особое внимание обращается на поведение и работу троса
подъема, на возможные деформации деталей стопорения от движения груза
вниз, на появление люфтов в местах вращения деталей и узлах крепления
лебедки и других переходных механизмов к самолету. Наблюдения и записи
происшедших изменений следует производить через каждые 100 подъемов.
33700 ИСПЫТАНИЕ ЛОПАСТЕЙ ВИНТОВ НА ВЫНОСЛИВОСТЬ
33710 ОПИСАНИЕ УСТАНОВКИ ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ
33711 Для проведения испытаний на выносливость собранный винт подвешивается
на амортизационных шнурах диаметром 15 — 25 мм к прочным деревянным коз-
лам или специальной металлической раме из коробчатого или углового железа.
Деревянные козлы или металлическая рама должны быть достаточно жесткими
и иметь необходимые распорки и подкосы для того, чтобы не получилось рас-
шатывания при вибрациях.
33712 Колебания вызываются вибратором, приводимым в движение электромото-
ром постоянного тока. На фиг. 33712 показана установка возбудителя колеба-
ний: к втулке винта посредством хомутов 1 прикрепляется железная пласти-
на 2, на которой устанавливается эксцентриковый вибратор 3, приводимый в
движение электромотором постоянного тока 4 мощностью 1 — 1,5 кет. Вибра-
тор соединяется с мотором при помощи короткого дюритового шланга 5. Мо-
тор жестко укрепляется на специальной раме 6, собранной из монтажного ма-
териала. Число оборотов электромотора регулируется реостатом 7.
Фиг. 33712
Высота рамы и длина амортизаторов, на которых подвешен винт, должны соответствовать
друг другу, так, чтобы дюритовый шланг при работе не изгибался.
33713 Для измерения амплитуд устанавливаются амплитудомеры — мерные кли-
нышки (см. 33123). Для определения числа колебаний лопасти устанавливается счет-
чик оборотов. Если счетчика оборотов нет, должен быть подготовлен тахометр
для периодической проверки числа оборотов мотора; число колебаний лопасти
в этом случае определяется по времени работы мотора.
33720 ОПРЕДЕЛЕНИЕ РЕЖИМА ИСПЫТАНИЙ
33721 Режим испытаний на выносливость выбирается следующим образом. На
диаграмме Смита (фиг. 33721) выбирается расчетная точка, соответствующая
наиболее напряженному месту лопасти. Эта расчетная точка определяется ста-
тическим напряжением аст и динамическим од .
32
Испытание лопастей впнтов
33721—33733
Берется динамическое напряжение соответствующее контуру диаграммы
Смита при статическом напряжении 5ст = зто, и предел выносливости при симмет-
ричном цикле напряжение од, которое должно
иметь место при испытаниях на выносливость,
определяется как наибольшая из двух величин:
и 0,75 ада.
°i
Для того, чтобы получить при испытаниях
это напряжение на лопасти в том месте, ко-
торому соответствует рассматривавшаяся точка
на диаграмме Смита, устанавливается прибор,
при помощи которого можно определить напря-
жения при вибрациях при некоторой произ-
вольно выбранной амплитуде (например, тензо-
граф типа DVL). Если при этой амплитуде а
получаются напряжения ад, то считая, что
напряжение приблизительно пропорциональны
амплитуде, можно определить ту амплитуду А,
при которой в рассматриваемом месте лопасти
получается требуемой напряжение од :
Определенную таким образом величину амплитуды следует установить
подбором эксцентриситета вибратора и числа оборотов мотора, вызывая резонанс-
ные колебания.
Обычно амплитуды лопастей винта несколько отличаются Друг от друга. Для уравнивания
амплитуд на концах лопастей, имеющих меньшие амплитуды, крепятся грузики (фиг. 33712).
ПРОВЕДЕНИЕ ИСПЫТАНИЯ
Испытания должны вестись непрерывно.
В процессе испытаний амплитуду необходимо периодически проверять.
Обычно проверку производят через каждые 15 мин. В случае, если амплитуда
растет или падает, ее приводят к нужной величине, регулируя обороты мотора.
Лопасть считается выдержавшей испытания на выносливость, если она
совершила 107 колебаний и не разрушилась.
33722
33730
33731
33732
33733
СОДЕРЖАНИЕ
Стр. №
Испытание крыла на выносливость............................... 3 33100
Испытание подмоторной рамы на выносливость при вибрациях...... 6 33200
Испытание бензобаков на выносливость и герметичность при вибрациях 12 33300
Динамические испытания пневматиков, колес и тормозов......... 14 33400
Испытания шасси на удар ...................................... 20 33500
Динамические испытания установок бомбардировочного вооружения . . 29 33600
Испытание лопастей винтов на выносливость....................32 33700
Для служебного пользования
Экз. №---------
РУКОВОДСТВО
для
КОНСТРУКТОРОВ
Том I
ОПРЕДЕЛЕНИЕ
ВИБРАЦИОННЫХ
ХАРАКТЕРИСТИК
— 34000 —
ИЗДАНИЕ 2
: ИЗДАТЕЛЬСТВО
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НКАП
19 4 3
Составили:
В. А. АВАЕВ, инженер
И. В. АНАНЬЕВ, кандидат технических наук
Д. Ю. ПАНОВ, доктор технических наук
А. И. ПОЖАЛОСТИН, инженер
Редактор раздела 4 части 3(34000)
М. В. КЕЛДЫШ, доктор физико-математических наук
Редактор части 3 (30000)
С. Н. ШИШКИН, докто р технических наук
Редактор Руководства для конструкторов
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
Ответственный редактор А. А. Горяйнов
Объем 33/4 печ. л., 42 880 зн. в печ. л.
Подписано к печати 20/Ш 1943 г.
Учетно-авторских листов 4
ЦВЦ РККА № 4770
Тип. изд-ва БНТ НКАП
Зак. № 129
ТИПОВАЯ ПРОГРАММА ИСПЫТАНИЙ САМОЛЕТА 34100
НА ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЧАСТОТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЧАСТОТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК КРЫЛА 34110
Частоты собственных колебаний изгиба и кручения определяются на само- 34111
лете, подвешенном на амортизационных шнурах.
Определяются: 34112
частота собственных колебаний изгиба,
частота собственных колебаний кручения.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Для крыла с мотором должна быть определена частота собственных
колебаний кручения 2-го тона, характеризующихся тем, что мотор перемещается в сторону,
противоположную перемещению крыла.
2. Если испытывается самолет с убирающимся шасси, оно должно быть убрано.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЧАСТОТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ЭЛЕРОНОВ 34120
Самолет может быть подвешен, подперт на козлах или находиться в по- 34121
ложении стоянки на трех точках.
Определяются частоты симметричных и антисимметричных колебаний эле- 34122
ронов:
со свободной ручкой,
с жестко закрепленной ручкой.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЧАСТОТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ГОРИЗОНТАЛЬНОГО 34130
ОПЕРЕНИЯ
Самолет может быть подвешен, подперт на козлах или находиться в поло- 34131
женин стоянки на трех точках на ослабленных пневматиках.
Определяются: , 34132
частота собственных колебаний изгиба стабилизатора со свободными
рулями,
частота собственных колебаний кручения стабилизатора со свободными
рулями,
частоты симметричных и антисимметричных колебаний руля высоты:
со свободной ручкой,
с жестко закрепленной ручкой.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЧАСТОТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ХВОСТОВОЙ 34140
ЧАСТИ ФЮЗЕЛЯЖА
Самолет должен быть подвешен на амортизаторах. Хвостовая часть его 34141
должна содержать все агрегаты нагрузки.
Определяются: 34142
частота собственных колебаний изгиба в вертикальном и горизонталь-
ном направлениях,
частота собственных колебаний кручения.
ОБЩЕЕ ЗАМЕЧАНИЕ 34150
В протоколах испытаний обязательно указывать, к какой форме колебаний 34151
относится каждая частота.
. з
34200 ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЧАСТОТНЫХ
ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТОВ
34201 Для определения частот собственных колебаний частей самолета обычно
применяется резонансный метод, который состоит в следующем.
На испытываемую часть самолета устанавливаются вибраторы при помощи
хомутов или зажимов.
Вибраторы соединяются гибким валом с мотором постоянного тока, снаб-
женным реостатом. Изменяя с помощью реостата число оборотов мотора, ме-
няют число оборотов вибраторов, доводя их до совпадения с частотами соб-
ственных колебаний частей самолета, на которых они установлены.
Число оборотов в минуту, при котором наступает резкое увеличение
амплитуд колебаний испытываемой части самолета, и принимается за ее частоту
собственных колебаний (число колебаний в минуту). При дальнейшем увели-
чении числа оборотов вибратор переходит зону резонанса, и амплитуды коле-
баний конструкции значительно уменьшаются.
34202 При определении частотных характеристик по полной программе (см. 34100)
самолет должен быть подвешен на резиновых амортизаторах.
При любой схеме подвески самолета длина резиновых амортизаторов в нерастянутом состоя-
нии должна быть не меньше 1 м. Шнуры должны быть подобраны так, чтобы полная вытяжка
шнуров при подвешенном самолете была примерно равна 40 — 45% их длины в нерастянутом со-
стоянии.
34203 Хвостовая часть самолета должна быть полностью загружена весом всех
агрегатов, размещаемых в ней.
34204 Испытание желательно проводить дважды: с наполненными и пустыми
крыльевыми баками.
34205 При необходимости определить только частоты собственных колебаний
элеронов, рулей или горизонтального оперения самолет может быть подперт
под крылья или находиться в положении стоянки на трех точках на ослаблен-
ных пневматиках.
34206 Установка самолета должна производиться в помещении, которое может
быть затемнено, что необходимо для производства наблюдений за показаниями
зеркальных виброскопов, употребляемых для определения форм колебания са-
молета.
По той же причине самолет должен быть установлен так, чтобы спереди,
сзади и с одног^ из боков его было оставлено свободное место не меньше
8— 10 м для установки экранов, необходимых при пользовании зеркальными
виброскопами.
34210 ОБОРУДОВАНИЕ И ПРИБОРЫ
34211 Для проведения испытаний необходимо следующее оборудование и при-
боры: '
Мотор постоянного тока мощностью около 0,75 кет на 220 в, с числом
оборотов не менее 2000 об/мин.
Умформер с генератором постоянного тока на 220 в мощностью около
1 кет.
Движковые реостаты (типа Рустрат): для цепи якоря — 40 ом на 5 а>
для цепи шунта—300 ом на 0,5 а.
4
Частотные характеристики самолета
34211-34221
Дюритовый шланг соответствующего диаметра для соединения мотора
с вибратором.
ы типа ЦАГИ: В-2 — 4 шт. 2ВС 2^ — 2 шт.
1ВЭ зооо-1 шт’ 2ВЭзббо —1 Шт'
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. В обозначении марки вибраторов впереди стоящие цифры
и буквы (1ВЭ, 2ВЭ)-обозначают тип вибратора; сзади стоящая дробь в числителе
указывает максимальную силу вибратора в кг при его максимальном числе оборотов
в минуту, указанном в знаменателе.
2. Рабочие чертежи всех указанных вибраторов можно получить в ЦАГИ.
3. Два последних вибратора удобно приводить в действие мотором постоянного
тока мощностью около 100 вт с регулировочным реостатом.
Виброскопы для получения на экране в увеличенном масштабе пере-
мещений отдельных точек вибрирующей конструкции.
Ручной стробоскоп для наблюдения за направлением движения на экране
световых точек от виброскопов.
По этим направлениям судят о форме колебаний отдельных частей самолета.
Тахометр, дающий показания в пределах от 25Q об/мин до максималь-
ного числа оборотов мотора.
Виброграф типа Аскания или Гейгер.
Набор шайб из свинца для изменения момента инерции хомута
(см. фиг. 34211):
25 шт. по 0,5 кг,
25 шт. по 1,0 кг.
Фиг. 34211. Свинцовые дополнительные грузы
Секундомер.
Трансформатор для питания лампочек виброскопов.
Хомуты для крепления вибраторов к крылу, к фюзеляжу и стабили-
затору.
ПОДГОТОВКА К ЭКСПЕРИМЕНТУ С КРЫЛЬЯМИ И ФЮЗЕЛЯЖЕМ 34220
Производится подвеска самолета, как указано на фиг. 34221—I (см. 34202), 34221
и установка хомутов для вибраторов (фиг. 34221—II).
На крыле моноплана хомут устанавливается в средней части крыла на
нервюре, ближайшей к элерону (фиг. 34221—I).
Крыло моноплана с подкосами испытывается при двух положениях хомута:
1) посредине пролета, 2) на консольной части, на расстоянии одной четверти
длины консоли от узлов подкоса.
На фюзеляже хомут устанавливается на хвостовой части по шпангоуту,
ближайшему к началу киля.
5
34221
Частотные характеристики самолёта
6
Частотные характеристики самолета
34221
Отверстие <Ц0
Хомут для крыла с хордой меньше 1,5 м
Хомут для крыла с хордой больше 1,5 м
Сечение а-а
фтера 'Ж
Фанера 3-5лиг Д
Сечение b~b
ьо Н
±
Войлок 2-Змм
-50
7
34222-34231
Частотные характеристики самолета
34222 Вибраторы монтируются на хомутах (фиг. 34222) и к ним присоединяется
электромотор.
Фиг. 34222. Хомут с прикрепленными к нему вибраторами
для установки на крыле
При установке вибраторов В-2 или 2ВС для определения частот собственных колебаний
изгиба они соединяются таким образом, чтобы их неуравновешенные массы занимали по отноше-
нию к соединяющему их валу одинаковое положение (например, грузы обоих вибраторов находятся
вверху или внизу).
При установке вибраторов для определения частот собственных колебаний кручения соеди-
нение их валом производится таким образом, чтобы грузы занимали противоположное положение
относительно вала (например, груз одного вибратора внизу, а другого — наверху).
34223 Производится установка виброскопов. Схема расстановки виброскопов при
испытании крыла и фюзеляжа изображена на фиг. 34223.
Схема расстановки виброскопов на двухмоторном
самолете при испытании крыла и фюзеляжа
Фиг. 34223
Для удобства эксперимента световые лучи всех виброскопов, установленных на самолете,
следует направлять на общий экран. Если по ходу эксперимента приходится лучи от одной части
виброскопов направлять на один экран, а от другой части — иа другой, то необходимо выбрать на
самолете'такую точку, откуда можно одновременно направить лучи от двух виброскопов по од-
ному на каждый экран.
34230 ИСПЫТАНИЕ НА ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЧАСТОТ СОБСТВЕННЫХ КОЛЕБАНИЙ
ИЗГИБА КРЫЛА И ФЮЗЕЛЯЖА В ВЕРТИКАЛЬНОМ НАПРАВЛЕНИИ
34231 Включается ток. Медленно повышается число оборотов мотора.
При этом необходимо непрерывно следить за показаниями тахометра и наблюдать (нево-
оруженным глазом) за показаниями виброскопов.
8
Частотные характеристики самолета
34231 —34234
Определяется резонанс.
Резонанс не может считаться найденным, если не был перейден максимум
амплитуд.
Резонанс обнаруживается по следующим характерным особенностям пове-
дения тахометра и конструкции.
При наступлении резонанса, несмотря на то, что реостаты будут выводиться
с постоянной скоростью, число оборотов мотора или вовсе не будет возрастать,
или будет возрастать значительно медленнее, чем то происходило до наступления
резонанса, амплитуда же колебаний конструкции будет быстро возрастать.
При дальнейшем выводе реостатов в некоторый момент число оборотов
мотора резко возрастает, а амплитуда колебаний значительно цаддет. Этот мо^
мент соответствует выходу конструкции из резонанса.
После 1-го найденного резонанса может быть найден 2-й, 3-й и т. д. в зави-
симости от жесткости конструкции и диапазона чисел оборотов мотора и вибра-
34232
Фнг. 34232.
Формы колебаний изгиба самолета
тора, так как каждый следующий резо-
нанс лежит в области ббльших частот,
ПРИМЕЧАНИЕ. Необходимо иметь в виду,
что, несмотря на то, что вибраторы установлены
иа одной части конструкции (например, на
крыле), резонировать может как эта часть
конструкции (крыло), так и другие (например,
фюзеляж). Вернее, будут происходить совмест-
ные изгибные колебания крыла и фюзеляжа н
горизонтального оперения. Формы колебаний
самолета при этих резонансах изображены на
фиг. 34232. Метод'распознавания частот и опре-
деления, какую частоту надо отнести к крылу,
а какую к фюзеляжу, указаны в 34235.
Если амплитуды колебаний кон-
струкции достиглй значительных вели-
чин, при которых виброскопы начинают
неспокойно работать, а резонанс не най-
ден или не может быть перейден, сле-
дует остановить мотор и сменить грузы
вибраторов на более легкие. Если ампли-
туды колебаний малы при полной за-
грузке вибраторов свинцовыми грузами,
необходимо заменить вибраторы более
сильными или удвоить их число.
После того, как будет обнаружен
резонанс и соответствующая ему частота
колебаний несколько раз проверена по
показаниям виброскопов и тахометра
так, как указано в 34231, приступают к
определению формы колебания самолета.
С этой целью при помощи стробоскопа
определяют направления взаимных пере-
мещений на экране световых точек от
виброскопов, занося их в протокол испы-
тания (см. табл. 34234).
Для наблюдения стробоскоп настра-
34233
34234
ивается на частоту, несколько отличаю-
щуюся от частоты колебаний конструкции, так, чтобы периодические колебания
световых точек казались происходящими достаточно медленно и можно было
бы рассмотреть направления их взаимных перемещений на экране.
Например, если форма колебаний самолета будет такая, как изображена вверху на фиг, 34232,
а расположение виброскопов будет такое, как изображено слева на фиг. 34223, то световые точки,
принадлежащие виброскопам 1, 4, 5, 6, 7 и 8, будут перемещаться в одну сторону, в то время как
световые точки, принадлежащие виброскопам 9, 10, 11, 12, 13 и 14, будут перемещаться
2
9
34234-34235
Частотные характеристики самолета
в противоположную сторону. В протоколе испытания (табл. 34234) этот процесс наблюдения будет
записан так, как указано в первой строке для условной частоты р{ = 800 кол/мин.
При том же расположении виброскопов,.при форме колебаний, изображенной посредине на
фиг. 34232, результат наблюдения будет записан так, как указано во второй строке протокола для
условной частоты р2 = 1 000 кол/мин.
При форме колебаний, изображенной внизу на фиг. 34232, результат наблюдения будет
записан так, как указано в третьей строке протокола для условной частоты р3~ 1500 кол/мин.
ПРОТОКОЛ № . . .
Таблица 34234
частотных характеристик самолета
испытания по определению
Самолет .-------------—--------------
Дата испытания ----------------------
Место испытания----------------------
Аппаратура
1. Тахометр №---------------—
2. Стробоскоп №---------------
3. Вибраторы на крыле, №------
4. Вибраторы на фюзеляже, №—1—
5. Вибраторы на элероне, №----
6. Вибраторы на рулях, №------
Данные по самолету
1. Схема установки самолета—подвешен на шну-
рах за хомуты.
2. Степень готовности самолета — полная, без
окраски.
3. Положение шасси — убрано.
4. Нагрузка фюзеляжа — полная.
5. Нагрузка крыла — без горючего.
Испытание производил-------------------------
Начальник лаборатории-------------------------
ПРИМЕЧАНИЕ. К протоколу должна составляться объяснительная записка, в которой
подробно должны быть описаны полученные формы колебаний самолета со схематической
иллюстрацией их.
34235
Чтобы определить, какая из замеренных частот относится к крылу,
а какая — к фюзеляжу или горизонтальному оперению, необходимо рассмотреть
полученные формы колебаний самолета и ту последовательность, с которой
эти формы возникли. Надо иметь в виду, чТо характерным для резонирующей
части самолета является наличие на ней узлов, т. е. неподвижных точек на ее
упругой линии колебаний (точки а на фиг. 34232). Так, например, если после-
Частотные характеристики самолета
34235 - 34241
довательность возникновения форм колебаний была такая, как изображено на
фиг. 34232 (сверху вниз), то форма колебаний, изображенная на верхнем чер-
теже фиг. 34232, будет соответствовать резонансу изгиба крыла, форма коле-
баний, изображенная на среднем чертеже фиг. 34232, будет соответствовать
изгибу фюзеляжа, а форма колебаний, изображенная на нижнем чертеже
фигуры, — изгибу горизонтального оперения.
Необходимо иметь в виду, что вибраторы, установленные, например, на
крыле, могут вызвать, кроме колебаний изгиба фюзеляжа, еще кручение его или
резонанс какой-нибудь другой части самолета. Ясность таких резонансов может
быть различной. Во всяком случае они должны быть отмечены в протоколе при
обязательном условии последующей проверки их путем соответствующей установки
вибраторов на этих частях самолета.
Чтобы избежать возможной ошибки, приняв форму колебаний самолета при
резонансах моторамы за колебания крыла или фюзеляжа, необходимо перед
определением частотных характеристик самолета предварительно определить
частоты собственных колебаний изолированной, жестко закрепленной на колоннах
моторамы (с полной массовой нагрузкой ее). То же относится и к шасси, если
предполагается определять частотные характеристики самолета с выпущенным
шасси.
Возможны случаи, когда будут иметь место совпадения частот различных
частей самолета, например, частоты изгиба фюзеляжа в вертикальном направлении
с частотой изгиба горизонтального оперения. В таком случае одна из указанных
на фиг. 34232 форм колебаний самолета (например, по среднему чертежу) не будет
получена при эксперименте.
Чтобы убедиться в том, что в данном случае нет ошибки в эксперименте,
необходимо произвести искусственное
разделение резонансов этих частей само-
лета (в указанном примере достаточно
будет на концах стабилизатора укрепить
добавочные массы; частоты колебаний
при этом снизятся как для горизонталь-
ного оперения, так и для фюзеляжа, но
для горизонтального оперения это сни-
жение будет относительно большим и
вследствие этого можно будет обнару-
жить отделенные друг от друга резо-
нансы этих частей самолета; таким обра-
зом, будет подтверждено ранее имев-
шее место совпадение резонансных
частот).
Для определения резонанса гори-
зонтальных колебаний фюзеляжа на хо-
муте фюзеляжа устанавливаются вибра-
торы, смонтированные для вызова коле-
баний изгиба.
Определение резонанса горизон-
тальных колебаний изгиба производится
методом, изложенным выше (34231).’
Схема расстановки виброскопов указана на фиг. 34236. При такой расстанов-
ке виброскопов световые лучи надо направлять вверх.
Фиг. 34236. Схема расстановки виброскопов
при определении горизонтальных колебаний
фюзеляжа
34236
ИСПЫТАНИЕ НА ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЧАСТОТ СОБСТВЕННЫХ КОЛЕБАНИЙ
КРУЧЕНИЯ КРЫЛА
После определения резонанса изгиба крыла вибраторы перестанавливаются
для вызова колебаний кручения (см. 34222).
Необходимо проследить за тем, чтобы хомут плотно сидел на крыле.
34240
34241
11
34242-34246
Частотные Характеристики самолета
34242 Для одномоторных самолетов определяется один резонанс кручения
(1-й тон).
Для двухмоторных самолетов определяются два резонанса кручения
(1-й и 2-й тон).
Способ определения резонансов такой же, кйк описанный в 34230.
В табл. 34234 дана протокольная запись резоНаиса кручения крыла для условной Частоты
pi = 1 800 кОл/мин.
34243 После определения резонансов, указанйыХ в 34242,’ мотор останавли-
вается й йа хомут прикрепляют болтамй добавочйые грузы рядом с вйбраторами.
Вес первых добавочных грузов при применении вибраторов В-2 должен
быть ho 2 кг с каждой стороны хОмута. При применений вибраторов 2ВС вес
Добавочных грузов может быть равен 1 кг на каждую сторону.
Добавочные грузы должны быть туго затянуты болтами, чтобы не было смещения самих
Грузов при эксперименте.
34244 После постановки первых добавочных грузов испытание повторяется и
вновь определяются частоты при тех формах колебаний кручения крыла, при
которых частоты были определены ранее. Частоты колебаний должны несколько
снизиться за счет увеличения добавочного момента инерции хомута.
Если после постановки первого добавочного груза резонанс сильно снизился (больше, чем
иа 100 кол/мин), следует часть груза сиять и соответственно уменьшить величины последующих
добавочных нагрузок.
34245
34246
После проведения испытания с первым добавочным грузом проводят испы
тание со вторым, с третьим и, наконец,
с четвертым добавочным грузом. Вели-
чина добавочного груза во втором слу-
чае удваивается, в третьем случае
утраивается, а в четвертом случае
учетверяется по сравнению с первым
добавочным грузом.
Если после постановки первого
добавочного груза резонанс не сни-
зился, то ставят второй добавочный
груз и повторяют испытание. Если
и при этом нет заметного понижения
резонанса, то на этом испытание за-
канчивается и за собственную частоту
крыла принимается частота резонанса
(см. 34242).
Для определения частот собствен-
ных колебаний кручения строятся гра-
фики зависимости числа оборотов мо-
Фиг. 34246—1. Графическое определение ча-
стоты собственных колебаний конструкции
тора при резонансах от моментов инер- при кручении
ции хомута (фиг. 34246—I). Для этого
по оси абсцисс откладываются значения моментов инерции хомута без доба-
вочных масс и с добавочными массами, а по оси ординат — числа оборотов
мотора. На этот график наносят точки, соответствующие полученным данным
по эксперименту, и соединяют их плавной кривой. Продолжают кривую до
пересечения ее с осью ординат (ось пм). Точка пересечения даст значение
числа колебаний конструкции в минуту при нулевом моменте инерции хомута,
т. е. частоту собственных колебаний кручения конструкции.
Определение моментов инерции хомута см. 34248.
Точность в определении частот собственных колебаний, даваемая экстра-
поляционным графиком, вполне достаточна, если отношение минимального
момента инерции хомута к моменту инерции испытываемого крыла (относительно
оси жесткости) не превышает 0,4 и если хомухпри этом находится от корневого
сечения крыла на расстоянии не больше 0,4 длины консоли. При несколько
ббльших значениях указанных величин экстраполяционный график может дать
пониженное значение частоты собственных колебаний на 10— 12% по отношению
12
Частотные Характеристики самолета
34246—34248
к ее истинному значению. О порядке ошибки в каждом данном случае дает
представление график фиг. 34246 — II, составленный для крыльев постоянного
сечения по размаху.
При необходимости получения большей точности в определении частоты 34247
собственных колебаний кручения крыла (а также колебаний горизонтального
оперения, рулей или элеронов) должен быть применен электромагнитный спо-
соб вызова колебаний.
В этом случае на испытываемой части конструкции устанавливаются
легкие якори в виде железных пластин. Вблизи якорей на специальных
кронштейнах, установленных на полу помещения, в котором производится
испытание, укрепляются электромагниты. Электромагниты питаются от спе-
циального генератора переменной частоты. Путем регулировки частоты гене-
ратора могут быть вызваны импульсы магнитов различной частоты и, таким
образом, вызваны резонансы испытываемых частей.
В этом случае никаких поправок на частоты вводить не следует, так как
добавочная масса якорей ничтожна по сравнению с массами частей испыты-
ваемой конструкции.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ МОМЕНТОВ ИНЕРЦИИ ХОМУТОВ С ДОБАВОЧНЫМИ ГРУЗАМИ 34248
И БЕЗ НИХ
Для определения момента инерции хомута следует:
Снять хомут с испытанной конструкции и стянуть обе его половинки болтами так, как
это делалось при установке его на конструкцию.
Установить на нем вибраторы так же, как они были установлены при испытании.
ПРИМЕЧАНИЕ. Если производят определение моментов инерции хомута с добавочными грузами, то,
кроме вибраторов, устанавливаются те добавочные грузы, которые были при испытании, и в тех же самых
местах.
Определить вес Q хомута со всеми деталями, установленными иа нем.
Определить центр тяжести хомута со всеми деталями (фиг. 34248).
Определить период Т [сек] одного качания хомута относительно оси подвески его.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1- Ось подвески может проходить в любом месте хомута, перпендикулярно его плос-
кости.
2, Необходимо обеспечить минимум трения в оси при определении периодов качаний.
3. Для определения периода одного качания следует по секундомеру определить время нескольких
качаний и затем разделить его на число качаний (приблизительно 10 качаний).
13
34248 -34253
Частотные характеристики самолёта
Определить момент инерции хомута относительно оси, проходящей через его центр тяже-
сти, по формуле:
/Л /А
с v I 4тс2 g I ’
где Q — полный вес хомута [кг];
/ — расстояние от центра тяжести до оси качания [см];
Т — период одного качания [сек];
£ = 981 см/сек2.
Точка С (центр тяжести хомута)—пе-
ресечение двух вертикалей, прове-
денных через ребро призмы при двух
положениях равновесия хомута
Фиг, 34248. Определение центра
тяжести хомута
Для каждого хомута должны быть определены моменты инерции: Jc0 — момент инерции
хомута с установленными вибраторами; Jc 2, Jc3, Jc4 — моменты инерции хомута с вибрато-
рами и с одним, двумя, тремя и четырьмя добавочными грузами.
Момент инерции хомута относительно оси жесткости крыла определяется по следующей
формуле:
34250
34251
34252
4> = Jc + у
где Jc - момент инерции хомута относительно его центра тяжести [кг см сек2];
Q — вес хомута [кг];
g = 981 см/сек2 — ускорение силы тяжести;
d — расстояние между центром тяжести хомута и центром жесткости сечения крыла [с.лт].
ИСПЫТАНИЕ НА ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЧАСТОТ СОБСТВЕННЫХ КОЛЕБАНИЙ
КРУЧЕНИЯ ФЮЗЕЛЯЖА
Для определения резонанса кручения фюзеляжа самолет подвешивается
вибраторов (фиг. 34221—11);
34253
(фиг. 34221—1) и на него надевается хомут
на боковой стороне хомута устанавливаются
вибраторы В-2, смонтированные для вызова
колебаний кручения.
Определение резонанса колебаний кру-
чения производится обычным методом, изло-
женным в 34230.
Схемы расстановки виброскопов указаны на
фиг. 34223.
В табл. 34234 дана примерная протокольная запись
показаний виброскопов при резонансе колебаний круче-
ния фюзеляжа (для условной частоты рв=1 200 кол/мин).
ПРИМЕЧАНИЕ. При круглой форме фю-
зеляжа для виброскопов 4 и 5 (фиг. 34223) необ-
ходимо установить специальные ленты с крон-
штейнами (фиг. 34252).
При определении частот собственных ко-
лебаний кручения фюзеляжа эксперимент с до-
бавочными массами на хомуте не производит-
ся, так как момент инерции хомута с вибра-
торами практически не изменяет частоты
собственных колебаний кручения фюзеляжа.
ДЛЯ
Фиг. 34252. Лента с кронштейнами для
установки виброскопов на фюзеляже
14
Частотные характеристики самолета 34260
ИСПЫТАНИЕ НА ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЧАСТОТ СОБСТВЕННЫХ КОЛЕБАНИЙ
ИЗГИБА И КРУЧЕНИЯ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ
Для испытания горизонтального оперения на стабилизатор устанавливается
хомут с вибраторами 2ВС так, как указано на фиг. 34261—I или 34261-—II.
34264
34260
34261
Фиг. 34261-1
Фиг. 34261—II
На горизонтальном оперении хомут устанавливается по нервюре, несущей кронштейн креп-
ления руля высоты, если она расположена вблизи среднего сечения полуразмаха оперения. При
такой установке болты, стягивающие заднюю часть хомута, проходят в щели между кронштей-
ном и рулем (фиг. 34261 — 11).
Если такая установка не может быть произведена, то хомут устанавливается вблизи этого
же сечения в том месте, где сквозь стабилизатор может быть пропущен задний болт крепления,
не задевая силовых элементов стабилизатора (фиг. 34261—I).
Руль высоты должен быть установлен в нейтральном положении.
Резонансы изгиба и кручения горизонтального оперения определяют, поль-
зуясь такой же методикой, какая применяется для крыльев (см. 34230 и 34240).
Схема расположения виброскопов указана на фиг. 34263.
34262
34263
В некоторых случаях изгиб горизонтального оперения может быть получен
при помощи вибраторов 1ВЭ или 2ВЭ, устанавливаемых на стабилизаторе. Этими
же вибраторами иногда может быть вызвано кручение двухкилевого горизон-
тального оперения при установке их на вершине киля. В этом случае поправку
на влияние добавочного момента инерции можно не вводить.
34264
15
34270—34281 Частдтные характеристики, самолета
34270 ИСПЫТАНИЕ НА ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЧАСТОТ СИММЕТРИЧНЫХ
И АНТИСИММЕТРИЧНЫХ КОЛЕБАНИЙ РУЛЕЙ И ЭЛЕРОНОВ
34271 Симметричные и антисимметричные колебания рулей и элеронов опреде-
ляются в двух случаях:
при жестко закрепленной ручке управления;
при свободной ручке управления.
Для вызова колебаний употребляются вибраторы 1ВЭ или 2ВЭ.
Схема расположения виброскопов указана на фнг. 34263.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. При проведении этих испытаний надо иметь в виду, что бывают
случаи, когда резонанс симметричных и антисимметричных колебаний переходит один в дру-
гой без заметного предварительного падения амплитуд. Таким образом, визуальное наблю-
дение наступления момента резонанса по показаниям виброскопов может привести к не-
правильным выводам. Необходимо весь процесс развития и затухания резонанса просма-
тривать, пользуясь стробоскопом.
2. Экспериментальная ошибка в определении частот собственных колебаний рулей
н элеронов приближенно может быть определена нз следующего выражения:
[7 / J + J с j
а = ---j----1) 100%,
где J—момент инерции руля (или элерона) относительно осн шарниров;
Jc — момент инерции вибратора относительно той же оси.
При необходимости получения большей точности должен быть применен электро-
магнитный способ возбуждения колебаний (см. 34247).
3. Часто резонансные колебания элеронов н рулей носят слабо выраженный характер.
Поэтому для уточнения их резонансных частот необходимо производить запись колебаний
элеронов и рулей при помощи вибрографа (самописец от вибрографа Гейгера, виброграф
Аскания и т. п.).
Запись колебаний производится при непрерывном повышении числа оборотов вибра-
тора, установленного на элероне (руле), от минимального числа его оборотов до макси-
мального. Последующая расшифровка полученной таким образом виброграммы поможет
уточнить момент наступления того или иного резонанса.
4. При испытании элеронов (рулей) с весовой балансировкой в виде стержня с гру-
зом на конце его может возникнуть резонанс этого стержня, который будет сопровож-
даться колебаниями элеронов (рулей). Этн колебания легко могут быть приняты за их
резонансные колебания. Во избежание ошибки необходимо предварительно определить
частоту собственных колебаний изолированного балансира.
34272 Чтобы не допускать провисания рулей и элеронов при испытании их со
свободной ручкой управления, ручка удерживается в нейтральном положении
при помощи тонких резиновых шнуров с жесткостью порядка 0,1 кг/см.
34280 ИСПЫТАНИЕ НА ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЧАСТОТ СОБСТВЕННЫХ КОЛЕБАНИЙ
РУЛЯ НАПРАВЛЕНИЯ
34281 Частоты руля направления определяются как при свободных, так и при
жестко закрепленных педалях.
Для вызова колебаний употребляются вибраторы 1ВЭ или 2ВЭ.
ПРИМЕЧАНИЕ. При испытании рулей направления двухкнлевого оперения могут
быть обнаружены два резонанса их. При одном из них отклонения рулей будут происходить
в одинаковые стороны, а при другом—в разные стороны по отношению к плоскости
симметрии самолета.
Для последующего расчета самолета на флаттер используются данные только по
первому резонансу.
16
Частотные характеристики самолета 34290—34291
ОФОРМЛЕНИЕ РЕЗУЛЬТАТОВ ИСПЫТАНИЙ 34290
Результаты испытаний оформляются в виде протокола, форма которого 34291
приводится ниже.
(Штамп завода)
Задание----------------------(№------от------)
Результаты испытания
Название части самолета Частота собственных колебаний Форма колебаний Примечание
Испытание производил—--------------Начальник лаборатории----------------------
3
34300 РАСЧЕТ ПРОВОДКИ УПРАВЛЕНИЯ РУЛЯМИ И ЭЛЕРОНАМИ
НА РЕЗОНАНС
34310 ОБЩИЕ РЕКОМЕНДАЦИЙ
34311 Чтобы избежать возможности попадания тяг проводки управления рулями
и элеронами в резонансные колебания на режиме эксплоатационных чисел обо-
ротов мотора и винта, частота основного тона собственных колебаний каждой
тяги в минуту v не должна быть равна числам эксплоатационных оборотов
мотора и винта в минуту.
34312 Рекомендуется ставить такие тяги, у которых частота собственных коле-
баний v находится вне диапазонов:
Пэ мотора + 300 odjMtiH
и
Пэ винта 300 Об МНН.
Запас при расчете частоты собственных колебаний здесь принят, исходя из того, что рас-
четные формулы выведены без учета продольной силы, действующей в проводке от аэродинами-
ческой нагрузки иа рули или элероны. Продольная сжимающая сила уменьшает частоту соб-
ственных колебаний тяги, а растягивающая увеличивает.
34320 РАСЧЕТ ЧАСТОТ СОБСТВЕННЫХ КОЛЕБАНИЙ (ОСНОВНОГО ТОНА)
ТЯГ ПРОВОДКИ УПРАВЛЕНИЯ НА КАЧАЛКАХ .
34321 Расчет частот собственных изгибных колебаний шарнирно соединенных на
качалках тяг проводки управления (фиг. 34321) сводится к определению частот
собственных колебаний шарнирно закрепленных на концах балок по формуле:
94,2 1 /Ш . , ,
v = 1/ - [кол[мин],
где EI—жесткость тяги на изгиб [кг см2];
[кг сек21
-----о— ;
см2 J
Z — длина тяги [см].
Значения частот, подсчитанных по этой формуле для дуралевых труб, приведены в 34341.
Значения j/" — для дуралевых труб различных диаметров приведены в 34342.
18
Резонанс тяг управления
34330
34332
РАСЧЕТ ЧАСТОТ СОБСТВЕННЫХ КОЛЕБАНИЙ (ОСНОВНОГО ТОНА)
ТЯГ ПРОВОДКИ УПРАВЛЕНИЯ С РОЛИКОВЫМИ НАПРАВЛЯЮЩИМИ
ОПОРАМИ
Задача о расчете частот собственных колебаний тяг систем, изображенных
на фиг. 34331, при некоторых допущениях может быть сведена к расчету
собственных частот балок4 с соответствующими опорными условиями.
34330
34331
Фиг. 3'1331
Упругость опоры характеризуется упругой постоянной w.
Упругая постоянная, например, правой опоры тяги № 3 есть величина
силы [кг], под влиянием которой левый конец тяги № 4 прогнется на 1 сж; она
находится по формуле:
3f/
где EI—жесткость тяги № 4 на изгиб.
Аналогично определяется w и для других опор. Роликовые опоры счита-
ются жесткими.
Частота собственных колебаний тяг определяется по формуле:
V
34332
где I—характерная длина для расчета тяги [сж],
Е — модуль упругости материала тяги
I—момент инерции сечения тяги [сж4],
т — погонная масса тяги
кг!сек2
см2
а.— определяется по графикам фиг. 34332—I—IV в зависимости от характе-
ристик опорных условий; при этом упругие постоянные опор опреде-
ляются, как указано в 34331.
Частоты собственных колебаний тяг типа тяг № 6 и № 7 фиг. 34331
определяются, как указано в 34320.
19
34332
Резонанс тяг управления
График а для определения частот собственных колебаний тяг типа
тяг № 1, № 3 и № 5 фиг. 34331 приведен на фиг. 34332—I; для случая одина-
ковой упругости концевых опор следует пользоваться кривой’, соответствующей
п= 1; случай л = оо соответствует случаю тяги типа тяг № 1 и № 5.
Фиг. 34332-П. Кривая а — f(c^, где ct = -gp для расчета тяг
типа тяги № 3 фигЛ 34331. Частота собственных колебаний
определяется по формуле:
а21 /" £/
ч — 9,55 -р у — [коламин]
Частоты собственных колебаний тяг типа тяги № 9 фиг. 34331 определяются,
как для балки на трех опорах, для упрощения без учета влияния консолей.
График а для определения частоты собственных колебаний трехопорной балки
приведен на фиг. 34332—И. *
[кол/мин]
фиг.
определяется
!2=Г
ПО формуле:
Тяги типа тяг № 2 и № 4 фиг. 34331 можно рассматривать для расчета
частоты собственных колебаний как двухопорные балки с консолями, на кон-
цах которых находится по сосредоточенному грузу. Сосредоточенный груз,
20
Резонанс тяг управления
34332
приложенный к каждой консоли, равен половине веса примыкающей тяги, напри-
мер, для левого конца тяги № У—половине веса тяги № 3. График а для
определения частот собственных колебаний таких тяг приведен на фиг. 34332—III.
Фиг. 34332—III. Кривая a~f(n) для расчета тяг типа тяги №2 фиг. 34331, Частота
а2 ч /’27
собственных колебаний определяется по формуле: ч = 9,55 I/ [кол/мин]
Частоты собственных колебаний тяг типа тяги № 8 фиг. 34331 опреде-
ляются, как для балки на четырех опорах, для упрощения без учета влияния
консолей. График а для определения частоты собственных колебаний сим-
метричной четырехопорной балки приведен на’фиг. 34332—IV.
Фиг. 34332—IV. Кривая а=/(/2) для расчета тяг типа тяги Лё 8 фнг. 34331. Частота
а2-| /'~Ef
собственных колебаний определяется по формуле: ч — 9,55 у — [кол!мин]
21
34340-34341
34340
ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ
34341 Таблица частот основного тона собственных колебаний в минуту
Размеры сечения Д л > Н А T Р У Б Ы [сл<]
трубы
[мм] 40 45 50 55 60 65 70 75 80 85 90 95 100 105 ПО
ЮХ8 9270 7320 5930 4910 4120 3520 3020 2640 2310 2050 1820 1650 1480 1350 1220
12 X 9 10840 8570 6940 5740 4820 4110 3540 3090 2710 2390 2130 1930 1730 1580 1430
12 X 10 11280 8920 7220 5980 5020 4280 3680 3210 2820 2490 2220 2000 1810 1640 1490
14 X 12 13330 10530 8530 7060 5930 5050 4350 3790 3330 2940 2620 2370 2130 1940 1760
14 X 13 13990 11060 8950 7400 6200 5290 4570 3980 3490 3100 2760 2480 2240 2070 1850
15 X 12 13890 10980 8890 7360 6180 5270 4530 3960 3470 3070 2730 2470 2220 2020 1840
15Х 13 14360 11350 9190 7610 6390 5440 4690 4090 3580 3170 2830 2550 2300 2090 1900
16 X 13 14880 11760 9520 7880 6620 5640 4860 4240 3710 3290 2930 2640 2380 2170 1970
16 х 14 15360 12140 9830 8130 6830 5820 5100 4370 3830 3390 3020 2730 2460 2240 2030
16X15 15870 12530 10140 8390 7030 6000 5175 4520 3960 3520 3125 2860 2540 2280 2100
18 X 16 17430 13870 11150 9220 7750 6600 5680 4960 4350 3850 3430 3090 2790 2600 2370
18 X 17 17900 14160 11450 9510 7950 6780 5850 5100 4480 3980 3530 3180 2865 2580 2370
20 X 17 18960 14980 12130 10040 8430 7190 6190 5400 4730 4190 3730 3370 3030 2830 2570
20 X 18 19440 15370 12440 10290 8650 7370 6350 5540 4850 4290 3830 3450 3110 2910 2640
20 X 18,5 19620 15520 12550 11390 8725 7450 6420 5600 4910 4360 3880 3481 3145 2825 2600
22 X 18 20510 16210 13130 10860 9120 7780 6690 5840 5120 4530 4040 3640 3280 2990 2710
22X20 21480 16980 13750 11380 9560 8150 7010 6120 5360 4740 4230 3820 3440 3130 2840
24x22 23560 18620 15080 12480 10480 8930 7690 6710 5880 5200 4640 4180 3770 3420 3110
25X22 24060 19020 15400 12740 10700 9120 7850 6850 6010 5310 4730 4270 3850 3490 3180
25X23 24550 19400 15710 13000 10920 9310 8010 6990 6130 5420 4830 4360 3930 3560 3240
25 X 23,5 24750 19570 15820 13100 11000 9360 8080 7050 6190 5500 4880 4390 3960 3560 3230
25X24 23950 18930 15300 12680 10630 9050 7820 6820 5990 5310 4720 4250 3840 3450 3170
26 х 23 25090 19830 16060 13290 11160 9520 8190 7150 6260 5540 4940 4460 4010 3640 3320
27X25 2658021010 17010 14080 11820 10080 8680 7570 6630 5870 5230 4720 4250 3860. 3510
28X24 26640 21060 17050 14110 11850 10100 8690 7590 6650 5880 5240 4730 4260 3870 3520
28X25 2713021440 17360 14370 12070 10290 8860 7730 6770 5990 5340 4820 4340 3940 3590
28X26 27600 21820 17770 14620 12280 10470 9010 7860 6890 6090 5430 4900 4420 4010 3650
29 X 25 27660 21860 17700 14650 12300 10490 9030 7880 6900 6110 5440 4910 4430 4010 3660
29X26 28170 22260 18030 14920 12530 10680 9190 8020 7030 6220 5540 5000 4510 4090 3720
30X25 28200 22250 18000 14900 12500 10680 9200 8020 7040 6250 5550 5000 4520 4050 3730
30X26 28690 22670 18360 15190 12760 10880 9360 8170 7160 6330 5650 5090 4590 4160 3790
30X27 29160 23050 18660 15440 12970 11060 9520 8310 7280 6440 5740 5180 4670 4230 3850
30X28 29630 23420 18960 15690 13180 11240 9670 8440 7390 6540 5830 5260 4740 4300 3920
30 X 28,5 29850 23600 19100 15800 13270 11300 9750 8500 7460 6630 5890 5300 4780 4300 3955
32X28 30740 24300 19670 16280 13670 11660 10030 8760 7670 6790 6050 5460 4920 4460 4060
32 X 29 31200 24660 19970 16520 13870 11830 10180 8890 7790 6890 6140 5540 4990 4530 4120
32X30 31700 25060 20290 16790 14100 12020 10350 9030 7910 7000 6240 5630 5070 4600 4190
33X30 32240 25480 20630 17070 14340 12220 10520 9180 8050 7120 6340 5730 5160 4680 4260
34x32 33720 26650 21520 17860 15000 12790 11010 9600 8420 7450 6640 5990 5390 4890 4460
35X30 33300 26350 21300 17620 14800 12600 10900 9500 8330 7390 6570 5900 5340 4800 4410
35X31 33760 26680 21600 17870 15010 12800 11020 9610 8420 7450 6640 5990 5400 4890 4460
35 X 32 34280 27090 21940 18150 15240 12300 11190 9760 8560 7570 6750 6090 5480 4970 4530
35X33 34770 27480 22250 18410 15470 13190 11350 9900 8680 7680 6840 6180 5560 5050 4590
36X34 35790 28290 22900 18950 15920 13570 11680 10190 8930 7900 7040 6360 5730 5190 4730
37X35 36840 29120 23580 19510 16390 13970 12020 10490 9190 8130 7250 6540 5890 5350 4870
22
Резонанс тяг управлений
ТАБЛИЦЫ
дуралевых труб с шарнирно закрепленными концами
Размеры сечеиия Д Л И Н А Т Р У Б Ы [ел]
трубы [мм] 115 120 125 .130 135 140 145 150 155 160 165 170 175 180 185 190 195 200
ЮХ8 1120 1030 949 878 814 756 706 658 617 580 544 513 483 458 433 411 390 371|
12X9 12 X Ю 1310 1360 1200 1250 1110 1160 1030 1070 952 991 885 921 826 859 770 802 722 751 678 706 637 663 600 625 565 589 536 558 506 527 480 500 456 475 434 . 451.
14 X 12 . 14X13 1610 1688 1480 1550 1360 1430 1260 1330 1170 1230 1090 1145 10Ю 1070 947 996 887 911 834 875 782 825 738 774 695 732 659 692 623 656 591 621 561 590 533 560
15 X 12 15 X 13 1680 1740 1540 1590 1420 1470 1320 1360 1220 1260 ИЗО 1170 1060 1090 987 1020 925 956 869 898 816 843 769 795 725 749 687 710 649 671 616 637 684 604 556 574
16 X 13 16 X 14 16 X 15 1800 1860 1915 1650 1700 1765 1520 1570 1610 1410 1450 1490 1310 1350 1390 1210 1250 1300 ИЗО 1170 1210 1060 1090 ИЗО 990 1020 1030 931 961 994 874 902 935 824 850 878 776 801 830 736 759 785 695 717 745 659 681 704 626 646 669 595 614 634
' is: 18) >< 16 < 17 2170 2160 1990 1990 1780 1840 1650 1700 1530 1570 1420 1465 1330 1370 1240 1275 1160 1170 1090 1120 1020 1060 964 992 908 938 861 886 814 840 772 795 733 755 697 716
. 20 х 17 20 X 18 20 X 18,5 2350 2420 2370 2160 2220 2185 1940 1990 2015 1790 1840 1865 1660 1710 1725 1550 1590 1610 1440 1480 1495 1350 1380 1395 1260 1290 1280 1190 1220 1230 1110 1140 1160 1050 1080 1090 986 1010 1030 937 961 972 886 908 922 840 862 872 798 818 828 758 778 786
22 х 18 22 х 20 2480 2590 2280 2390 2100 2200 1940 2030 1800 1890 1670 1750 1560 1640 1460 1530 1360 1430 1280 1340 1200 1260 1140 1190 1070 1120 1010 1060 958 1000 909 952 863 904 820 859
24) <22 2850 2620 2410 2230 2070 1920 1790 1670 1570 1470 1380 1310 1230 1160 1100 1040 994 944
25 X 22 25 X 23 25 X 23,5 25 X 24 2910 2970 2990 2890 2670 2730 2755 2660 2460 2510 2540 2450 2280 2330 2350 2265 2110 2160 2175 2100 1960 2000 2025 1960 1830 1870 1890 1825 1710 1740 1760 1700 1600 1630 1610 1560 1500 1540 1550 1500 1410 1440 1460 1410 1330 1360 1375 1330 1250 1280 1295 1255 1190 1210 1225 1185 1120 1150 1160 1120 1070 1090 1100 1050 1010 1030 1040 1020 963 982 990 956
26 > <23 3030 2790 2570 2380 2200 2050 1910 1780 1670 1570 1470 1390 1310 1240 1170 1110 1060 1000
27 ) <25 3210 2950 2720 2520 2330 2170 2020 1890 1770 1660 1560 1470 1390 1310 1240 1180 1120 1060
28 Х-24 28X25 28X26 3220 3280 3340 2960 ЗОЮ 3060 2730 2780 2830 2520 2570 2610 2340 2380 2420 2170 22Ю 2250 2030 2070 2100 1890 1930 1960 1770 1810 1840 1670 1690 1730 156011470 1590'1500 1620 1530 1390 1410 1440 1320 1340 1360 1240 1270 1290 1180 1200 1220 1120 1140 1160 1070 1080 1100
29 Х25 29X26 3350 3410 3070 3130 2830 2880 2620 2670 2430 2470 2260 2110 2300 2140 1960 2000 1840 1870 1730 1760 1620 1650 1530 1560 1440 1470 1370 1390 1290 1320 1230 1250 1160 1180 1110 изо
30X25 30X26 30X27 30X28 30 X 28,5 3400 3470 3530 3580 3610 3135 3190 3240 3290 3325 2890 2940 2990 3030 3065 2675 2720 2760 2810 2835 2470 2520 2560 2600 2625 23002145 2340 2180 2380 2220 2420 2260 2445 2280 2000 2040 2070 2100 2125 1835 1910 1940 1970 1950 1760 1790 1820 1850 1870 1660 1690 1710 1740 1765 1560 1590 1610 1640 1660 1475 1490 1520 1550 1565 1395 1420 1440 1460 1480 1320 1340 1360 1380 1405 1250 1270 1290 1310 1330 1190 1210 1230 1250 1260 1125 1150 1170 1180 1195
32X28 32 X 29 32 X 30 3720 3770 3830 3410 3460 3520 3150 3190 3250 2910 2950 3000 2700 2740 2780 2510 2340 2550 2380 2590 2410 I 2180 2220 2250 2050 2080 2110 1920 1950 1980 1800 1830 1860 1700 1730 1750 1600 1630 1650 1520 1540 1570 1440 1460 1480 1360 1380 1400 1290 1310 1330 1230 1250 1270
33 )>< (30 3890 3580 3300 3050 2830 2630 2450 2290 2150 2020 1890 1780 1680 1590 1510 1430 1360 1290
34 > (32 4080 3740 3450 3190 2960 2750^2570 2390 2240 2110 1980 1870 1760 1670 1580 1490 1420 1350
35 > 35 > 35 > 35 > (30 (31 ( 32 33 4020 4080 4150 4210 3700 3750 3810 3860 3410 3460 3510 3560 3160 3190 3250 3290 2920 2960 ЗОЮ 3050 2720^2540 2750 2570 2790 2610 2840 2650 2370 2165 2390 2250 2430 2280 24702310 2085 2110 2140 2170 1965 1980 2010 2040 1845 1870 1890 1920 1745 1760 1790 1810 1650 1670 1690 1720 1565 1580 1600 1620 1480 1490 1520 1540 1400 1420 1440 1460 1330 1350 1370 1390
36X34 4330 3970 3660 3390 3140 2920^2730 2540 2380 2240 2100 1980 1870 1770 1670 1590 1510 1430
37 )х С 35 4460 4090 3770 3490)3240 30102810 26202450 2300 2160 2040 1920 1820 1720 1630 1550 1470
23
34341
Резонанс тяг управления
Размеры сечения Д Л И Н А Т Р УБЫ [сл d
трубы [мм] 40 45 50 55 60 65 70 75 80 85 90 95 100 | 105 ПО
38X34 38x35 38X36 36880 37310 37850 29150 29380 29910 23600 23880 24220 19530 19760 20040 16400 16600 16830 13980 14150 14340 12040 12180 12350 10500 10620 10780 9200 9310 9450 8140 8240 8360 7260 7340 7450 6550 6630 6720 5900 5970 6050 5350 5410 5490 4870 4930 5000
40 X 35 40x36 40 Х37 40X38 38300 38910 39390 39900 30250 30760 31130 31540 24500 24900 25210 25540 20250 20610 20860 21130 17000 17310 17520 17750 14490 14760 14940 15130 12500 12700 12860 13020 10900 11080 11220 11360 9590 9710 9830 9960 8500 8590 8690 8810 7560 7660 7750 7850 6800 6910 6990 7090 6130 6230 6300 6380 5510 5650 5720 5790 5070 5140 5210 5270
42) 42 ) <38 <40 40960 41930 32370 33140 26210 26830 21690 22200 18100 18650 15530 15900 13370 13690 11660 11940 10220 10460 9040 9260 8060 8250 7270 7450 6550 6710 5940 6080 5410 5540
43) < 40 42430 33540 27150 22470 18870 16090 1385012080 10590 9370 8350 7540 6790 6160 5610
45 > 45 > 45 > 45 > ( 40 <41 <42 <43 43500 44010 44500 44990 34350 34780 35200 35560 27800 28170 28480 28790 23000 19300 23310 19570 23570 19800 23830 20010 16450 16690 16880 17060 14200 14360 14530 14690 12350 12530 12670 12810 10860 10980 11110 11230 9640 9720 9830 9930 8560 8660 8760 8850 7700 7820 7900 7990 6960 7040 7120 7190 6250 6390 6460 6530 5750 5820 5880 5950
48 > < 45 47580 37610 30450 25200 21170 18040 15530 13550 11880 10500 9360 8450 7610 6900 6290
50 х 45 50 X 46 50 X 47 50X48 48600 49130 49580 50120 38400 38830 39200 39620 31050 31440 31730 32080 25700'21600 26020 21850 26260 22050 26540 22290 18400 18630 18800 19000 15870 13840 16040.13990 16180 14120 16360|14280 12150 12260 12370 12510 10800 10850 10950 11070 9580 9670 9760 9860 8620 8720 8810 8900 7790 7850 7930 8020 7000 7130 7190 7270 6430 6490 6550 6620
Размеры сечения трубы [мм] ДЛИНА ТРУБЫ [см]
115 120 125 130 135 140 145 150 155 160 165 170 175 180 185 190 195 200
38X34 4460 4090 3780 3490 3240 ЗОЮ 2810 2620 2450 2310 2170 2040 1920 1820 1720 1630 1550 1470
38 X 35 4510 4140 3820 3530 3280 3040 2840 2650 2480 2330 2190 20604950 1840 1740 1650 1570 1490
38 X 36 4580 4200 3880 3580 3320 3090 2880 2690 2520 2370 2220 2090)1970 1870 1770 1680 1590 1510
40X35 4625 4260 3б8о|з3бо’з135 3135,2920 2725 2500 2410 2260 2120 2010 1895 1800 1700 1620 1530
40X36 4710 4320 3980 3690 3420 3170 2960 27602590 2430 2280 21502030 1920 1820 1720 1640 1560
40X37 4760 4370 4030 3730'3460 4090 3780 3500 3210 2990 2790'2620 2460 2310 2180 2050 1950 1840 1750 1660 1580
40 X 38 4830 4430 3260)3040 28302660 2490 2340 2210 2080 1970 1860 1770 1680 1590
42 X 38 4950 4550 4190,3880^3590 3340:3120 2910 2730 2560 2400 2270Д140 2020 1910 1810 1720 1640
42X40 5070 4660 4290 3970 3680 3420 3190 29802790 2620 2460 23202190 2070 1960 1860 1760 1680
43X40 5130 471С 4340 4020)3730 3460|з230 3010 2820 2650 2490 2350 2210 2090 1980 1880 1780 1690
45 X 40 5240 4830 4450 4120 3810 3555:3290 30902830 2720 2560 24002275 2150 2040 1930 1830 1735
45 X 41 5320 4890 4510 4170 3870 35903350 3130 2930 2750 2580 2440 2290 2180 2060 1950 1850 1760
45X42 5380 4940 4560 4210'3910 3630'3390 3160 2960 2780 2610 2460 2320 2200 2080 1970 1870 1780
45 X 43 5440 4990 4610 4260 3950 3570 3430 3190'2990 28Ю|2640 2490 2350 2220 2100 1990 1890 1800
48 х 45 5760 5290 4870 4510 4180 388окб2О 3380^3170 2980 2790 2630 2480 2350 2220 2110 2000 1900
50X45 5870 5400 4980 4610 4260'3980.3710 3460^170 .4045 2865 2695 2540 2405 2280 215512050 1940
50X46 5940 5450! 5030 4650 4310 4010 .3740 3490 3970 3070 2880 2910 2720'2560 2430 2290 21802070; 1970
50 X 47 5990 55001 5080 4690 > ф ф • Ф ’ЧГ ICO СО ) со со • ф ф" > СЧСО 'UOtQ • Ф о ’ ОО сч • Г» 00 )СО со > фф 1 ю Ф >ф ф ' 'ф 'ф 3S СО М* ТГ 3100 2740 2590 2450 2320 2190 2090 1980
50X48 6060 5570 5130 4750 3140 2940 2770 2610 1 2480 2340 2220^21 Ю;2010
24
Резонанс тяг управления
34342 34343
/ Ё1
Таблица значений Т/ - — для дуралевых труб
34342
Размеры сечения трубы [мм] 1/™ г т [см^сек] Размеры сечения трубы [мм] г т [см^сек:] Размеры сечения трубы [мм] 1Л-' г т [см2]сек]
10X8 1,573 X 105 25X24 4,070 X 105 37X35 6,254 X 105
12X9 1,840 X 105 26X23 4,260 X 105 38X34 6,261 X 105
12 X Ю 1,916 X 105 27X25 4,513 X Ю5 38X35 6,334 X 105
14 X 12 2,262 X 105 28 X 25 4,606 X Юв 38x36 6,425 X IO®
ИХ 13 2,379 X Ю6 28 X 26 4,686 X Юв 40X35 6,516 X 10в
15 X 12 2,358 X 105 30 X 25 4,789 X Юв 40 X 36 6,606 х io5
15 X 13 2,438 X 106 30X26 4,874 X Юв 40 X 37 6,687 X Юв
16 X 13 2,526 X Ю6 30 X 27 4,951 X Ю-5 40x38 6,774 X Юв
16 X И 2,607 X Ю6 30 X 28 5,033 X 105 42x38 6,953 X Юв
16 X 15 2,696 X Юв 30 x 28,5 5,080 X Юв 42X40 7,118 X 105
18 X 16 2,957 X Ю6 32 X 28 5,219 X 105 43x40 7,203 X 105
18 X 17 3,045 X IO5 32 X 29 5,297 X Юв 45 X 40 7,388 X 105
20 X 17 3,218 X Ю5 32 X 30 5,383 X 105 45X41 7,471 X IO®
20 X 18 3,301 X 105 33X30 5,473 X 105 45X42 7,555 X IO6
20 X 18,5 3,340 X IO5 34X32 5,725 X IO5 45X43 7,638 X IO5
22 X 18 3,482 X Ю5 35X30 5,657 X 10® 48X45 8,078 X Ю5
22 X 20 3,647 X Юв 35X31 5,737 X 10® 50X45 8,264 X 105
24 X 22 4,000 X Юв 35 X 32 5,819 X IO5 50X46 8,340 X 105
25 X 22 4,085 X Юв 35 X 33 5,903 X 105 50X47 8,417 X IO5
25X23 4,168 X Юв 36 X 34 6,076 X IO5 50 X 48 8,509 X Ю5
25 X 23,5 4,210Х 105
Таблица значений
жесткости изгиба Е1 и
дуралевых труб
погонного веса q
34343
Размеры попе- речного сече- ния трубы [мм] 1 Жесткость EI [кг/см*] Погонный вес 9 [кг/см] Размеры попе- речного рече- ния трубы [мм] Жесткость £/ [кг/сМ2] Погонный вес q [кг/см] Размеры попе- речного сече- ния трубы [мм] Жесткость EI [кг/см2[ [ Погонный вес q ; [кг/см]
10X8 0,203 X 105 0,000806 25X23 3,81 X 105 0,00215 36X34 11,8 X Ю5 0,00313
25 X 23,5 2,94 X 105 0,00163
12X9 0,488 X Юэ 0,00141 25X24 2,02 X 105 0,00110 37X35 12,8 X 105 0,00322
12 X Ю 0,369 X IO6 0,000985 6,08 X 105 0,00329 38 X 34 25,7 X 105 0,00644
26 X 23 38X35 20,1 X Ю5 0,00491
14 X 12 0,608 X IO6 0,00116 27x25 4,84 X 105 0,00233 38 X 36 13,9 X 105 0,00331
ИХ 13 0,212 X IO5 0,00037
28 X 25 7,70 X 105 0,00356 40X35 36,3 х io® 0,00840
15 X 12 1,027 X 105 0,00181 28X26 5,42 X IO5 0,00242 40X36 30,3 X IO5 0,00681
15 X 13 0,758 X Ю5 0,00125 40X37 23,6 X Ю5 0,00517
30X25 14,38 X 105 0,00616 40X38 16,3 X И6 0,00349
16 X 13 1,270 X 105 0,00195 30X26 12,1 X 105 0,00501
16 х И 0,932 х 105 0,00134 30 X 37 9,57 X 105 0,00383 42X38 35,3 X 105 0,00716
16 х 15 0,512 X 105 0,00069 30X28 6,71 X 105 0,00260 42X40 18,9 X 105 0,00367
30 X 28,5 5,15 X Ю5 0,00196
18 X 16 1,35 X 105 0,00152 43X40 29,5 X 105 0,00558
18 X 17 0,737 X 10® 0,00078 32X28 14,9 X IO5 0,00537
32X29 11,7 X IO6 0,00410 45X40 52,8 X И5 0,00952
20 X 17 2,63 X 105 0,00248 32X30 8,19 X 105 0,00277 45 X 41 43,8 X 105 0,00770
20 X 18 1,89 X 105 0,00170 45X42 34,0 X Ю5 0,00584
20 X 18,5 1,47 X 105 0,00129 33X30 12,9 X 105 0,00423 45 X 43 23,4 X Ю5 0,00394
22 X 18 4,44 X 105 0,00359 34X32 9,88 X Ю5 0,00296 48 X 45 41,5 X Ю5 0,00624
22 X 20 2,55 X 105 0,00188
35X30 23,7 X 105 0,00728 50X45 73,8 X 105 0,01060
24 X 22 3,35 X 105 0,00206 35X31 19,8 X 105 0,00591 50 X 46 60,9 X IO6 0,00859
35 х 32 15,5 X IO8 0,00450 50X47 47,1 X Ю5 0,00652
25 X 22 5,37 X 105 0,00316 35X33 10,8 X 105 0,00304 50 X 48 32,3 X 105 0,00438
4
25
34400 ЧАСТОТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ ВИНТА
34410 ЧАСТОТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ ВИНТА НА МОТОРАХ
34411 Описание установки для проведения эксперимента
Определение собственных частот винта следует производить на том моторе,
для которого он предназначается. Для проведения эксперимента мотор рекомен-
дуется устанавливать на соответствующей ему мотораме (фиг. 344.11 — I) или на
Фиг. 34411-1
достаточно прочной подставке (фиг. 34411—II). Раму или подставку необходимо
укрепить во избежание перемещений всей установки по полу от вибраций.
Фиг. 34411—11
26
Частотные испытания винта
34411-34413
Звездообразный мотор. Снимается цилиндр, соответствующий глав-
ному шатуну (у многорядных звездообразных моторов — в верхнем ряду). Глав-
ный шатун устанавливается приблизительно под прямым углом к щекам колена
вала и в этом положении расклинивается резиновыми прокладками.
Рядный мотор. Снимаются головка и цилиндровый блок с одного ряда.
Один из шатунов устанавливается под прямым углом к щекам вала. В этом
положении все шатуны и поршни расклиниваются резиновыми прокладками в
своих гнездах.
Фиг. 34411 —Ш
На поршень выбранного шатуна крепится вибратор при помощи специаль-
ной пластины с круглым вырезом, в который входит часть шаровой поверхно-
сти днища поршня (фиг. 34411 —III). Эту пл'астину можно или непосредственно
прикрепить болтами к днищу, или стянуть болтами с другой пластиной, подло-
женной под торец поршня. Все болты, служащие для крепления вибратора, и
пластины должны быть поставлены на шайбах Гровера или законтрены вторыми
гайками и хорошо затянуты.
Вибраторы 34412
Вибраторы могут быть одного из следующих типов:
Вибратор низкооборотный, с возбуждающей силой 500 кг, при 5000 об/мин
или 2 000 кг при 5 000 об/мин.
Турбовибратор с возбуждающей силой 300 кг при 25000 об/мин.
Вибратор низкооборотный, - - работающий от электромотора постоянного тока мощностью
от 1 до 2 кет через специальный мультипликатор оборотов с передаточным числом 1:2
(фиг. 34411 — II).
Турбовибратор, — работающий от сжатого воздуха под давлением 6 ат, потребляющий
около 3 — 4 кубометров воздуха в минуту.
Регулировка числа оборотов мотора-вибратора производится реостатом.
Регулировка числа оборотов турбовибратора производится краном подачи
воздуха: большее его открытие соответствует большему числу оборотов.
Соединение мотора с мультипликатором и вибратором производится дюри-
товыми шлангами длиной 100 мм, которые надеваются на их оси и закрепля-
ются болтами с законтренными гайками. Длинные куски дюритовых шлангов
применять не следует, так как они начинают сильно бить и выпучиваться на
больших числах оборотов.
Турбовибратор укрепляется на поршень так же, как и низкочастотный
вибратор.
Проведение эксперимента 34413
После установки мотора и всех приспособлений для проведения экспери-
мента на вал мотора надевается винт и закрепляется на нем согласно инструкции
о постановке винта на мотор (с затяжкой конусов и т. д.).
27
34413
Частотные испытания винта
Определение частот. Включается ток или воздух; при помощи пере-
движения движка реостата или постепенного открытия воздушного крана число
оборотов вибратора увеличивается до тех пор, пока не возникнут колебания
лопастей — лопасти винта войдут в резонанс.
Наличие резонанса устанавливается по характерному виду колеблющейся лопастн — она
кажется „расплывчатой”, а также по некоторой стабилизации числа оборотов вибратора: малое
увеличение тока или подачи воздуха почти не увеличивает числа оборотов вибратора или тур-
бовибратора, так как мощность уходит на раскачку лопастей.
Постепенным увеличением или уменьшением силы тока или подачи возду-
ха добиваются максимальной амплитуды колебаний концов лопастей и при по-
мощи тахометра измеряют соответствующее число оборотов вибратора или
турбовибратора. Это число оборотов в минуту и дает первую собственную
частоту колебаний винта на валу.
Для этого измерения на оси вибратора и турбовибратора должно иметься коническое
углубление.
Затем дальнейшим увеличением числа оборотов выводят лопасти из резо-
нанса и, постепенно увеличивая число оборотов, доходят до следующего резо-
нанса, который определяется по тем же признакам, что и первый. Опять доби-
ваются максимальной амплитуды концов лопастей и измеряют тахометром число
оборотов. Полученное число оборотов в минуту дает число колебаний винта
в минуту, соответствующее второй собственной частоте. Аналогично определяются
третья собственная частота и четвертая.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Менять число оборотов нужно очень медленно, чтобы не перейти
резонанса. Для обычных винтов и моторов первую собственную частоту можно ожидать
между 1000 и 2 000 колебаний в минуту, вторую — между 2 000 и 3 500 колебаний в минуту,
третью—между 3 500 и 6 000 колебаний,четвертую—между 6 000 и 7 500 колебаний в минуту.
2. При проведении эксперимента необходимо следить, чтобы не расконтрилась и не
ослабла затяжка болтов крепления вибратора к поршню, что легко заметить по изменив-
шемуся звуку при работе.
При работе турбовибратора необходимо не допускать перегрева подшипников. При
числах оборотов до 5 000 в минуту непрерывная работа турбовибратора может продолжаться
10 — 15 минут, свыше 5 000 — 5— 10 минут.
Определение фаз. Чтобы установить, какие происходят колебания ло-
пастей, симметричные или антисимметричные, может быть использован следую-
щий прием.
Если исследование проводится в зоне до 5 000 колебаний в минуту, то
можно применить виброскопы (см. 33212), присоединяемые к концам лопастей.
Когда виброскопы установлены, лопасти вводятся в резонанс и получившиеся
при этом светящиеся полоски от виброскопов рассматриваются в строборетку,
которая показывает светящиеся точки от виброскопов в замедленном движении.
Если точки идут одновременно вверх и вниз — колебания симметричные, если
одна идет вверх, а'другая вниз — антисимметричные.
При исследовании колебаний лопастей на больших частотах применяются
электродатчики (типа пикап), укрепляемые на концах лопастей. Визуальное на-
блюдение производится на осциллографе; однако на больших частотах визуально
определять фазы затруднительно, поэтому производится съемка виброграмм, по
которым легко установить фазовые соотношения. Перед съемкой виброграмм
датчики настраиваются в одну фазу.
СОДЕРЖАНИЕ
Стр. Ле
Типовая программа испытаний самолета на определение частотных характе-
ристик..................................................................... 3 34100
Экспериментальное определение частотных характеристик самолетов ............ 4 34200
Расчет проводки управления рулями и элеронами на резонанс.................. 18 34300
Частотные испытания винта.................................................. 26 34400
Для служебного пользования
Экз. №
РУКОВОДСТВО
для
КОНСТРУКТОРОВ
Том I
РАСЧЕТ САМОЛЕТА
НА
ФЛАТТЕР
— 35000 —
ИЗДАНИЕ 2
ИЗДАТЕЛЬСТВО
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НКАП
1943
Составили:
Н. В. АЛЬХИМОВИЧ, инженер
Е. П. ГРОССМАН, доктор технических наук
М. В. КЕЛДЫШ, доктор физико-математических наук
Я. М. ПАРХОМОВСКИЙ, кандидат технических наук
Л. С. ПОПОВ, инженер
Редактор раздела б(36000)
М. В. КЕЛДЫШ, доктор физико-математических наук
Редактор части 3 (30000)
С. Н. ШИШКИН, доктор технических наук
Редактор Руководства для конструкторов
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
Ответственный редактор А. А. Горяннов Подписано к печати И/Х 1943 г.
Объем 15г/2 печ. л., 42 880 зн. в печ. л. Учетно-авторских листов 16,5
ЦВЦ РККА № 5580 ” Тип. изд-ва БНТ НКАП Зак. № 71
35100
ОБЪЕМ РАСЧЕТА САМОЛЕТА НА ФЛАТТЕР
ТИПОВЫЕ РАСЧЕТНЫЕ СЛУЧАИ 35110
Для установления безопасности самолета в отношении флаттера должны
быть произведены следующие расчеты по определению критической скорости.
Изгибно-крутильный флаттер крыла 35111
Для одномоторных самолетов, не имеющих сосредоточенных грузов на
крыле, расчет производится по методике, изложенной в 35300.
Для двух- и трехмоторных самолетов расчет производится по методике,
учитывающей упругость крепления мотора.
Методика расчета изложена в 35500.
ПРИМЕЧАНИЕ. Разрешается при расчете не учитывать упругость крепления мотора
и вести расчет по методу, изложенному в 35400, но в этом случае расчетная критическая
СКОРОСТЬ должна быть больше 1,4 Vmax.max.
Для четырехмоторных самолетов расчет производится так же, как и в
35300, но считая закрепление крыла находящимся в сечении посредине между
осями моторов, расположенных на одном крыле.
В случае наличия на крыле поплавков или других значительных сосредо-
точенных грузов расчет ведется для двух случаев:
по функции изгиба первого тона и функции кручения первого тома,
по функции изгиба первого тона и функции кручения второго тона.
За критическую скорость принимается меньшая из полученных скоростей.
Методика расчета изложена в 35400.
В случае крыла с подкосом расчет производится по методике, изложенной
в 35600.
Элеронный флаттер крыла 35112
В случае полной весовой балансировки или перебалансировки элеронов
расчета элеронного флаттера можно не производить.
ПРИМЕЧАНИЕ. Под'полной весовой балансировкой понимается выполнение условия
с13 = 0. В случае cjg<0 элерон называется несбалансированным и в случае Cig^>0—пере-
балансированным. Значение с13 — см. 35700.
Вычисление с18 для проверки балансировки производится с двумя вариантами функции
изгиба /:
по функции f из расчета изгибно-крутильного флаттера крыла,
по функции /, определяемой формулой:
где и I — см. 35700.
Элерон считается полностью сбалансированным, если в обоих вариантах = 0.
Если полной весовой балансировки не имеется, то должны быть произ-
ведены следующие расчеты.
Расчет антисимметричного изгибно-элеронного флаттера при
частоте колебаний элеронов, равной нулю, при вариации
балансировки элеронов
Расчетом устанавливается степень весовой балансировки, при которой
критическая скорость мнима или превосходит 1,2 Итах. тах.
3
35112-35113
Объём расчета самолета на флаттер
На самолете должен быть установлен балансир, при котором центр тяжести
элерона будет сдвинут вперед на 2°/0 его средней хорды по отношению к центру
тяжести элерона с балансировкой, полученной из расчета.
Расчет антисимметричного элеронного флаттера с выбранной
балансировкой, при вариации частоты колебаний элерона
Расчетом устанавливается диапазон частот колебаний элерона, при которых
критическая скорость ниже 1,2 Итах. max. Собственная частота антисимметричных
колебаний элерона должна отличаться от частот, лежащих в этом диапазоне, не
менее чем на 2О°/0 своей величины.
Расчет симметричного элеронного флаттера с выбранной
балансировкой, при вариации частоты колебаний элерона
Расчетом устанавливается диапазон частот колебаний элерона, при которых
критическая скорость ниже 1,2 IZmax.max. Собственная частота симметричных
колебаний элерона должна отличаться от частот, лежащих в этом диапазоне, не
менее чем на 2О°/0. своей величины.
ПРИМЕЧАНИЕ. Если требования относительно частот элерона не выполнены, то им
можно удовлетворить увеличением балансировки.
Для ориентировки сообщается полный диапазон частот элеронов самолетов, испытан-
ных ЦАГИ до настоящего времени: при симметричных колебаниях 800—2 400 кол/мин (как
при свободной, так и при зажатой ручке); при антисимметричных колебаниях 600 —
2 500 кол/мин (как при свободной, так и при зажатой ручке).
Методика расчета изложена в 35700.
35113 Флаттер хвостового оперения
Расчет горизонтального оперения производится на два случая: крутильно-
рулевой флаттер и изгибно-рулевой флаттер.
Расчет крутильно-рулевого флаттера производится по методике,
изложенной в 35800.
В случае полной динамической балансировки или перебалансировки рулей
высоты и при условии, что обе половинки руля жестко связаны между собой,
расчета крутильно-рулевого флаттера можно не производить.
ПРИМЕЧАНИЕ. Под полной динамической балансировкой руля высоты понимается вы-
полнение условия с13 = 0 (коэфициент с13 определяется по формуле, указанной в схеме расчета
крутильно-рулевого флаттера, см. 35800). В случае с1в < 0 руль называется динамически
не сбалансированным, а в случае С|3>0 — динамически перебалансированным.
При проверке наличия динамической балансировки для вычисления коэфициента с13
функция углов закручивания руля берется по формуле:
TZZ
? (О = siri 272-
где z2—расстояние от оси фюзеляжа до конца руля высоты (фиг. 35803).
Расчет и з г и б н о-p у л е в о го флаттера производится в двух
вариантах.
1. Расчет изгибно-рулевого флаттера при частоте руля, равной нулю,
и вариации его балансировки.
Расчетом устанавливается степень балансировки руля, при которой крити-
ческая скорость мнима или превышает 1,2 Итах. тах. На руле должен быть уста-
новлен балансир, при котором центр тяжести руля сдвинут на 2°/0 средней
хорды руля вперед по отношению к центру тяжести руля с балансировкой,
полученной из расчета.
2. Расчет изгибно-руЯевого флаттера с выбранной балансировкой при
вариации частоты колебаний руля.
Расчетом устанавливается диапазон частот колебаний руля, при которых
критическая скорость ниже 1,2 Ушах. max. Собственная частота симметричных
колебаний руля как при свободной, так и при зажатой ручке должна отличаться
не менее чем на 20°/0 от частот, лежащих в этом диапазоне.
ПРИМЕЧАНИЕ. Если последнее требование не выполнено, то ему можно удовлетворить
увеличением балансировки.
4
Объём, расчета самолета на флаттер
35113-35132
Методика расчета изложена в 35800,
Для ориентировки-сообщается полный диапазон частот рулей-высоты самолетов, испытанных
ЦАГИ до настоящего времени: при симметричных колебаниях 600—1 400 кол)мин (как при свободной,
так и при зажатой ручке); при антисимметричных колебаниях 1 100—2 500 кол!мин.
Для обеспечения безопасности флаттера вертикального
оперения требуется для однокилевого оперения полная статическая и дина-
мическая балансировка руля направления, для двухкилевого оперения — статиче-
ская балансировка рулей направления.
Руль направления считается статически сбалансированным, если его центр тяжести лежит
на оси вращения. Руль направления считается динамически сбалансированным, если при наличии
статической балансировки его центробежный момент инерции относительно оси фюзеляжа и оси
руля равен нулю.
Общее замечание 35114
Все указанные в 35110 расчеты производятся для режимов полета у земли
и на расчетной высоте. Полученная в результате расчета критическая скорость
должна быть больше 1,2 Итах. шах на соответствующей высоте. Требования к
степени балансировки и частотам, указанные в п. 35112 и 35113, должны выпол-
няться как у земли, так и на расчетной высоте.
ОСОБЫЕ СЛУЧАИ 35120
Необходимо заботиться о том, чтобы собственные частоты различных форм 35121
колебаний частей самолета между собой не совпадали. В случае, если при
динамических испытаниях обнаружено совпадение (с точностью до 100 коламин)
частот различных форм колебаний, указанных в типовой программе испытаний
(см. 34100), необходимо проверить безопасность в отношении флаттера совместных
колебаний этих форм. Методика проверки должна быть согласована с ЦАГИ.
Для самолетов особых схем выбор расчетных случаев, а также методика 35122
расчета в каждом отдельном случае должны быть согласованы с ЦАГИ. В этих
случаях вопрос может решаться, если это необходимо, путем постройки и испы-
тания динамически подобных моделей.
РАСЧЕТНЫЕ ДАННЫЕ И КОНТРОЛЬ РАСЧЕТА 35130
Массовые характеристики 35131
Все веса, входящие в расчет, должны быть проконтролированы взвешиванием
отдельных агрегатов.
Радиусы инерции крыла, элерона и рулей контролируются статистическими
данными (для обычных двухлонжеронных крыльев радиус инерции лежит в пре-
делах 25 — 35°/0 хорды).
Степень весовой балансировки рулей и элеронов, а также их моменты
инерции должны быть экспериментально проверены.
Рекомендуется проверять погонные веса, центры тяжести сечений и моменты
инерции сечений взвешиванием отсеков разрезанного (после статических испы-
таний) крыла.
Упругие и частотные характеристики ч 35132
Жесткости частей самолета рекомендуется проверять по результатам стати-
ческих испытаний.
Должны быть проведены динамические испытания самолета со снятием
частотных характеристик по типовой программе испытаний (см. 34100).
Должны быть проведены тщательные сравнения расчетных частот с соответ-
ствующими частотами, полученными в результате динамических испытаний, что
служит контролем правильности определения жесткостных характеристик. Если
наблюдается расхождение между экспериментальными и расчетными частотами,
должны быть выявлены причины расхождения и внесены соответствующие
исправления в расчет.
На основе динамических испытаний рекомендуется проводить контроль
правильности выбора расчетных случаев в отношении возможных форм колебаний
частей самолета.
35200 ОСНОВНЫЕ КОНСТРУКТИВНЫЕ МЕРОПРИЯТИЯ
ПО УСТРАНЕНИЮ ФЛАТТЕРА
При изложении различных расчетных случаев дается описание влияния
конструктивных параметров на критическую скорость флаттера. Здесь излагаются
основные мероприятия по повышению критической скорости, которые могут быть
учтены конструктором в процессе проектирования.
35210 КРЫЛО
35211 Для повышения критической скорости изгибно-крутильного флаттера
крыла следует стремиться к:
повышению жесткости кручения крыла; увеличивать жесткость изгиба
не следует, так как это может привести даже к некоторому понижению
критической скорости; отношение частоты крутильных колебаний к ча-
стоте изгибных колебаний должно быть возможно большим;
уменьшению погонного массового момента инерции Jm крыла; осо-
бенно важно, чтобы отношение G/Kp/Jm не убывало, а если возможно,' даже
возрастало к концу крыла;
наиболее переднему положению линии центров тяжести сечений
крыла.
Указанные мероприятия особенно важно выдерживать на конце крыла;
конец крыла должен быть возможно более жестким на кручение и возможно
более легким.
35212 Следует иметь в виду, что увеличение сужения крыла способствует по-
вышению критической скорости.
35213 Следует иметь в виду также, что для двухмоторных самолетов критиче-
ская скорость увеличивается с выносом мотора вперед и с увеличением жест-
кости моторамы в вертикальном направлении.
35214 Устранение элеронного флаттера может быть достигнуто соответствующим
подбором параметров элерона и проводки.
Передвижение центра тяжести элерона вперед повышает критическую
скорость.
Достаточное его смещение может быть достигнуто весовой балансировкой.
Увеличение осевой компенсации элеронов также ведет к повышению кри-
тической скорости.
Увеличение инерции проводки управления обычно увеличивает критиче-
скую скорость.
Это может быть достигнуто включением в проводку инерционного демпфера.
Увеличение частоты колебаний элерона повышает критическую скорость.
35220 ОПЕРЕНИЕ
35221 Уничтожения опасности рулевых форм флаттера хвостового оперения
следует добиваться подбором параметров руля.
35222 Для устранения крутильно-рулевого флаттера рекомендуется увеличивать
частоту антисимметричных колебаний руля.
Это достигается увеличением жесткости руля на кручение и жесткости связи двух поло-
винок руля. Если отношение частоты антисимметричных колебаний руля к частоте фюзеляжа
больше единицы, то увеличение этого отношения увеличивает критическую скорость. Поэтому
уменьшение частоты кручения фюзеляжа обычно бывает выгодным.
6
Конструктивные мероприятия
35223-35224
Для борьбы с крутильно-рулевым флаттером рекомендуется повышение 35223
частоты антисимметричных колебаний руля, что является более целесообразным
способом, чем динамическая балансировка, так как последняя ведет к перетя-
желению руля.
Для устранения йзгибно-рулевого флаттера следует стремиться к облег- 35224
чению руля и передвижению центра тяжести вперед.
Последнее может быть всегда достигнуто постановкой балансира, который рекомендуется
помещать в фюзеляже и включать в проводку управления.
Следует иметь в виду, что увеличение осевой компенсации рулей и повы-
шение инерции проводки управления обычно увеличивают критическую
скорость.
Для повышения инерции проводки могут быть применены инерционные демпферы.
Следует стремиться к повышению частоты симметричных колебаний руля.
35300 МЕТОД ОПРЕДЕЛЕНИЯ КРИТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ
ИЗГИБНО-КРУТИЛЬНОГО ФЛАТТЕРА КРЫЛА
Излагаемый метод применяется для расчета свободнонесущего крыла моно-
плана, не имеющего значительных сосредоточенных грузов.
35310 СХЕМА ОПРЕДЕЛЕНИЯ КРИТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ
35311 Для определения критической скорости у земли находят:
значения жесткостей изгиба Е! и кручения О/кр по размаху крыла;
значения погонной массы т по размаху крыла;
значения погонного массового момента инерции Jm относительно оси
жесткости по размаху крыла;
по габаритному чертежу крыла в плане с нанесенными на нем осью
жесткости и осью центров тяжести определяют значения хорды Ь, рас-
стояния оси жесткости от передней кромки крыла х0, расстояние от места
крепления к фюзеляжу до конца крыла I и расстояние центра тяжести .от
оси жесткости о;
д су
значение крыла.
ПРИМЕЧАНИЕ. На чертеже крыла в плане последний отсек длиной 0,1 / заменяется
равновеликой трапецией той же высоты.
Указания по пересчету на высоту даны в 35340.
35312 Первый этап расчета состоит в вычислении основных коэфициентов:
«II=Jdz' = 0 Л . 0 1 1 дс„ С bi2 = — 2 Р J bf*dz’ = 0 i 1 дс„ С dn J la Р J bf2dZ’ d12 = ’ 0 1 dn = щ Р f f 21 2 да J\b 4 / ’ 0 d -- °22~ 2 да J ’4/ 4 0 I cu — J mf2dz-, rI2 — c21 = 0 [o'-р (j’Y ’ \ / I 1 дс„ Г / v 1 Y 2 da J \ b 4 / T 0 i 1 dcy f ,13 X9\f, ~2 P J Щ4 0 Xa 7C da\b 4 J _ i i = —J mo fydz-, c22 = J Jm^dz. 0 0
8
Изгибно-крутальныа флаттер крыла
35312-35322
Функции f и о, входящие в эти формулы, должны быть определены для
каждого крыла методом последовательных приближений, изложенным в 35320.
Значение плотности воздуха р берется для полета у земли.
Следующий этап расчета состоит в вычислении коэфициентов: 35313
Д]==С]1С22 ^12^21', = Яц <Т22‘,
Z?1 = б/ц С22 Ч~~ Сц ^22 ^12 ^21 ^21 ^12t ^2 = ^11 ^22 ^12 ^21 Ч~~ ^11 ^22 ^12 ^21 >
C*i - С j j ^22 |~* Г С22 j 2 — ^41 ^22 ^12 ^21)
-- t/jj ^22 Ч ^11 ^221 ^2 ^11 ^^2’
После этого вычисляются коэфициенты, через которые непосредственно 35314
выражается критическая скорость:
Z=Z)2(S1C2 —
М = Bl C2D1 + Вг С\ D2 — BIB2~2 Dj D2 At;
N=Bt С^—В^ — ЩА^.
Критическая скорость VKp определяется с помощью формулы: 35315
— М + УМ*-4LN
--------2Z------•
Перед радикалом знак выбирается таким образом, чтобы получить наимень-
шее значение Ккр.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ФУНКЦИЙ ФОРМЫ КОЛЕБАНИЯ /(г) и <р(г) 35320
Функции /(г) и ф(г), входящие в формулы, представляют закон изменения
по размаху крыла прогибов и углов закручивания при вибрациях. Чем точнее
задать эти функции, тем более точное значение критической скорости полу-
чается в результате расчета.
35321
Функции для крыла постоянного сечения
Z ~Т /(^) ?(г) ft /2 ср2 /* ф*
0 0 0 0 0 0 2,0 1,0 4,0 1,0
0,1 0,0335 0,156 0,00524 0,00112 0,0244 1,725 0,988 2,974 0,975
0,2 0,1277 0,309 0,03946 0,0173 0,0955 1,451 0,951 2,108 0,904
0,3 0,270 0,454 0,112 0,0697 0,206 1,186 0,891 1,396 0,794
0,4 0,460 0,588 0,270 0,211 0,345 0,928 0,809 0,850 0,655 .
0,5 0,679 0,707 0,480 0,461 0,500 0,679 0,707 0,461 0,500
0,6 0,928 0,809 0,746 0,850 0,655 0,460 0,588 0,211 0,345
0,7 1,186 0,891 1,053 1,396 0,794 0,270 0,454 0,0697 0,206
0,8 1,451 0,951 1,381 2,108 0,904 0,1277 0,309 0,0173 0,0955
0,9 1,725 0,988 1,703 2,974 0,975 0,0335 0,156 0,00112 0,0244
1,0 2,0 1,0 2,0 4,0 1,0 0 0 0 0
Производные функций f и <Р вычисляются по формулам:
Функции f и <р задаются исходя из предположения, что каждое крыло при 35322
колебаниях в потоке воздуха имеет те же линии прогибов и углов закручивания,
как это же крыло при чисто изгибных и чисто крутильных колебаниях в пустоте.
Эти функции для каждого крыла могут быть определены методом после-
довательных приближений.
9
35323—35331 Изгибно-крупшлъный флаттер крыла
35323 В качестве первого приближения можно задаться функциями f и ср из
табл. 35321.
35324 Каждое последующее приближение находится из предыдущего следующим
образом.
Для определения функции cp(z) предварительно находится функция:
I
Ф(^) ~ QdZ’
z
где cpn_j — функция (п—1)-го приближения.
Затем определяется следующее приближение для функции ср:
О
Постоянная Ап подбирается из того условия, чтобы функция срп(г) имела
на конце крыла (при z — I) то же значение, что и функция <fn_i(z).
Для функции f{z) сначала определяется вспомогательная функция:
i i
^mfn-Adzdz>
z z
затем находится следующее приближение для функции /:
Z Z
= j x(z)dz dz>
о о
•где коэфициент Вп подбирается из того условия, чтобы функция /п(д) имела на
конце крыла (при z — l) то же значение, что и функция /„-^(z).
35325 Процесс последовательных приближений продолжается до тех пор, пока
функции, полученные в двух последовательных приближениях, практически не
совпадут. Обычно для этого бывает достаточно двух-трех приближений.
35326 Производные и входящие в формулы 35312, определяются по
формулам:
В х(г) ; = А„ф(г).
dz2 ' ' dz 7
35330 ОПРЕДЕЛЕНИЕ КРИТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ ПО ИЗВЕСТНЫМ ПЕРИОДАМ
СОБСТВЕННЫХ КОЛЕБАНИЙ
35331 Вместо жесткости изгиба и кручения в расчетные формулы можно ввести
периоды собственных колебаний. Пусть Тиз — период собственных колебаний,
происходящих с преобладанием изгиба, и Ткр — период собственных колебаний,
происходящих с преобладанием кручения. Эти периоды могут быть определены
экспериментально. Тогда приближенно можно вычислить и а22 по формулам:
/ 2те \3
— I ) С11>
\ * из 1
10
Йзгибнд-крутильныи. флаттер крыла
35340 35352
ПЕРЕСЧЕТ КРИТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ НА РАЗЛИЧНУЮ 35340
ВЫСОТУ ПОЛЕТА
Метод пересчета на высоту заключается в следующем. 35341
Вычисляются значения:
U = С"-
с i li I I Li t\ I £ a i/1
M" = Bi C2 Di + Bi Ci D2 — B2}E2~2DiD2Ai,
где
Cj = Сц b22 bi2 c2i ‘ C2 = da d22 — d12 ^21-
Значения этих коэфициентов вычисляются для значения плотности воздуха
у земли.
Критическая скорость на высоте Н определяется по формуле 35315, причем 35342
Y+^^—Y; М = М'+ М"
\ р / \ ? / \ р / \ р /
Af— остается без изменения;
Ря — значение плотности воздуха на высоте Н.
ВЛИЯНИЕ КОНСТРУКТИВНЫХ ПАРАМЕТРОВ КРЫЛА НА ВЕЛИЧИНУ 35350
КРИТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ ИЗГИБНО-КРУТИЛЬНОГО ФЛАТТЕРА
Для крыльев обычного типа без сосредоточенных грузов можно пользо-
ваться следующими частично точными, частично статистическими зависимостями.
Влияние жесткостей крыла
35351
Одновременное изменение в п раз жесткостей крыла на изгиб и кручение
влечет за собой изменение критической скорости в р/г раз.
При изменении жесткости . кручения (с сохранением жесткости изгиба)
в т> раз критическая скорость крыла изменяется в гр раз, где показателе сте-
пени k равен примерно 0,55 — 0,67.
Для того, чтобы увеличить критическую скорость крыла от величины Ц
до величины Ё2, не меняя других параметров, необходимо увеличить жесткость
кручения в т] раз, где
на
71 W
лежит в пределах от 1,5 до 1,8).
Для крыльев с работающей обшивкой жесткость изгиба почти не влияет
величину критической скорости.
Влияние геометрических параметров крыла 35352
Изменение всех размеров крыла в произвольное число раз (если материал,
из которого изготовлено крыло, остается неизменным) не влечет за собой изме-
нения критической скорости.
Изменение в п раз всех размеров крыла в направлении, перпендикулярном
размаху крыла, вызывает изменение критической скорости приблизительно в то .
же число раз.
При этом предполагается, что работающие элементы (лонжероны, обшивка)
в направлении, перпендикулярном размаху, также изменяются в п раз, в то время
как материал, из которого изготовлены все детали, остается неизменным.
Если все размеры крыла в направлении, перпендикулярном размаху, уве-
личить в п раз, но при этом жесткости на изгиб и кручение оставить преж-
ними, то критическая скорость крыла уменьшится приблизительно в то же
число (п) раз.
При одинаковых размерах основных работающих элементов конструкции критическая
скорость крыла тем меньше, чем больше его хорда.
11
35352—35353
Изгибно-крутильный флаттер крыла
35353
Увеличение размера крыла вдоль его размаха в п раз с сохранением всех
характеристик в сечениях, отстоящих на одинаковую долю размаха от корня,
равносильно (в смысле величины критической скорости) уменьшению жесткости
Ъг0,8
крыла на изгиб в /г4 раз и жесткости на кручение в п? раз, т. е. вызывает
уменьшение критической скорости приблизительно в п раз.
Обрезывание концов крыла, если крыло трапецевидное, не дает значитель-
ного увеличения критической скорости в практически возможном диапазоне
уменьшения размаха.
С точки зрения увеличения критической скорости флаттера из серии тра-
пецевидных крыльев одинакового размаха и площади (а следовательно, и удли-
нения) наилучшим является
крыло, наиболее сильно сужи-
вающееся к концу.
На фиг. 35352 показана
серия моделей трапецевидных
крыльев и их критические
скорости в зависимости от £,
где 5 — отношение хорды на
конце крыла к хорде в месте
крепления крыла к фюзеляжу.
Влияние погонной
массы крыла
При увеличении массы
крыла наблюдается незначи-
тельное уменьшение критичес-
кой скорости (положение цент-
ра тяжести предполагается
неизменным).
Чтобы получить значи-
тельное увеличение критиче-
ской скорости,
весьма сильно
массу крыла.
На фиг. 35353 показан график
необходимо
уменьшить
Фиг. 35353
зависимости критической скорости некото-
рого крыла от у, где. у. — то число раз, в которое увеличивается масса крыла
12
Изгибно-крутильный флаттер крыла
35353 35356
(закон распределения массы по размаху сохраняется). Исходный вариант крыла
соответствует [л = 1.
Влияние радиуса инерции крыла 35354
4 = от(х2 + °*)-
Радиус инерции х для различных крыльев изменяется в пределах от 25 до
35% хорды.
Критическая скорость весьма сильно
зависит от величины радиуса инерции, при-
чем сильно уменьшается, если радиус инер-
ции увеличивать (фиг. 35354 показывает изме-
нение критической скорости некоторого кры-
ла при изменении радиуса инерции х, отне-
сенного к хорде крыла Ь).
Влияние высоты полета
Пусть %—критическая скорость крыла
на некоторой высоте, на которой плотность
воздуха рп и У2 — критическая скорость на
другой высоте, на которой плотность возду-
ха р2. Обычно можно считать, что
35355
V,
где показатель степени k изменяется для
большинства крыльев в пределах 0,35 — 0,5.
Для получения точной
от высоты полета следует
на высоту по указанному в
зависимости Йкр
делать пересчет
35340 методу.
Влияние положения центра тяжести и распределения жесткостей
35356
и моментов инерции
Критическая скорость весьма сильно увеличивается при передвижении
вперед центра тяжести крыла.
Для повышения критической скорости следует стремиться к тому, чтобы
GIKp
отношение —~ сохраняло, примерно, постоянную величину по отъемной части
’’т
крыла или же к концу возрастало и имело возможно бблыцую величину. По-
О/кр
ложение центра тяжести и отношение являются основными параметрами,
’’т
характеризующими VKp.
35400 МЕТОД ОПРЕДЕЛЕНИЯ КРИТИЧЕСКОМ СКОРОСТИ ИЗГИБНО-
КРУТИЛЬНОГО ФЛАТТЕРА КРЫЛА С СОСРЕДОТОЧЕННЫМИ
ГРУЗАМИ
35401 Излагаемый метод применяется к расчету' крыльев, несущих жестко при-
соединенные сосредоточенные грузы (поплавки, бомбы).
35402 Метод может быть применен также к расчету крыла, несущего мотор,
но в этом случае коэфициент безопасности следует брать 1,4 вместо 1,2, так
как критическая скорость крыла, несущего мотор, может понизиться в пределах
до 2О°/о за счёт упругости крепления мотора.
Для получения более точного значения критической скорости крыла двух-
или трехмоторного самолета следует пользоваться методом расчета, изложен-
ным в 35500.
35410 ОПРЕДЕЛЕНИЕ КРИТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ
35411 При расчете на флаттер крыла с сосредоточенным грузом следует при-
менить обычный способ расчета изгибно-крутильного флаттера крыла (см. 35300)
с измененными формулами для коэфициентов сц, С12, С22 и с измененным зада-
нием функцйй f(z) и ср (г) изгиба и кручения.
35412 Коэфициенты cik определяются по формулам:
i
сп = f mf^dz^Mf^K}-,
О
I
С12 = с21 = — J tnafy dz -j- 7И8 f(h) cp(A);
0
1
C22 — f Jm<f dz + Jm
6
где h. расстояние от корня крыла до сечения, в котором находится центр
тяжести груза;
/(А) — значение функции /(г) в сечении г = й с грузом;
ср(А) — значение функции ср (г) в сечении z = h с грузом;
М—масса груза;
Jm — момент инерции груза относительно оси жесткости крыла;
8— проекция на плоскость хорд крыла расстояния от оси жесткости крыла
до центра тяжести груза, считаемая положительной, когда центр тяжести
груза находится впереди оси жесткости крыла.
При вычислении интегралов по способу трапеции во всех коэфициентах,
входящих в расчет критической скорости, не допускается отбрасывание постоян-
ных множителей.
35413 Расчет ведется для двух вариантов задания функций:
I в а р и а нт
/ — функция изгиба первого тона с учетом груза;
ср—функция кручения первого тона с учетом груза.
II вариант
/—функция изгиба первого тона с учетом груза;
ср—функция кручения второго тона с учетом груза.
При расчете крыла с мотором, вынесенным вперед, достаточно ограни-
читься вторым вариантом расчета.
14
Изгибно-крутмльный флаттер крыла
35420—35422
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ФУНКЦИИ КРУЧЕНИЯ ПЕРВОГО ТОНА
Определение <pi ведется методом последовательных приближений.
В качестве первого приближения задается функция кручения для крыла
постоянного сечения (табл. 35321).
Определение следующих приближений производится по схеме:
35420
35421
35422
Z ~Т 7 m? V G/кр V U~G^KP Ф Примечание
1 2 3 4 5 6 7 8
0 (/m? )0 Ио Uo Фо = О ч>о
0,1 (7m’₽ )i К Ik Ф1 ?!
0,2 (Jm^ )2 ^2 Фз Ч Сечеиие с грузом
^2
0,3 (7m’ )з Из Ik Фз к
0,4 (Лтг'Р и* Ф4
0,5 И Т. д. и т. д. И т. д. И т. д. И Т. д.
0,6
0,7
0,8
0,9 -
1,0 (7т?)щ и10= о 6/10 = 0 Фю ’10
и
Всё крыло делится на 10,
частеи
В первом
отмечается одно из делений,
столбце помещается отно-
15 или 20
в котором считается помещенным груз.
£
шение — для точек деления. Во втором столбце — значения Jmq, вычисленные
для исходного приближения.
В третьем столбце выписывается 0 в нижней строке и интегрируется
второй столбец обычным способом, снизу вверх, вплоть до строки сечения с
грузом.
Таким образом,
Vlo = O
Кб — Кб + 1 + (Лг?)й + 1 “К (Zn?)*-
В строке сечения с грузом в третьем столбце записываются два значения,
получаемые следующим образом:
!/;= V3 + (4?)s+(4'P)2 и К^= К +
где п — число промежутков деления.
Дальше интегрирование идет вновь обычным путем:
v) = v;+(4?)2+(4?)i;
’/0 — IZj +(/OTcp)i + (/OTcp)o-
Для получения значений шестого столбца интегрируется пятый столбец
сверху вниз:
’ Фо = 0 ;
Ф1 — Фо + ^0 + Ц
Ф2 — Ф1 "К U2;
Фз = ф2 + + ^3;
Ф4 — Фз ~Ь ^3 + ^4
и т. д. по обычной схеме.
15
35422—35432
Изгибно-крутильный флаттер крыла
Значение <р в новом приближении определяется нормированием ф по
формуле:
и выписывается в седьмом столбце.
35423 Последовательные приближения ведутся до тех пор, пока два следующих
друг за другом приближения практически не совпадут; последнее приближение
будет функцией первого тона ср^ производная функции <Pj определяется по
формуле:
__2n 1 у
dz I ф10
где п — число промежутков деления; производная имеет разрыв в сечении с
грузом.
35430 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ФУНКЦИИ КРУЧЕНИЯ ВТОРОГО ТОНА
35431 В первом приближении полагается:
' Г/ Z V
<р2 = д ~5<р1]’
где cpi — функция кручения первого тона;
I
ym<fidz-\-JM <р?(А)
b
Множитель А подбирается так, чтобы на конце (при z = I) иметь <р2 (/) = 1.
В этих формулах при вычислении интегралов по способу трапеции не
/
следует опускать множитель —, где п — число промежутков деления.
35432 Исходя из полученного приближения для <р2, следующее приближение
определяется по схеме:
J 1 V С'кр V и=гп— 4 <Pi X ?2
2 3 4 5 6 7 8 9 10
0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1,0 Vo И2 а Vi V. V, и т. д. /10 = 0 > Хо Xi Х2 Хз Х4 И Т. д. Хю
16
Изшбно-крутильный флаттер крыла
35432-35442
Первые шесть столбцов составляются совершенно так же, как в преды-
дущей схеме (35422).
В седьмом столбце выписывается значение функции кручения первого
тона. Для составления восьмого столбца постоянную В вычисляют по формуле:
I
]Jm^dz-\-JM^{h) ^(Л)
J* Jm ср? dz -J- Jm W
о
Девятый столбец вычисляется по формуле:
Х = ф— Вуц.
В десятом столбце выписываются значения <р2 в новом приближении, полу-
чаемые делением Хл на у10.
Приближения для ср2 вычисляются до тех пор, пока не совпадут два еле- 35433
дующих друг за другом приближения. Последнее из полученных приближений
принимается за функцию кручения второго тона.
Производная функции кручения второго тона вычисляется по формуле:
£177—д
d©2 I dz
причем значения U и уло берутся из последнего приближения.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ФУНКЦИИ ИЗГИБА ПЕРВОГО ТОНА 35440
В качестве первого приближения задается функция изгиба для крыла 35441
постоянного сечения (35321).
Определение последующих приближений производится по схеме: 35442
Z Т mf V и EI и Е1 W Q f Примечание
1 ч 3 4 5 6 7 8 9 10
0 (mf)o Ио (70 Е1о (7р Е1о Го = О Qo = °
0,1 (m/h V1 (71 ЕЦ U1 . ЕЦ W\ Qi
0,2 (mf)2 Иг П Ui Е1г г2 С?2 Сечение с грузом
Vi Е12
0,3 («/)з И3 (73 и т. д. и т. д. и т. д. И т. д.
0,4 И/)4 И4 (7<
0,5 и Т. д. и т. д. И т. д.
0,6
0,7
0,8
0,9
1,0 W)10 Ию = 0 (71о = 0 ЕГЮ (710 Е110 Г1о Сю
3 17
35442 35443
Изгибно-крутильный флаттер крыла
z
В первом столбце выписываются значения у для точек деления. Во вто-
ром столбце помещаются значения mf, вычисленные для исходного прибли-
жения.
В третьем столбце полагают
VIO = 0
и интегрируют по обычной формуле до сечения с грузом:
V* = + WL+i +
В строке, соответствующей сечению с грузом, выписывают два значения:
v;=v3 + (/n/)3+(,n/)2
и 2га
V'2=V^ + Mf(h)
где М — масса груза.
Дальше интегрирование идет обычным путем:
Vi = (mf)2 +(/«/)!;
В четвертом столбце полагают
Цо = О
и интегрируют вверх по обычной формуле до сечения с грузом:
-Для сечения с грузом полагают:
у =у л 1/3+ V"
й О I 0 1 4
и дальше:
^о=Ц+^+^о-
Для получения седьмого столбца интегрируют данные шестого столбца
обычным способом сверху вниз:
r,= rt-,+ -^-+^ (Wa=o).
Для получения восьмого столбца интегрируют данные седьмого столбца
обычным способом сверху вниз:
Qft = Qft„1 + Wk^ + Wk (Q0 = O).
Для получения нового приближения f значения, полученные в восьмом
столбце, умножают на
2
Qio
35443 Последовательные приближения ведутся до тех пор, пока два последова-
тельных приближения практически не совпадут. Последнее приближение при-
нимают за функцию изгиба первого тона.
Вторая производная f для функции изгиба первого тона крыла с грузом
вычисляется по формуле:
d2/ _ 2 /2га V U
dz* Q]0\l)EI>
„ U
причем (До и берутся из последнего приближения, а га —число интервалов
деления крыла.
МЕТОД ОПРЕДЕЛЕНИЯ КРИТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ
ИЗГИБНО-КРУТИЛЬНОГО ФЛАТТЕРА КРЫЛА С МОТОРОМ
ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ
В случае расположения на крыле мотора применяется метод расчета, учи-
тывающий упругость крепления мотора.
- Упругость крепления мотора характеризуется коэфициентом k, равным
перемещению в вертикальном направлении центра тяжести мотора на под-
моторной раме, закрепленной на колонне, при действии на него единичной верти-
кальной силы, приложенной в центре тяжести мотора (при закреплении мотора
на колонне должна быть осуществлена упругость узлов крепления мотора
к крылу).
Коэфициент k может быть также определен из частотных испытаний мо-
тора на подмоторной раме, укрепленной на колонне; он выражается формулой:
! V„p при местно унреп том. моторе
У„рпри упруг w нреглекии мотора
Фиг. 35513
k — 4к2/г2 М,
где М — масса всех грузов,
находящихся на под-
моторной раме,
пм — число колебаний в се-
кунду мотора в верти-
кальном направлении.
Упругость крепления мото-
ра ведет к снижению критичес-
кой скорости крыла.
На фиг. 35513 приводится
типичный график зависимости
критической скорости крыла от
частоты пм колебаний мотора.
Общее снижение критической
скорости за счет упругости мото-
ра при реальных параметрах мо-
жет достигать 2О0/0.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ФОРМЫ ПЕРВОГО ТОНА КРУТИЛЬНЫХ
КОЛЕБАНИЙ
Нулевое приближение для линии углов закручивания й для отклонения
мотора задается в виде:
35500
35510
35511
35512
35513
35520
35521
при Z<Z h ;
? (z) = 1
при h
и
v . s | (G/Kp)cp
где (О/кр)ср — среднее значение жесткости кручения на центроплане (значения
8 и /г-см. 35412).
19
3 5521—35523
Изгибно-крутильнмй флаттер крыла
Производная этой функции определяется формулами:
dv> 1 , ,
~г~~ ~т при z<Zh,
dz h 1
dv n ~ ,
— ® ПРИ z>«-
Частота колебаний в нулевом приближении дается формулой
тс пм
35522
35523
Если 0,2, то за функцию формы крутильных колебаний первого тона
может быть принято нулевое приближение.
Точное определение функции формы крутильных колебаний ведется ме-
тодом последовательных приближений.
Если известно n-е приближение, то (n-j-l)-e определяется по следующей
схеме:
Z 1 V GIKP V и — GI кр ф <Рл+1
1 2 з 4 5 6 7
0 (7от4)о Ео
0,1 (7ОТ 4)1 Ei
0,2 0,3 (7m 4)? (7m 4)з Ез V" Es
0,4 (7m 4)4 е4
0,5 И т. д. и т. д.
0,6
0,7
0,8
0,9
1,0 (7m 4)10 Е„=0
Длина крыла делится на 10, 15 или 20 равных частей и отмечается одно
из делений, в котором считается помещенным мотор. В первом столбце выпи-
%
сываются значения для точек деления. Во втором — произведение Jm на функ-
цию в п-ом приближении. В третьем столбце выписывается 0 в нижней строке
и интегрируется второй столбец обычным способом вплоть до сечения с мотором.
Таким образом, 1/10 = 0,
^k~ ^+i + +(^от?л)й-
В сечении с мотором в третьем столбце стоят два числа, получаемые
следующим образом:
v;=vs + (jm?„)3+(4?„)2
и
2/
где i — число делений интервала.
20
Изгибно-крутильный флаттер крыла 35523—35532
Дальше интегрирование ведется снова обычным путем:
у0= ^ + (/Л)1тЬ(4?л)0.
Для получения чисел шестого столбца интегрируется пятый столбец сверху
вниз:
Фо = О;
Ф1 — Фо + > Фз = Фг + ^2 + ^з ;
Ф2=Ф1 + Ц + Ц; Ф< = Фз + ^з + ^4
и т. д. по обычной схеме.
Значение <pn+i в новом приближении определяется нормированием ф по
формуле:
и выписывается в седьмом столбце.
Отклонение мотора в(п-ф-1)-ом приближении определяется следующим
образом:
М 4/2
Х„+1=8Тл+1 +
Последовательные приближения ведутся до тех пор, пока два следующих 35524
друг за другом приближения практически не совпадут; последнее приближение
будет функцией углов закручивания для первого тона (z).
Последнее приближение для отклонения мотора принимается за отклонение
мотора Х(1) для первого тона крутильных колебаний. Производная функции ^\z)
вычисляется по формуле:
d<?V = _2Z И_
dz I ф10
Частота колебаний кручения может быть вычислена по формуле: 35525
2Z 1 /Т
р=-т\/
где ф10 берется из последнего приближения.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ФОРМЫ ВТОРОГО ТОНА КРУТИЛЬНЫХ 35530
КОЛЕБАНИЙ КРЫЛА
Линия углов закручивания в нулевом приближении <р0(;г) задается в виде: 35531
То (2) — 0 при z^h,
, Ч z — h . ,
'f’oС2) ПРИ z>h-
Для отклонения мотора принимается
Л = - J & dz ’
о
где и Хб) — соответствующие величины для первого тона.
Если известно га-е приближение для и X, то (п-ф- 1)-е определяется по 35532
следующей схеме:
21
35532—35541
' Изгибно-крутильный флаттер крыла
Z V G4p U = СТ~ ^кр 4 <p(i) B<P(D X Ч>я+1
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
Первые шесть столбцов схемы вычисляются так же, как и в предыдущей
схеме (35523). Далее полагается:
Кя+1=8фя+1(Л) + -у-Х„^-.
В седьмом столбце выписываются значения функции кручения для пер-
вого тона. Для составления восьмого столбца вычисляется постоянная В по
формуле:
г
\jm^dz + MX^Yn+x ‘
5 = Ц--------------------.
о
Значения х в девятом столбце вычисляются по формуле:
Х = Ф~ Дср(’).
В десятом столбце выписываются значения (rt-j-l)-ro приближения для
функции углов закручивания второго тона, получаемые делением / на /10.
Отклонение мотора в (п-)-1)-ом приближении определяется по формуле:
х,+,“ S •
35533 Приближения ведутся до тех пор, пока не совпадут два следующих друг
за другом приближения. Последнее приближение принимается за функцию
формы крутильных колебаний второго тона ср*-2), последнее из значений Хп—за
отклонение мотора при втором тоне крутильных колебаний Х&>.
Производная функции кручения второго тона вычисляется по формуле:
dy^ ______________________f 2i \ 1
dz у I dz ) Хю'
35534 Круговая частота колебаний кручения второго тона вычисляется с помощью
формулы:
J°!кр ds + k (%(2) ~ W
---------------------------.
О
35540 ОПРЕДЕЛЕНИЕ КРИТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ ФЛАТТЕРА КРЫЛА
С УПРУГО ПРИКРЕПЛЕННЫМ МОТОРОМ
35541 Если мотор расположен впереди крыла, расчет на флаттер производится
с функцией изгиба f(z) для первого тона изгибных колебаний крыла с жестко
закрепленным мотором (см. 35440). За функцию кручения принимается форма
второго тона ©(2)(.г) крутильных колебаний крыла с упругим креплением мотора.
22
Изгибно-кротильный флаттер крыла
35541—35553
Если мотор не вынесен вперед, то расчет следует вести в двух вариантах:
та же функция изгиба и функция кручения первого тона с учетом
упругости мотора;
та же функция изгиба и функция кручения второго тона с учетом
упругости мотора.
За критическую скорость принимается меньшая из полученных скоростей.
Расчет на флаттер ведется по обычной схеме для расчета изгибно-кру- 35542
тильного флаттера крыла (35300). При этом среди коэфициентов а-^, btk, Cik, dik
(35312) коэфициенты cn, c12, c22 и a22 надо вычислять не по обычным формулам,
а по следующим:
г
сп =J mf^dz+Mf^h}-,
о
I
с12 == с21 = — j" та dz -ф- MX®
о
i
c^=^Jm?dz + MtX^
о
I
«22 = Jo/Kp dz + k^XW-^.
о
УЧЕТ ДОБАВОЧНЫХ ГРУЗОВ, РАСПОЛОЖЕННЫХ В СЕЧЕНИИ 35550
С МОТОРОМ
Если в сечении с мотором имеется значительный сосредоточенный груз
(момент инерции которого превосходит 0,20 момента инерции мотора), жестко
прикрепленный к крылу, то следует применить изложенный в 35500 метод расчета
со следующими изменениями.
Формула 35523 для V2 заменяется следующей: 35551
V' = V"2 + М + Jm гр ?11 (А) ,
где /лггР —момент инерции жестко прикрепленного груза относительно оси
жесткости крыла.
Изменяется формула 35532 для определения В: 35552
i
^Jm^dz + МХ» Yn^XJM?9 <р<’) (А) ф (А)
5 = -------------------------------------.
f Jm (T(D)3 dz + M(X(D)S + Л1гр [?(D (А)]3
о
Формула 35534 для определения круговой частоты колебаний кручения 35553
второго тона заменяется следующей:
i
f О7кр (V dz + k [Х(2) - (А)]2
J \ j
2 о
р = —I--------'---------------------------
[ Jm (Т(2))2 dz + М (Х(2))2 + Л1гр [?<2> (А)]2
о
23
35554
Изгибно-крупшлъный. флаттер крыла
35554 При определении критической скорости изгибно-крутильно.го флаттера
крыла формулы 35542 для сп, с12, с22 заменяются следующими:
z
= J1 mf* dz + (М+ Мгр)Г (Ну,
о
Z
с12 = с21 = — J т а/<р dz + МХ& f(h) МР W(A) ср (/г);
О
I
c„=^Jm<?dz+ М{Х^ + гр <Р2 (h),
о
где /ИГР — масса жестко присоединенного груза,
§гр — расстояние центра тяжести массы Л4гр от оси жесткости крыла,
считаемое положительным, если центр тяжести лежит впереди оси
жесткости крыла.
В остальном метод определения критической скорости, изложенный в 35540,
остается без изменения.
МЕТОД ОПРЕДЕЛЕНИЯ КРИТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ ФЛАТТЕРА 35600
КРЫЛА С ПОДКОСОМ
Схема расчета крыла с подкосом изложена для случая подкоса, осуще-
ствляющего абсолютно жесткую заделку сечения на кручение и дающую жест-
кую опору при изгибе и для случая крыла, не несущего сосредоточенных
грузов. При наличии последних следует внести изменения в соответствии
с 35400 и 35500.
СХЕМА РАСЧЕТА СОВМЕСТНЫХ КОЛЕБАНИЙ ПЕРВОГО ТОНА 35610
Размах крыла разбивается на i частей так, чтобы сечение z = h сопряже- 35611
ния подкоса с крылом попало в одну из точек деления.
Вычисляются вспомогательные при расчете функции ш(2) на 35612
участке между корневым сечением крыла и сечением с подкосом по схеме:
Z w кр V(1> = J" 2 “(г) 1 EI z — h if® =5'6 V(2) = J 7 х(1) И3) = J 9 Х(2)
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11
0 0,1
h Т 1 Для вычис лений ел; /'жат форм; ,-лы:
И? = 0, = 1/Д + ^-1 + 1Л'\ = 4 И1’;
И?=о, И?= va + U’.+t/l”,
if-о, И? +zV’,
ZA>
Если известны функции fn-\ (z), и частота pn_i в (п—1)-ом прибли-
жении, то для определения n-го приближения определяются функции Fn (г)
35613
и Ф„(г).
Схема вычисления Фп(:г):
Z ~Т ?л-1 5 = 4—7 |e=J8 О'кр — v i\ c ®"-GZhp 2/^4” ф |ф •
1 2 3 4 1 5 | 6 7 8 | 9 10 11 | 12 13 14| 15
0
0,1
0,2
1,0
4
25
35613
Флаттер крыла с подкосом
Значения величин девятого и одиннадцатого столбцов вычисляются по фор-
мулам:
У1о = О; + Ц = 0; (ф„ )й+1+(фя)й.
Значения Фл (четырнадцатый столбец) вычисляются по формулам;
(фЛ = Wk — ( — ) при Z < /г; (Ф„К= 1^/г —(1^)л при г>А
\ /Л
(значок h показывает, что надо взять значения, относящиеся к сечению с под-
косом).
Значения Ф'п (пятнадцатый столбец) вычисляются по формулам:
, (1Г\ 1 ,
(Фп)* = ^ —I—) при2:<А; (®n}k = Uk wpnz>h.
Функция Fn(z) определяется по схеме:
FlF"_(L\2!L
2/ ) EI
9 | 10 (11 12
13 | 14
- fl V
Fn~\2i) ®
15
16
f
0,9
В девятом, десятом, тринадцатом и четырнадцатом столбцах вычисление
ведется по формулам:
^Ло = о> Vk~ ^*+1 “Ь^й+i
Цо — 0> Ц = FJk+\ +
U70 = O, + +
Q0 = O, Qk=Qk^ + Wk+Wk^.
В шестнадцатом столбце функция F„ вычисляется по формулам:
(ЦК=(Ц)й- при z </г,
(Ц)й = ЦЛ-(~5^)-у-при z>h‘
\ Л /Л*' \Л /Л
Вторая производная функции Fn берется из двенадцатого столбца.
26
Флаттер крыла с подкосом
35614—35621
Частота колебаний определяется как наименьший корень уравнения
£р4+Л1р2 + Л^ = 0,
где
35614
причем - »
i i
an= El F"*dz, a,,,,= ^Gl^yP'ydz,
о о
t i i
Cn=\mF2ndz, c21 = c12 = —{maFn<t>ndz, с22 = f Jm&2 dz.
b ob
Вычисляются постоянные А и В по формулам:
д--А_
' Fn(iy
в = аи~Р2си д = W2 Д
С12Р2 а22 Р2 С22
35615
Функции п-го приближения вычисляются по формулам:
35616
и их производные
f^z) = AnF"n(z), v’n(z) = Bn$'n(z).
Процесс последовательных приближений ведется до тех пор, пока два
следующих друг за другом приближения практически не совпадут.
Для вычисления нулевого приближения служат следующие формулы: 35617
? Y' , / ? V I Г. / Z V .Т. Z \ / z V h Z ,,
Fo (z) = (^-J + a (^) +& l-j-\ ; Фо (z) = (j) ~TT при z < A;
Л>(2) = -(у-1у + су + ^;
/ z Л \2 . n A fi\ / z h\ ,
+2(ч1~тД7'-т)при2>Л’
причем
h / f h f h h
a = ~ 5,5-y + 6 — 3-4; c = 0,5 ( 4- ) -6(4). 4-94 — 4;
z n J \4 '
f h\t h / h \4 /Л\3 /Л\2
6 = 4,5(4-) - б4 + 3; (/ = 0,5(4) +2(4 ) — з(4) +1-
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВТОРОГО ТОНА КОЛЕБАНИЙ 35620
Первое приближение, для второго тона вычисляется по формулам: 35621
причем
z
Г mfm (/(!)._ otp(D)^
J (Л1Т<1)2 — msf^^)dz
о
и /<Й и — функции формы, вычисленные для первого тона колебаний.
27
35622—35633
Флаттер крыла с подкосом
35622
35623
35624
35625
35626
35630
35631
35632
35633
Для вычисления га-го приближения по (п—1)-му вычисляются функции
Fn и Ф„ по схемам 35612 и 35613.
Определяются константы X и [л:
z
f [mFnfd) + Jm фя ?(D - ms (Fn 4. <*>)] dz
b
Функции /z-го приближения определяются формулами:
а их производные —
х (ф« — I1 Т(1)/) •
Частота колебаний в п ом приближении определяется из равенства
Приближения ведутся до тех пор, пока два следующих друг за другом
приближения практически не совпадут.
РАСЧЕТ КРИТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ КРЫЛА С ПОДКОСОМ
Расчет критической скорости крыла с подкосом ведется по схеме 35310,
причем в качестве функции f(z) и <р(г) принимаются функции, полученные из
расчета второго тона совместных колебаний.
Если от расчета не требуется большой точности, расчет можно вести с
упрощенным выбором функций /(г), <р(г). Именно, берется функция <p(z), рассчи-
танная для консоли крыла в предположении, что подкос является местом заделки
(метод расчета см. 35300), а функция f(z) определяется способом, описанным
в 35633.
Упрощенная схема расчета функции изгибных колебаний
Функция изгиба f(z) определяется методом последовательных приближе-
ний. Первое приближение для f0(z) определяется формулами 35617:
/0(г) = ед.
Если известно (п— 1)-е приближение /n_i(z), то для определения п-го
приближения вычисляется функция Fn(z) по схеме 35613, полагая в ней
<ря_ 1 (z) = 0; функция изгиба в n-ом приближении определяется по формуле:
А(г) = ^у ЛЖ
ее вторая производная —
и частота изгибных колебаний —
p"=]/w
ЭЛЕРОННЫЙ ФЛАТТЕР 35700
Крыло с элероном может быть подвержено четырем видам флаттера со 35701
следующими степенями свободы:
изгиб крыла — отклонение элерона;
кручение крыла — отклонение элерона;
изгиб крыла — кручение крыла;
изгиб крыла — кручение крыла — отклонение элерона.
Практически наблюдаются на реальных конструкциях только первая и третья
формы флаттера. В случае элеронного флаттера деформации кручения крыла
бывают пренебрежимо малы; поэтому в настоящее время обычно производят
только расчет изгибно-крутильного флаттера крыла (метод расчета — см. 35300) и
расчет изгибно-элеронного флаттера методом, излагаемым ниже.
Изгибно-элеронный флаттер может быть двух форм: 35702
симметричный, когда правый и левый элероны отклоняются в одну
сторону;
антисимметричный, когда правый и левый элероны отклоняются в
разные стороны.
Отклонение элеронов одновременно в одну сторону может происходить
только за счет упругости проводки элеронов, характеризуемой частотой симме-
тричных колебаний элеронов (последняя определяется динамическими испыта-
ниями). Отклонение элеронов в разные стороны может происходить как без -
деформаций в проводке (проводка работает как механизм, частота элерона равна
нулю), так и за счет деформаций в проводке, которые определяются частотой
антисимметричных колебаний элеронов (также определяющейся динамическими
испытаниями).
В соответствии с этим безопасность полетов должна быть обеспечена для
следующих случаев, являющихся расчетными:
симметричный изгибно-элеронный флаттер при частоте симметричных
колебаний элерона, определяемой динамическими испытаниями;
антисимметричный изгибно-элеронный флаттер при частоте элерона,
равной нулю;
антисимметричный изгибно-элеронный флаттер при частоте антисимме-
тричных колебаний элерона, определяемой динамическими испытаниями.
Так как частоты элерона до проведения динамических испытаний бывают
неизвестны, то при расчете следует задаваться различными значениями частот
и построить график изменения критической скорости в зависимости от частоты
элерона (для обеих форм элеронного флаттера). После проведения динамических
испытаний и определения частот элерона значение критической скорости без
каких-либо дополнительных вычислений определяется по этим графикам.
Основными параметрами, путем изменения которых можно изменить кри- 35703
тическую скорость элеронного флаттера, являются, кроме частот элерона, весо-
вая балансировка элерона и инерция проводки. Степень весовой балансировки
зависит не только от положения центра тяжести и величины балансирующего
груза, но и от места установки последнего на элероне. Цель установки балан-
сирующих грузов заключается в создании инерционных сил, препятствующих
отклонению элерона при изгибных колебаниях крыла. Эти силы зависят, в
частности, и от амплитуды изгибных колебаний тех сечений, в которых распола-
гаются балансирующие грузы (например, если установить балансирующий груз
в сечении, в котором находится узел изгибных колебаний, то независимо от
величины груза он не будет создавать никаких инерционных сил и элерон будет
вести себя как несбалансированный).
Закон распределения амплитуд по размаху характеризуется функцией f(z).
29
35703—35712
Элеронный, флаттер
Степень весовой балансировки определяется коэфициентом:
с13 = —J тэ a., /(z) dz
Zi
(обозначения см. 35710).
Если балансировка осуществлена установкой нескольких сосредоточенных
' грузов, массы которых Mlt ТИ2,... находятся впереди оси вращения элерона на
расстояниях а1( а2,... и от борта фюзеляжа — на расстояниях Zj z2, ..., то
коэфициент с13 определяется формулой:
za
Cj3 = — J тэ f(z) rfz-ф- у
Zi I
Если коэфициент с13 = 0, то элерон считается полностью сбалансированным,
если с13<0, то элерон недобалансирован, если с13>0, то элерон перебалан-
сирован. Таким образом, само по себе условие помещения центра тяжести эле-
рона на его оси вращения еще не определяет степени весовой балансировки.
Если в результате расчета критическая скорость элеронного флаттера
оказывается недостаточной, то производят расчет при нескольких значениях
коэфициентов с13 и c3S и устанавливают необходимую их величину. Затем опре-
деляют необходимую величину, плечо и место установки дополнительных
балансирующих грузов, которые нужно поставить, чтобы коэфициенты достигли
желаемой величины.
35710 МЕТОД РАСЧЕТА ИЗГИБНО-ЭЛЕРОННОГО ФЛАТТЕРА
35711 Для расчета элеронного флаттера должны быть известны следующие вели-
чины.
Геометрические характеристики
расстояние от места крепления крыла к фюзеляжу до конца крыла Z;
длина элерона / э;
форма крыла с элероном в плане;
закон изменения хорды крыла по размаху Ь-,
хорда элерона в каждом сечении Ьэ ;
расстояние от оси вращения элерона до передней кромки его &о.к;
площадь элерона 5Э ;
расстояние мотора от борта фюзеляжа А;
расстояние от борта фюзеляжа до начала элерона z± и до конца его z2.
Упругие характеристики
жесткость изгиба крыла по размаху EI.
Массовые характеристики
погонная масса системы крыло—элерон /«;
погонная масса элерона тэ ;
момент инерции массы элерона относительно его оси вращения Jm э;
расстояния центров тяжести сечений элерона от его оси вращения аэ- ;
масса мотора, находящегося на крыле, /Им .
Аэродинамические характеристики
, •• дс„
производная коэфициента подъемной силы по углу атаки ;
производные коэфициента шарнирного момента по углу атаки крыла
- и по углу отклонения элерона:-^-и .
35712 Расчет изгибно-элеронного флаттера производится для двух случаев:
симметричного изгибно-элеронного флаттера;
антисимметричного изгибно-элеронного флаттера.
30
Элеронный флаттер
35713-35714
В обоих случаях 35712 критическая скорость определяется по одним и тем 35713
же формулам, которые приводятся ниже. Разница заключается в способе зада-
ния функции формы изгибных колебаний /.
Кроме того, в расчете антисимметричного элеронного флаттера при частоте
элерона, равной нулю, учитывается инерция проводки управления.
Для расчета симметричного изгибно-элеронного флаттера функция / берется 35714
из расчета изгибно-крутильного флаттера крыла; для расчета антисимметричного
изгибно-элеронного флаттера она определяется методом последовательных при-
ближений следующим образом.
Вычисляется Во по формуле:
J /пФо4) z dz Мм /гФ^Д/г)
j'miz2 dz + 7ИМ №
О
где фо4) — половина функции изгиба из табл. 35321.
Вычисляется ро по формуле:
2 _ 1_____
Р°~№(1) + Во1
и находится нулевое приближение для функции/:
/о(г)=Ро [<(г) + ад.
Переход от (п—1)-го приближения к ц-му совершается по формуле:
Л(г)=^4)(г) + ДЛ
где функция (z) определяется по схеме:
7 т fn-1 J® ®2s I® м°- EI % f® ®Js J® фл«)= ®2s
© ® ® ® ® ® ($) ©
0 , Г—- 0 1 0
0,1 — 1——
0,2 иН\ 1—-
0,3 —
0,4
0,5 <— *—— и——
0.6 —— 1
0,7 —- — — * г
°,з —— * —
0,3 1— — *
1,0 1 0 0 ’ *——
Длина крыла делится на 10 или 20 равных частей (s — число делений)
и в одном из делений отмечается сечение, в котором помещен мотор (в схеме —
сечение 0,2).
Порядок интегрирования отмечен стрелочками. В строке сечения с мотором
стоят два числа, получаемые следующим образом:
Ос
^ = ^4_Л4М/Л_1(А)^.
Дальше интегрирование идет обычным путем.
31
35714—35723
Элеронный флаттер
Постоянная рп имеет значение, определяемое из формулы:
2 _______1
Формула для Вп получается из формулы для В()) если заменить ]>о4) на ]^4).
Вторая производная вычисляется по формуле:
pr d2fn — „2 ф(2)
dz* ~Рп*п •
35720 СХЕМА ОПРЕДЕЛЕНИЯ КРИТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ
35721 Форма изгибных колебаний крыла f(z)
Способ определения f(Z) указан в 35710.
35722 Определение коэфициентов G, Н, й3, и й3
Коэфициенты G, Н, Й3, й4 и Q5 определяются для рассчитываемого крыла
способом, указанным в 35.13.00.
b Ьо к
Эти величины суть функции ~ и , поэтому необходимо иметь таб- •
лицу или график изменения этих величин по размаху элерона.
35723 Вычисление коэфициентов alk, blk> cik и dlk
Величины dik представляют собой определенные интегралы, которые
приводятся ниже. Эти интегралы можно вычислить с достаточной для практики
точностью способом трапеций, разделив промежуток интегрирования на 10 частей.
L
c11=fmfadz + M„f\hy, &13 = —Ip^-J Gbfdz\
0 Z1
z
Cjg =
Z1
J
0
1 dcv г
dll=2~p^J bf2dZ’
0
Za
d13 = —2-p dc^Hb*fdz-
Zt
z2
d33—p J Q4 b3 dz;
zt ♦
d3i = pj Q3b*fdz.
Zi
Величина x есть отношение частоты колебаний элерона к частоте изгибных
колебаний крыла.
В расчете антисимметричной формы флаттера при х = 0 коэфициент сз3
определяется формулой:
^33 — /пэ "I- Д ^зз>
где Д с33 — приведенный момент Инерции проводки управления. Формулу для
определения Дс33 см. в, 35912.
32
Элеронный флаттер
35724—35731
Определение критической скорости
По известным aik, bik, cik, dlk находятся:
ЛТ] = аи ааа; 7WS = t/ц dss -|- 6аа dl3 о?31 61а са1;
= ^11 ^33 “I” ^11 ®33 J ^6 = Q1 ^33 “к ^11 С33 ^13 ^31 ^13 ^31 >
/Иа = аи сза -|- Cjj аза; /И~ — d13 b3S bi:t d3! ;
Л/4 == Яц Ь33; Ms = сп сза с13 са1
затем
А — Л46 Л46 Л4, — М? ТИ8 ;
‘ м=м2мъме-^м3м6мч—м4м1—2м2мчм&-,
- Ы—М2М3Мй — МгМ1 — M%MS
и, наконец,
2 _-M±]/Mr-^4Z1V
V кр — ; о? •
Порядок расчета
Строится кривая VKp антисимметричного элеронного флаттера при х —О
по с1а при изменении степени весовой балансировки элеронов; при этом учитывается
изменение саз в соответствии со схемой балансира или инерционного демпфера.
По полученному графику устанавливается необходимая степень балансировки
согласно 35112.
Строятся графики критической скорости элеронного флаттера симметричной
и антисимметричной формы в зависимости от х. Графики должны быть построены
в пределах от х = 0 до х=1,2 хэ , где в случае антисимметричного флаттера:
__________________ частота антисимметричных колебаний элерона
3 частота антисимметричных изгибных колебаний крыла ’
а в случае симметричного флаттера:
частота симметричных колебаний элерона
частота симметричных изгибных колебаний крыла ’
По полученным графи-
кам проверяется выполнение
требований относительно соб-
ственных частот симметричных
и антисимметричных колебаний
элерона (35112).
Если эти требования не выпол-
няются, то иХ можно достигнуть
путем увеличения балансировки или
ужестчения проводки управления.
РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЕТА
В качестве примера на
фиг. 35731—I показано изме-
нение критической скорости
в зависимости от отношения
частот х для различной сте-
пени весовой балансировки
элерона. При г1а = 0 (полная
балансировка) критическая
скорость отсутствует при лю-
бых значениях х. Такой вид
имеет график изменения кри-
тической скорости по х в слу-
чае, если Z>0. Для данного
значения х получаются два по-
ложительных значения скоро-
сти, из которых меньшее зна-
35724
35725
35730
35731
5
33
35731—35732
Элеронный флаттер
чение есть критическая скорость возникновения флаттера, а большее—скорость
его прекращения (следует заметить, что расчет скорости прекращения флаттера
может давать значительные отклонения по сравнению с опытом). При достаточно
больших значениях частоты колебаний элерона (при больших значениях х)
скорость в результате расчета получается комплексной, т. е. флаттер рассчиты-
ваемой формы невозможен ни при какой скорости.
На фиг. 35731—II кривые с фиг. 35731—1 перестроены по степени весовой
балансировки элерона (по коэфициенту с13). Как видно из графика, увеличением
степени весовой балансировки можно уничтожить возможность возникновения
флаттера.
35732
Если коэфициент £.<0, то кривая изменения критической скорости по х
имеет вид, показанный на фиг. 35732. В этом случае скорость возникновения
флаттера существует при любом значении частоты элерона.
РАСЧЕТ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ 35800
НА ФЛАТТЕР
ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ 35801
Во всех известных до сих пор случаях возникновения флаттера оперения
в полете причиной флаттера являлись неуравновешенные рули. В силу этого
расчет горизонтального оперения производится только на случай рулевого
флаттера, причем стабилизатор считается абсолютно жестким. Расчет верти-
кального оперения не производится, но вместо этого требуется полная балан-
сировка рулей направления.
При совпадении частот стабилизатора (или киля) и фюзеляжа необходимо 35802
производить также расчет безрулевого флаттера, так как его критическая скорость
в этом случае может быть низкой. При анализе результатов динамических испыта-
ний следует проверить, что такое совпадение не имеет места.
Расчетные данные 35803
Для расчета оперения должны быть известны следующие величины:
Л/о— масса хвостового оперения; в массу Мо включается масса всех грузов,
сосредоточенных на конце фюзеляжа (горизонтальное и вертикальное
хвостовое оперение, костыль, часть фюзеляжа, находящаяся позади
условного конца его, и т. д.);
Фиг. 35803
— момент инерции массы Мо относительно оси, параллельной размаху
стабилизатора и проходящей через условный коНец фюзеляжа;
о0 — расстояние от центра тяжести массы 7И0, отсчитываемое по горизонтали,
до условного конца фюзеляжа; расстояние считается положительным,
если центр тяжести лежит позади условного конца фюзеляжа;
хо~~ расстояние от оси, параллельной размаху стабилизатора (и проходя-
щей через условный конец фюзеляжа), до передней кромки; расстояние
считается положительным, если эта ось находится позади передней
кромки стабилизатора (фиг. 35803);
35
35803
Флат тер горизонтального оперения
рш—расстояние от оси вращения руля высоты до оси, проходящей через
условный конец фюзеляжа;
Ло— момент инерции массы Мо относительно оси фюзеляжа;
тф — погонная масса фюзеляжа;
Лгф —погонный момент инерции массы фюзеляжа относительно оси жест-
кости фюзеляжа;
тр — погонная масса руля высоты;
Jmp— момент инерции руля высоты относительно его оси вращения;
J*mp — погонный момент инерции руля высоты относительно его оси вращения:
z2
Jтр == 2 d.Z J
Z1
^2
7ИР — масса руля высоты = 2 \mvdz '\ ;
<зр — расстояние от общего центра тяжести половины руля высоты до его
оси вращения; расстояние считается положительным, если центр тя-
жести лежит позади оси вращения;
хр — расстояние от центра тяжести сечения руля высоты до его оси вра-
щения;
Е1Ф— жесткость фюзеляжа на изгиб;
(С/кр)ф—жесткость фюзеляжа на кручение;
(О/кр)р — жесткость на кручение руля высоты;
R — жесткость крепления руля высоты; коэфициент R выражается через
частоту симметричных колебаний руля высоты как твердого тела:
А? = 4к3 «2/тр,
п — число симметричных колебаний руля высоты в секунду;
/ф — условная длина фюзеляжа; считается от сечения, в котором может
быть принята заделка фюзеляжа, до оси стабилизатора; осью стаби-
лизатора здесь называется прямая, перпендикулярная оси симмет-
рии самолета и проходящая через условный конец фюзеляжа; услов-
ный конец фюзеляжа — точка, лежащая на середине расстояния
между узлами крепления стабилизатора к фюзеляжу;
I — расстояние от места крепления стабилизатора к фюзеляжу до конца
стабилизатора;
zx — расстояние от места крепления стабилизатора к фюзеляжу до начала
руля высоты (фиг. 35803);
г2—’• расстояние от места крепления стабилизатора к фюзеляжу до конца
руля высоты;
b — хорда горизонтального оперения;
Ьэ — хорда руля высоты (от передней кромки руля высоты до задней
кромки);
Ьо.к. — расстояние от оси вращения руля высоты до передней кромки его;
р — плотность воздуха;
до
— производная коэфициента подъемной силы оперения по углу атаки;
дстЕ дсу f х0 1 \
да да \ b 4 J ’
дст
—производная коэфициента шарнирного момента по углу атаки оперения;
— производная коэфициента шарнирного момента по углу отклонения
руля высоты;
5Э— площадь половины руля высоты.
36
Флаттер горизонтального оперения
35810-35813
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ФУНКЦИИ ФОРМЫ ИЗГИБА ФЮЗЕЛЯЖА В СЛУЧАЕ 35810
ИЗГИБНО РУЛЕВОГО ФЛАТТЕРА
Определение функции формы ]>(х) ведется методом последовательных 35811
приближений. Фюзеляж от места заделки до конца разбивается на 10 равных
частей и в этих сечениях определяется значение жесткости фюзеляжа на изгиб
Е7ф и погонной массы тф. Далее задаются какой-либо функцией ]>0(х) в ка-
честве исходной. За ]>о(л) удобно принять-^/(х), где /(х) —функция формы
колебаний стержня постоянного сечения (табл. 35321). Следует иметь в виду
формулу
= 1±372
\ dx ) — j /ф
Получение n-го приближения по (и — 1)-му ведется, как указано ниже.
Определяются функции В(1)(х), №(х), тД)(х), т)<2>(х) по формулам: 35812
^)(х) = J dx-, £<2>(х) = dx; ^(х)=^dx; ^(х) = ^(х) dx.
Эти функции не зависят от номера приближения и вычисляются один раз
для всех приближений по схеме:
х/1ф X У.ф X ®/© J® ®го 1ф J® ^2/— ~®го1-Ф ®/@ f® 7]'" = f®
© © © © © © © ®
—
0 © 0 L_ Г"— A_ 0 __ - 4_=_ 0
0,1 — b, -C —
0,г %— —— "2 -r-— r~~ — —
0,3 b3 L_ - J— -4— —r - U4__ --1__ - 1-Щ - ---—
0,4 —
0,5 ff5r=’ — be L h-l-J —1 - -1 ; r — —
0,6 °6р=
0,7 Zr— —— b8 ''d EZ 1— -r-— —1__ L_ -1— —
0,8 %
0,9 .pi tpl 1 bs — — __
1,0
‘ Стрелочками показан порядок суммирования. Так, например, если в колонке 5-й стоят числа
а0, alt а-2 ..., то в колонке 6-й будут стоять числа Ьо, Ъ1г Ь2..., получающиеся следующим образом:
6о = О;
= «о + «ь
+ аг + п2;
b/г — ^-1+ ak-l + ak't
Определяются функции 'ДД (%) по известной функции (х), где tyn-i(x)— 35813
значение ]>(х) в (и—1)-ом приближении:
z4> ф£11(х) = J/Пф ф„-1 (x) dx- X ^2li (x) = J ф4—i (x) dx-, . x C1 ф 0 (x) = J <(432_1 (x) dx. 0
37
35813—35817
Флаттер горизонтального оперения
Вычисления производятся по следующей схеме:
'Ь ©•© i © ‘У’1- ©го^ J© № %) J ® J®
© © © © © © © © @
0 . 1 0 1 0
о,1 — |_
0,2 L ГТ— — (_ Г"'
0,3 « 1— 1 1—
Of *" 1 1 I-
0,5 Г — —I
0,6 ПТ- —
0,7 * 111
0,8 - 7— 1
0,9 ( —|
1,0 0 ,1 0
Определяется круговая частота собственных колебаний из уравнения:
35814
Р У„4)_1(/ф) + С?В<2)(/ф) + С^(2)(/ф) ’
где -
м’+(/"Р’' Л/р°р₽ш)
-Ли р Ц~ ^4p 7Р Рш Г м _\ij 1. дд \ (
/Ир Jp р /Ир Jp рш j ,
J т р |_ \ / х ~~ 1ф
35815 Определяется функция следующего приближения по формуле:
(*) = Р2 1W + C? Е(2> (х) + С2° (х)]
и значение ее производной на конце крыла:
tel / =р2[^1(/ф) + С??П)(/ф) + СЬ0)(/ф)].
Если вычисления выполнены правильно, должно получиться ф„=1 для
х = /ф. Вычисления ръ, С?, С? (см. 35814) желательно проводить на арифмометре,
остальные — можно на счетной линейке.
Далее, новое значение функции ф„(х) подставляется в правую часть фор-
мул 35813 и вычисление повторяется. При вычислении формул 35814 и 35815
берется для вновь найденной функции ф„(х).
Ф
значение
35816
35817
Процесс последовательных приближений ведется до тех пор, пока два
следующих друг за другом приближения не совпадут (обычно для этого доста-
точно трех приближений).
t/2d>
Величина
вычисляется по формуле:
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. При выполнении вычислений, в частности интегрирования, никаких
постоянных множителей отбрасывать нельзя. *
2. При вычислении критической скорости с различными вариантами параметров опе-
рения можно пользоваться одной и той же функцией ф(х), не уточняя ее каждый раз. ,
38
Флаттер горизонтального оперения
35820—35821
ОПРЕДЕЛЕНИЕ КРИТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ ИЗГИБНО-РУЛЕВОГО
ФЛАТТЕРА
Вычисляются коэфициенты:
35820
35821
— Ado-!- J>по
1Ф
J/Пф ^2dx;
о
/2
dcv С
b^p^bGdz-
2^1
Z2
dcv f
b^p-^Hdz-
Zi
I
dcv Г
Ьъ — р bdz ;
da J
о
2a 22
es = 2pf Ib*dz + p J Gb- dz ;
Zi zt
*a Za
c4 = 2P J Jbsdz + p J -~Hb4z'
Zi Zi
I
C5 = p f^^dz.
5 J da
ПРИМЕЧАНИЕ. Способ определения G, H, I, J. 2г указан в 35.13.00.
#22 --*2 ^22 1
С11
^22 — «з >
о
39
35821-35831
Флаттер горизонтального оперения
/с R
где х = 1 / ---------отношение частоты симметричных колебаний рулей глу-
' 22 11 бины к собственной частоте изгибных колебаний фюзеляжа.
Расчет при х — 0 ведется с измененным значением коэфициента
^22 == dm р "4~ А ^22 >
где Дс22— приведенный момент инерции проводки управления.
Формулу для определения Д с22 см. в 35912.
35822 Далее вычисляется следующая группа коэфициентов:
^1 = С22 С12 С21 i
51 = Сц б?22 “Ь ^22 ^11 ' ^21 ^12 ^12 ^21 >
C*i Сц й22 “К ^22 &11 >
^2 ~ £ц ^22 ^22 ^11 ^21 ^12 ^12 ^21 ^11 ^22 ^12 ^21 >
Z?1 = б?ц 4Z22 “F ^22^11 ;
ZJ2 — ^22 “Ь &22 Ьц d2i b}2 d12 b21;
5*i — а1 1 а22;
622+^11 а22
^3 = ^11^22 &12 &21 •
35823 Критическая скорость изгибно-рулевого флаттера определяется из урав-
нения:
АИ4-Л41/2 + А,= 0,
где
A = 5iC2D2-Л1П1-5Д2;
M = B1C2D1~i~B1C1D2-2D1D2Al — ^Es;
N = ACiDi — D2A i - ,
35824 Порядок расчета
Строится кривая Укр изгибно-рулевого флаттера при х = 0 по с12 при изме-
нении степени весовой балансировки элеронов; при этом учитывается изменение
с22 в соответствии со схемой балансира или инерционного демпфера. По полу-
ченному графику устанавливается необходимая степень балансировки руля
согласно 35113.
При выбранной балансировке строится график критической скорости в
зависимости от х, в пределах от х = 0 до х = 1,2 хр, где
____частота симметричных колебаний руля
р частота изгибных колебаний фюзеляжа
По полученному графику проверяется выполнение требований относительно
собственной частоты симметричных колебаний руля, сформулированное в 35113.
Если это требование не выполнено, то его можно достигнуть балансировкой,
инерционным демпфированием или повышением жесткости проводки управления.
35830 УПРОЩЕННЫЙ МЕТОД РАСЧЕТА ИЗГИБНО-РУЛЕВОГО ФЛАТТЕРА
35831 Для предварительных расчетов в процессе проектирования самолета
рекомендуется излагаемый ниже упрощенный метод расчета изгибно-рулевого
флаттера.
Этот метод расчета требует знания только суммарных расчетных данных.
Знания функции изгиба фюзеляжа и массы фюзеляжа для упрощенного
расчета не требуется.
Окончательный расчет должен производиться ио методике, изложенной в
35820.
40
Флаттер горизонтального оперения,
35832-35834
Для вычисления коэфициентов aik служат формулы:
35832
где
для сухопутных самолетов
для летающих лодок
а = 1+1,9 ’°,
Z ф
а = 1 +2,2-^,
£ф
Си — Мо
Коэфициенты а22, bik и dik вычисляются, по формулам 35821, причем в этих 35833
формулах
для сухопутных самолетов
\ = ь?
\ dx , I. ’
\ /х = 1ф Ф
для летающих лодок
2,2
/ф
Для определения az, 35834
С; действительное оперение
условно заменяется трапеце-
видным с той же площадью и
размахом и по прилагаемой
схеме фиг. 35834 определяются
расстояния Ьо, ;0 и +
Далее вычисляются вспо-
могательные величины:
Q1 = 50, Q2^+|a2, +
Q —__L lY^O_ дУ_/,4
8Д ly Z ) ° ’
Q5 = -6A [( Z Д) ^4WM~VQ4]’
q6=-[(f - д)2(2-1 - ^)2~ -° + 4A~ q4
где 50 — площадь половины горизонтального оперения,
5Э — площадь половины руля высоты,
•So.к — площадь его осевой компенсации,
д — +•
6
41
35834—35841
Флаттер горизонтального оперения
Тогда
ач'— р ~дЬ
dcv /->
=р—^Qi,
г да
dcv
bs==:p~daG
“=== 2 ₽ {[s--4 Q.- ± Q„),
а4=2р[д—
. дсу(3 п /Л
Ь*~р да \4 %)’
dcv
дсуГ 1 n \
С1 = СЬ = Р I Qs С’2 = Р
^Q4-Qe)-y Q4
dcv ( 1 \
с3 = 2 р / Q2 Ц- О р ( Q3 Q2 j,
dcv / 1 \
ci = 2PJQi + P^H{Q,--^Q^.
35835
дс v дЬ д!г
Значения ___- —и - - для- предварительного расчета определяются по
да ’ да д8
формулам:
V .
/2 ’
1,73+24
*^0
д-^ = 0,617 (1 - 3,09
CfCf, У *^э /
— ПЙЧ7 (1
л =0,657^1-3,33^-^.
35836
35837
35840
35841
Величины G, Л/, /, У, 2,* определяются по таблицам 35.13.20, причем
ЛГ,__ *$э &о•К £!> 5О.К
вместо -г- берется — и вместо -г— берется .
0 Од С?Э Од
Определение критической скорости ведется по формулам 35822—35823.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ФУНКЦИИ ФОРМЫ КРУТИЛЬНЫХ КОЛЕБАНИЙ
ФЮЗЕЛЯЖА В СЛУЧАЕ КРУТИЛЬНО-РУЛЕВОГО ФЛАТТЕРА
Определение функции формы крутильных колебаний фюзеляжа 5 (%) ве-
дется методом последовательных приближений.
Нулевое приближение задается в виде:
—
О) (х)
О) (/ф) ’
где
х
ш(х) =JW^
о
dx.
42
Флаттер горизонтального оперения
35841
Определение следующих приближений ведется по схеме:
X /ф ф 1 ла со Jm ф Sk - 1 V и = —- (О'кр)ф Г Sk(x) = — 1V1O
1 2 3 4 5 в 7 8 9
0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1,0 Um ф ^*-1)0 (Лп ф (Jm ф ф $k—Рв и т. д. Um ф 1 )10 Vo Vi V2 V8 И т. д. VW=JX№ * Ф и. Ui Us и т. д. 7/ю и * о
где значение функции в (k—1)-ом приближении и Sk(x)— значение S(x)
в £-ом приближении.
Вычисление производится следующим порядком: в первой колонке схемы
ставятся относительные координаты десяти сечений фюзеляжа (сечения следует
выбирать равноотстоящими друг от друга). Во второй колонке выписывается зна-
чение 4ф — погонного массового момента инерции в этих сечениях. В третьей
колонке — значения функции S(x), которой задались в качестве первого прибли-
жения. Четвертая колонка получается в результате построчного перемножения
чисел, стоящих во второй и третьей колонках.
Пятая колонка получается при помощи обычного метода интегрирования
(снизу вверх). Единственное отличие по сравнению с обычной схемой расчета
заключается в том, что последнее число пятой колонки принимается не равным
нулю:
v _j 21
1/jO — JxO j
£ф
и далее
Vn — (Jm ф 4“ Um ф Sft—l)n.
В шестой колонке стоят значения жесткости кручения в выбранных сече-
ниях. Числа седьмой колонки получаются подстрочным делением чисел, стоя-
щих в пятой и шестой колонках. Значения W, стоящие в восьмой колонке,
получены обычным интегрированием сверху вниз:
1^о = О,
Wn=Wn^Un.^Un.
В девятой колонке получены значения S(x) в следующем приближении
по формуле:
{Sk(x)}n = ^-.
Значение производной функции Sk(x) определяется по формуле:
dSk _г, 1 ( 20 \
dx Г Д /ф )'
Производная вычисляется только для последнего приближения.
43
35842-35853
Флаттер горизонтального оперения
35842
35843
35850
35851
Функция формы крутильных колебаний рулей ср вычисляется по схеме
последовательных приближений, которая применяется при расчете изгибно кру-
тильного флаттера крыла (см. 35300). В качестве момента инерции в этом случае
берется погонный момент инерции руля, в качестве жесткости кручения—жест-
кость кручения руля высоты. Защемление считается на оси симметрии самолета,
и функция ср рассчитывается для одной половины руля.
В случае, если на руле имеется сосредоточенный груз (балансир), для
вычисления функции соответственно применяется схема определения функции
крутильных колебаний первого тона крыла с сосредоточенным грузом (см. 35400).
Если правая и левая половины руля высоты соединены между собой
упруго, например, связаны через проводку, то применяется метод расчета,
указанный в 35860.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ КРИТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ КРУТИЛЬНО-РУЛЕВОГО
ФЛАТТЕРА
Вычисляются коэфициенты:
z
J/ dS\2
(О/кр)ф f dx;
о
Za
азз — 2 J" (ОА<р)р dz\
о
i
du = р .^Cj> f bz2 dz\
да j
о
z2
b18 = - p-^- jobzydz;
2ц
г3
Pis = csi = — 2 xp dz\
Zt
Л41 = Gjj AT. = d
A42 — d33 tZjj a33; A46 — cx
Л43 = aix e33 Cjj a33, Al7 = d
= Gji A48 —
Zx
Z2
d13 = — p^L \ Hb2z*dz-,
Zi
rf33=2p J* 24 b* cp2 dz\
Zi
Z2
jb2<?2dz; cn =Ло-}~ J Лиф S2dx;
Zi 0
Z?
£33 — 2J Jmp^dz\
Zi
1 d33 -f- Cji b33 d13 d31 b13 e31;
dgg dlx eg3 e13 d3l c31
1 b33 b13 d3X\
£33 ^13 ^si-
35852
35853
Критическая скорость определяется из уравнения:
L IZ44-Af V24-/V = 0,
где
L = M3M3M^— Af72Af8;
. M = Af2 Af5 Af6 + АГ3 Af6M, - Af4 /И2 - 2А/2 Л4, /И8;
N = А/2 А/3 < - Мх АВ — AT2 AL
Если ось жесткости фюзеляжа мало отличается от его оси, т. е. когда
произведение массы хвостовой части фюзеляжа (без учета массы Л1о) на
квадрат среднего уклонения оси жесткости фюзеляжа от оси фюзеляжа не
44
Флаттер горизонтального оперения
35853-35863
превосходит 0,15 Jxo, то функцию формы S(x) можно не вычислять и принимать
в расчете
£ц === JхОг
г dx
J (<7/кр)ф
ОПРЕДЕЛЕНИЕ КРИТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ КРУТИЛЬНО-РУЛЕВОГО ФЛАТ- 35860
ТЕРА ДЛЯ ОПЕРЕНИЯ С РУЛЕМ ВЫСОТЫ, СОСТОЯЩИМ ИЗ ДВУХ СВЯ-
ЗАННЫХ ЧЕРЕЗ ПРОВОДКУ ПОЛОВИН
Функция формы крутильных колебаний рулей определяется по формуле 35861
1 —|— А
где функция ф(г) и постоянная к определяются методом последовательных
приближений, изложенным в 35863.
Критическая скорость крутильно-рулевого флаттера определяется по 35862
формулам 35850, за исключением коэфициента ass> который находится по фор-
муле
а88 ==/?2^88>
где р — круговая частота антисимметричных колебаний руля высоты, которая
находится при динамических испытаниях самолета.
Для нахождения ф(г) и X предварительно определяем функции p-j (г) и р-2(г): 35863
/
Нт (^) dz\
z
М*) = JrgM dz-
J p/KpJp
Вычисление и р.2 производится по схеме:
2 1 4P »=J2 / Hl — (7 20 (G7Kp)p (G7Kp)p V= f 6 _ 17 ( И2- V —
1 2 3 4 5 6 7 8
0 (4₽)o Uo 1-Д-Т L(G/kp)pJo K0=0
0,1 '(<p)x Ui l(G7Tp’)p|1 Vj
0,2 (<p)2 v2
0,3 (4p)3 u3 K3
0,4 (^p)4
0,5 (4₽)s ys
0,6 (4p)6 y6
0,7 (<p)r Ут -
0,8 ys
0,9 ЦпрЬ u3 Г-,Н1- 1 L(G7Kp)pJg v9
1,0 (4p)io (7io=O |_(G/kp)p]io Vio
45
35863—35864
Флаттер горизонтального оперения
Цо = О;
Vo = O;
Hi
. (О/кр)р _ k — 1
Hi I
,(G/Kp)p |fe
+
z — координата вдоль размаха руля, отсчитываемая от кабанчика управления,
I — расстояние от кабанчика управления до конца руля.
35864
Метод последовательных приближений для определения ф(г) и К ведется
следующим образом:
Если фя_! — значение функции ф(г) в п— 1-ом приближении, то для
определения ф„ (значение ty(z) в n-ом приближении) предварительно находится
и ф;<2> по формулам:
I Z
ф(1) = f J* 1 dz Ф<2> = f dz.
Ъ J r ” J (G/Kp)p
z 0
Вычисления располагаются по схеме:
2 ~Т 4р Фи-1 т р Фи—1 ф£> = У20 (О/кр)р № (С/кр)р v=Js ф <2> = V — v 20
1 * 3 4 5 6 7 8 9 10
0 (^трФи—1)о ( ФУ> \ у (GZkp)p /о И0 = 0
од (^трФи—1)1 (
у(О/кр)р Jx VI
0,2 0,3 0,4 (ЛлрФ/1—1)2 и3 Vg v3
0,5
0,6
0,7
0,8
0,9 (ЛирФл— Ug ( е Vg
\(С^кр)р /д
1,0 (ЛлрФи—1)10 Gio = 0 (
\ (G5<p)p у10 ПО
t/io = 0; ^0 = 0;
ик=и д< 1 / Л* гние vk- для = Vk- , / е )* —1 '
И + I ТРПр Tn-1/ft + pY«-l 1лее находится n-ое приближ 1 \(G/K₽)f <(G/Kp)p A
Н2 (О
где попрежнему р — круговая частота антисимметричных колебаний руля.
Значение функции ф(г) в n-ом приближении определяется по формуле:
Ф„ (*) = Р2 ['H2)(z) + ^2 (г)].
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Если вычисления произведены правильно, то должно получиться
фя(0=1.
2. В качестве исходного приближения фр (z) можно принять функцию у (z) по табл. 35321.
46
Флаттер горизонтального оперения
35865—35870
Функция формы крутильных колебаний рулей ср (г) определяется по 35865
формуле:
где ф(г) и к — значения, найденные методом последовательных приближений.
Для предварительных расчетов можно не определять функцию <p(z), а 35866
принимать ср(г) = 1.
Определение ass в этом случае также производится по формуле
ass ~ РЧз,
где
Расчеты следует производить для нескольких значений частоты антисим-
метричных колебаний руля в минуту п: от 600 до 2000 колебаний в минуту.
Предварительный расчет нет необходимости уточнять, если
35867
( тс V Г
(^21) J (g/kp)p <?*2dz
--------°------------------> 3602,
^''^т р ?2 dz
о
из табл. 35321. В этом случае
где ср и ср* берутся
значение критической
скорости, соответ-
ствующее значению
п, определенному
при динамических ис-
пытаниях, принима-
ется за действитель-
ное значение крити-
ческой скорости кру-
тильно- рулевого
флаттера для само-
лета.
На фиг. 35868 35868
изображены функ-
ции формы крутиль-
ных колебаний руля
высоты при различ-
ной жесткости сое-
динения половинок
руля(при различной
частоте системы п).
ВЛИЯНИЕ КОНСТРУКТИВНЫХ ПАРАМЕТРОВ НА ВЕЛИЧИНУ КРИТИЧЕСКОЙ 35870
СКОРОСТИ ИЗГИБНО-РУЛЕВОГО ФЛАТТЕРА
Основными конструктивными параметрами, влияющими на величину крити-
ческой скорости изгибно-рулевого флаттера, являются:
степень весовой балансировки руля,
момент инерции руля,
аэродинамическая компенсация руля,
частота колебаний руля.
47
35871-35872
Флаттер горизонтального оперения
35871 Влияние весовой балансировки руля
Весовая балансировка является весьма эффективным средством повышения
критической скорости изгибно-рулевого флаттера. На фиг. 35871—I изображена
типичная зависимость критической скорости от степени весовой балансировки
руля. Всегда можно подобрать балансировку так, чтобы вообще была уни-
чтожена возможность наступления флаттера.
Однако следует отметить, что для этого
статической балансировки руля, а требуется
(фиг. 35871 -11).
иногда недостаточно даже полной
некоторая его перебалансировка
35872 Влияние аэродинамической компенсации руля
Особенно эффективной становится балансировка руля в соединении с
достаточной его аэродинамической компенсацией. Нафиг. 35872 — 1 приведены
кривые критической скорости изгибно-рулевого флаттера по расстоянию
центра тяжести руля от оси вращения при различной осевой компенсации.
Кривые получены для модели, у которой изменялось положение оси вращения
руля и варьировалось положение центра тяжести передвижением грузов
48
Флаттер горизонтального оперения
35872-35874
(фиг. 35872.—II); трем положениям оси вращения соответствовала аэродинами-
ческая компенсация 9%, 16°/0 и 23,5°/0. (Шарнирный момент руля обращался в
нуль при 30°/0 компенсации. В этом случае даже при отсутствии балансировки
Фиг. 35872—11
критическая скорость отсутствова-
ла). Из приведенных графиков вид-
но, что чем больше процент аэро-
динамической компенсации, тем
меньше степень весовой баланси-
ровки, потребной для уничтожения
флаттера.
На фиг. 35872—III показана
зависимость критической скорости
от Степени аэродинамической ком-
пенсации неуравновешенного руля,
иллюстрирующая также повышение
критической скорости при увели-
чении аэродинамической компенса-
ции руля.
Влияние момента инерции руля
Если критическая скорость
изгибно-рулевого флаттера недоста-
точна, то она может быть повыше-
на увеличением момента инерции
руля, например, путем присоеди-
нения инерционного демпфера (по-
дробнее см. 35900).
35873
Влияние частоты симметричных колебаний руля 35874
На фиг. 35874—I и II приведены типичные зависимости критической
скорости изгибно-рулевого флаттера от частоты руля. При увеличении частоты
руля от нуля критическая скорость падает и достигает минимума в области близости
частот колебаний руля и фюзеляжа. Дальнейшее увеличение частоты влечет за
собой монотонное возрастание критической скорости, причем обычно, начиная с
некоторой частоты, возможность наступления флаттера исчезает при всех скоро-
7
49
35874—35875
Флатт ер горизонтального оперения
стях полета. Достаточным увеличением частоты руля можно всегда устранить
опасность наступления изгибно-рулевого флаттера.
Во всех случаях близость частоты руля и частоты фюзеляжа не должна
допускаться.
35875 Совпадение частот может вызываться не
только изменением жесткости крепления руля,
но и изменением других параметров. Например,
меняя весовую балансировку руля высоты, тем
самым меняют положение центра тяжести руля,
его массу и момент инерции, а следовательно,
и частоту. Если при этом частота колебаний
руля будет приближаться к частоте колебаний
фюзеляжа, то критическая скорость может
уменьшаться, несмотря на увеличение степени
весовой балансировки. Такой случай показан на
фиг. 35875 (кривая I). На той же фигуре пока-
Яр
зано изменение отношения — для руля, укреп-
Пф
ленного на пружинах, с изменением весовой
балансировки. Оказывается, что с увеличением
степени весовой балансировки критическая
скорость может уменьшаться, причем минимум достигается при том значении
весовой балансировки, при котором происходит совпадение частот:
«р_^ 1
Пф
Если пружины, на которых крепится руль, убрать, т. е. руль подвесить
свободно, то пР = 0 и, очевидно, возможность совпадения частот исключается.
В этом случае критическая скорость с увеличением степени весовой балансировки
монотонно увеличивается (кривая II).
50
Флаттер горизонтального оперения
35875-35880
Таким образом, на величину критической скорости влияет не только абсо-
лютная величина частот различных форм колебаний, но и величина диапазона
между частотами,
Введение в систему дополнительной жесткости может повести не к увели-
чению, а к уменьшению критической скорости.
ВЛИЯНИЕ КОНСТРУКТИВНЫХ ПАРАМЕТРОВ НА ВЕЛИЧИНУ 35880
КРИТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ КРУТИЛЬНО-РУЛЕВОГО ФЛАТТЕРА
Конструктивными параметрами, наиболее существенно влияющими на вели-
чину критической скорости крутильно-рулевого флаттера, являются:
жесткость кручения рулей высоты (G/Kp)p ,
степень динамической балансировки рулей высоты,
момент инерции рулей высоты относительно их оси вращения Jmp.
51
35880—35884
Флаттер горизонтального оперения
35881
35882
35883
Удачным выбором указанных параметров можно значительно повысить кри-
тическую скорость крутильно-рулевого флаттера.
Влияние жесткости кручения рулей высоты (О/кр)р
Если сохранять постоянными все конструктивные параметры хвостового
оперения и фюзеляжа и изменять только жесткость кручения рулей высоты,
то с увеличением жесткости на кручение рулей высоты критическая скорость
сначала понижается, достигает минимума в
области совпадения частот крутильных коле-
баний фюзеляжа и рулей высоты, затем
снова повышается.
В дальнейшем поведение кривой 1/кр
в зависимости от частоты (жесткости) руля
может быть двояким. В первом случае (см.,
например, фиг. 35881), начиная с некоторого
значения частоты, флаттер становится невоз-
можным при любых скоростях полета.
В примере на фиг. 35881, если жесткость
на кручение рулей высоты такова, что р%
больше, чем 1,2 ХЮ4, оперение гарантиро-
вано от крутильно-рулевого флаттера.
Возможен также случай, когда повы-
шение жесткости кручения рулей высоты
повышает критическую скорость; однако при
любой жесткости кручения рулей высоты Екр
остается конечной.
Так как всегда частота антисимметрич-
ных (крутильных) колебаний рулей высоты
выше частоты крутильных колебаний фюзе-
ляжа, то увеличение жесткости на кручение
рулей высоты всегда повышает критическую
скорость.
Рекомендуется добиваться повышения
критической скорости крутильно-рулевого
флаттера увеличением частоты крутильных
колебаний руля, а не динамической балан-
сировкой рулей.
При достаточной жесткости руля для
устранения изгибно-рулевого флаттера можно
ограничиться только статической балансиров-
кой руля; это позволяет размещать балансир
внутри фюзеляжа.
Влияние динамической балансировки
рулей высоты
Степень динамической балансировки
рулей определяется коэфициентом с81. Типич-
ная кривая зависимости критической ско-
рости от степени динамической балансировки
рулей дана на фиг. 35883. График показы-
вает, что увеличение степени динамической
балансировки всегда повышает критическую
скорость и при некотором значении с31 кру-
тильно-рулевой флаттер становится невоз-
можным.
Если с81 = 0, частота антисимметричных колебаний руля высоты больше
частоты кручения фюзеляжа и ТИ7)>0, то крутильно-рулевой флаттер невозможен.
35884 Влияние изменения момента инерции рулей высоты
Если частота антисимметричных колебаний рулей высоты больше частоты
крутильных колебаний фюзеляжа, то уменьшение момента инерции рулей вы-
соты относительно их оси вращения всегда повышает критическую скорость.
БАЛАНСИРОВКА ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ И ИНЕРЦИОННОЕ 35900
ДЕМПФИРОВАНИЕ
УЧЕТ ИНЕРЦИИ ПРОВОДКИ УПРАВЛЕНИЯ 35910
При расчетах критической скорости антисимметричного изгибно-элеронного 35911
флаттера крыла в случае = 0 (см. 35723) и изгибно-рулевого флаттера хвосто-
вого оперения в случае А? = 0 (см. 35821) необходимо учитывать инерцию про-
водки управления.
Учет инерции проводки управления сводится к изменению коэфициентов:
с22 — в расчете изгибно-рулевого флаттера (см. 35821) и с88 — в расчете анти-
симметричного изгибно-элеронного флаттера (см. 35720) соответственно на вели-
чины Дс22 и Дс88 (см. 35912).
Величины Дс22 и Дс88 зависят от кинематической схемы проводки управ- 35912
ления рулями высоты и элеронами и масс ее звеньев (тяг, качалок, ру-чек
управления):
Д С33 — + 1 J'tyk •
Здесь через 7И обозначены массы тяг, через J—массовые моменты инер-
ции вращающихся звеньев проводки (качалок) относительно их осей вращения,
через т) — передаточные коэфициенты:
г, га
Ч. = П I ’le = 75Г ;
ГЧ
Г\ Г3 Г1 I'b I'l
7], = -J—2-; 7]„ = —
Г2 И Г2 r± C, r&
где Г1, r2, r3 и т. д. — радиусы вращения точек L2, La, Li и т. д. вокруг
соответствующих осей АА, ВВ, СС и т. д. (фиг. 35912).
Коэфициенты т)1( т]2, т)8 и т. д. составляются в каждом отдельном случае
согласно спроектированной кинематической схеме проводки.
В случае изгибно-элеронного флаттера за J для ручки управления следует
принять половину момента инерции ручки.
53
35912—35921
Балансировка. Демпфирование
Формула для Дс22 та же:
а ''ll*+1 н~ Sy
но в этом случае для ручки J следует принимать равным полному моменту
инерции ручки.
35920 ВЕСОВАЯ БАЛАНСИРОВКА ЭЛЕРОНОВ
35921 Весовую балансировку элеронов рационально производить по схемам
фиг. 35921 — 1 и II, а не по схеме фиг. 35921—III, и такой балансир изменяет коэ-
фициенты с18 и с38 расчета элеронного флаттера (см. 35723) на величины
Д £1з,б — ТИб _/б
и
Д с33,б =7Иб зб^б,
где Мв —масса балансира,
Зб — плечо,
. / ri
т)б — передаточный коэфициент I т]б=-— ),
\ гч /
/б—значение функции f(z) в сечении, где находится балансир.
Балацсиры типа, показанного на фиг. 35921—1 и II, обладают по сравнению с обычными
теми преимуществами, что надлежащей эффективности их можно добиться не только за счет
статического момента и положения по размаху крыла, но и за счет передаточного коэфициента
зависящего от кинематической схемы проводки. Кроме того, балансир этого типа часто оказы-
вается более удобным конструктивно, так как он может быть поставлен'внутри крыла, причем
плоскость, в которой он вращается, совсем не обязательно, должна совпадать с плоскостью вра-
щения элерона или быть ей параллельной. Требуется лишь, чтобы ось вращения балансиров
была горизонтальна (точнее—перпендикулярна к направлению изгибных колебаний, см., напри-
мер, фиг. 35921—I). Поэтому вместо обычного балансира фиг. 35921—III целесообразно приме-
нять балансир указанного типа. Его следует включать в кинематическую цепь так, чтобы он
находился не слишком близко от заделки крыла и чтобы число промежуточных звеньев проводки,
соединяющих балансир с элероном, было минимальным.
Последнее диктуется следующими соображениями.
Если поместить балансир в сечении крыла, близком к заделке, то он будет мало эффективен
за счет малости величины /б . Эффективность его будет тем больше, чем ближе к концу крыла
он расположен.
Большое число промежуточных звеньев может повлечь за собой появление люфтов, что
может снизить эффективность балансира, так как при больших люфтах балансир может и не
участвовать в колебаниях элерона.
54
Балансировка. Демпфирование
35921 - 35932
Кроме люфтов, при большом числе промежуточных звеньев может сказываться упругость
этих звеньев. Если жесткость промежуточных звеньев недостаточно велика, то так же, как и при
наличии люфтов, приходится опасаться, что в колебаниях элерона балансир не будет участвовать.
Для достижения полной балансировки элеронов параметры балансира еле- 35922
дует выбирать так, чтобы выполнялись условия:
Za Za
— J/Пэ <5э fdz-\-M6 Об 7]б/б =0, — Jтэ аэ Z£ dz -ф-Ж6 об т)6 = 0,
Zi Zi 1
где Ze — расстояние от заделки крыла до сечения, в котором расположен
балансир,
z2, I — см. 35711.
Балансиры как средство борьбы с флаттером могут не всегда оказаться 35923
применимыми: постановка балансира может, например, ухудшить управление и
центровку.
Другим средством борьбы с вибрациями являются инерционные демпферы,
представляющие собой грузы, включенные в кинематическую цепь проводки
управления таким образом, что они, не создавая статического момента относи-
тельно оси вращения элерона, изменяют момент инерции системы элерон-проводка
относительно оси вращения элерона.
ВЕСОВАЯ БАЛАНСИРОВКА РУЛЕЙ ВЫСОТЫ 35930
Для устранения изгибно-рулевого флаттера следует применять весовую 35931
балансировку рулей высоты.
Рационально применять
схемы балансиров, аналогич-
ные схемам, указанным для
элеронов; при этом балансир
легко установить внутри фю-
зеляжа по одной из схем,
показанных на фиг. 35932—1
и II, или даже включить в ки-
нематическую цепь проводки
управления (фиг. 35932—III).
Преимущества, такого ба-
лансира те же, что и указан-
ные для балансира элерона.
Его следует включать в кине-
матическую цепь так, чтобы
он'находился как можно бли-
же к концу фюзеляжа и чтобы
число промежуточных звеньев
проводки, соединяющих ба-
лансир с рулем, было мини-
мальным.
35932
55
35933-35941
Балансировка. Демпфирование
35933 ‘Балансир изменяет коэфициенты с12 и с22 расчета на изгибно-рулевой флаттер
(см. 35820) на величины:
Д б?12 = Дг21 = — М6 г6 т]б [фб cos у0 — а гб ],
Д С22 = Мб rl 7]б ,
где Мв — масса балансира,
Гб —расстояние от оси вращения балансира до центра тяжести его,
т)б — передаточный коэфициент ( т]б = ,
То — угол между осью фюзеляжа и рычагом балансира при нейтральном
положении рулей высоты (фиг. 35932—1—II),
—значение функции ф(х) (см. 35810) в сечении, где расположена ось
вращения балансира.
В зависимости от схемы включения балансира величина а дается формулами
( A t 1 \ фо.вр фб
1)-т-----т—
\ ах jх — £ф ^о.вр
для случая, показанного на фиг. 35932—I, и
а = т]б 1)Ф^^Ф--------на фиг. 35932—II.
\ ах jх — /ф ^о.вр
Здесь —значение производной функции ф(х) на условном конце
У ах j х — 1ф
фюзеляжа (см. 35803),
। it (\
Фо.вр— l+pui^ =
^О.вр — Ч~ Рш-
/б — расстояние от заделки фюзеляжа до оси вращения балансира.
Из формулы для а следует, что балансир, показанный на фиг. 35932—11 и III, эффективнее
(при одинаковых массах, плечах и передаточных коэфициентах) балансира, показанного на
фиг. 35932—1.
35934 Балансиры как средство борьбы с флаттером могут не всегда оказаться
применимыми: постановка балансира может, например, ухудшить управление и
центровку. Другим средством борьбы с вибрациями являются инерционные
демпферы, представляющие собой грузы, включенные в кинематическую цепь
проводки управления таким образом, что они, не создавая статического момента
относительно оси вращения руля, изменяют момент инерции системы руль-про-
водка относительно оси вращения руля.
35940 ИНЕРЦИОННЫЕ ДЕМПФЕРЫ
35941 Возможные схемы включения демпфирующих грузов в проводку управле-
ния показаны на фиг. 35941—1 и II. .
56
Балансировка. Демпфирование
35941—35945
Эффективность демп-
фера учитывается форму-
лами:
CS2~ ^22+
Д с22 = /д 7j3 (для из-
гибно-рулевого флаттера,
см. 35820);
£33 == С33 + сзз>
Дс33=/д7)2 (для из-
гибно- элеронного флат-
тера, см. 35723), где с°2
и Сд3 даются формулами
35821 и 35823, /д — мо-
мент инерции демпфи-
рующего груза относи-
тельно его оси вращения,
тр—передаточный, коэфи-
циент.
35942
Инерционные демпферы следует подбирать для расчетного случая изгибно-
рулевого флаттера при R = 0 и после этого проверять их эффективность для
имеющейся частоты руля.
35943
Типичная кривая увеличения
критической скорости в зависимо-
сти от величины инерционного демп-
фирования дана на фиг. 35944.
Эта кривая всегда имеет асимп-
тоту, определяемую уравнением
для изгибно-элеронного флаттера
(обозначения см. 35720). Для изгиб-
но-рулевого флаттера асимптота
определяется уравнением
где
а1 — ^11 Т?2 ^3 > = ^11 ^1 “Ь ^2 ^11^2> 71—^11^1
(обозначения см. 35820).
Формулы 35944 дают максимальные значения критических скоростей, кото-
рых можно достигнуть постановкой демпфера.
35944
35945
8
35.10.00 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ИНЕРЦИОННЫХ ХАРАКТЕРИСТИК
35.10.10 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ИНЕРЦИОННЫХ ХАРАКТЕРИСТИК КРЫЛА
ПО ТЕОРЕТИЧЕСКОМУ ВЕСУ ДЕТАЛЕЙ
35.10.11 Для определения т, Jm и а (см. 35311) необходимо иметь чертежи общего
вида крыла, чертежи всех его деталей с указанием теоретического веса и знать
положение оси жесткости, т. е. величину х0 во всех сечениях крыла (см. 35311).
При расчете удобно выделить те элементы крыла, вес которых распределен
вдоль размаха: лонжероны, стрингеры, обшивку, щиток, элероны, проводку
управления; их назовем „распределенными" элементами. Для каждого из них
сразу можно определить закон изменения т, Jm и о по размаху крыла, если
известны его общий вес и закон изменения по размаху площади поперечного сече-
ния. Вес остальных элементов крыла — нервюр, узлов креплений, кронштейнов
элеронов, шасси, баков, деталей вооружения и т. п. сосредоточенных грузов —
условно считается также распределенным вдоль части размаха крыла. Для опре-
деления in, Jm и а этих сосредоточенных грузов все- крыло разбивается попе-
речными сечениями иа ряд отсеков, и вес каждого груза, попавшего в какой-либо
отсек, принимается равномерно распределенным вдоль длины этого отсека. И для
распределенных и для сосредоточенных элементов удобно предварительно вычис-
лять величины г и Jm п.к, а затем уже
и
4= Jm п.к + tn (— г2 + а2) ,
где т — погонная масса элемента,
г — расстояние от центра тяжести элемента в рассматриваемом сечении
до передней кромки крыла (для сосредоточенных элементов за
переднюю кромку отсека принимается ось, перпендикулярная сече-
нию и проходящая через середину передней кромки отсека);
4 п.к-—погонный массовый момент инерции элемента относительно передней
кромки, точнее относительно оси, параллельной оси жесткости и
проходящей через переднюю кромку в рассматриваемом сечении;
х0—расстояние от оси жесткости до передней кромки сечения крыла.
35.10.12 Распределенные элементы крыла
Вес каждого лонжерона можно считать распределенным пропорционально
площади сечений его полок, вес стрингеров и тяг проводки управления — пропор-
ционально площади поперечных сечений, вес щитка—пропорционально его хорде.
Центр тяжести сечения щитка можно принимать на середине его хорды.
Погонный массовый момент инерции относительно передней кромки можно
вычислять по формуле 4 п.к =mri для лонжеронов, стрингеров, тяг проводки
управления щитка.
Распределение массы элерона и расстояние аэ центра тяжести его от оси
вращения в каждом сечении берутся из расчета массовых и инерционных харак-
теристик элерона (см. 35.10.30). По этим данным вычисляются
/ Ь2\
Jm п.к = ПЪа ( Г2 )
И
г = Го. в + Зэ ,
где г0.в — расстоянйе от оси вращения элерона до передней кромки крыла в
рассматриваемом сечении;
Ьэ—-хорда элерона.
58
Инерционные характеристика
35 10.12—35.10.13
Характеристики обшивки вычисляются отдельно. Если обшивка имеет
постоянную толщину по всему профилю сечения, то т, Jm и а вычисляются
по следующим формулам:
г = 0,-5 Ъ,
Л» п. к = (0,575 &)2 т,
где Ъ — хорда -или наибольший размер
контура в плоскости хорд
(см. фиг. 35.10.12),
8 — толщина обшивки,
7 — вес единицы объема материала
в рассматриваемом сечении.
обшивки,
g — ускорение силы тяжести
Если толщина обшивки в
разных частях профиля различна,
то приходится контур разбивать
на ряд участков с постоянной
толщиной обшивки 8 и пользо-
ваться формулами:
Фиг. 35.10.12
ZZ2 Л
где — длина участка контура,
3; — толщина обшивки на Z-ом участке,
г; — расстояние центра тяжести участка контура от передней кромки.
Точность: для профиля фиг. 35.10.12 достаточно разбить контур на
6 участков; центр тяжести каждого участка можно принять лежащим на сере-
дине хорды, стягивающей участок.
Сосредоточенные элементы
35Л0.13
Крыло разбивается на 8 — 12 отсеков таким образом, чтобы отношение
средней хорды отсека к его длине оставалось приблизительно постоянным для
всех отсеков. Для каждого отсека подсчитываются значения т, Jm и а всех
сосредоточенных элементов, попадающих в отсек. Для каждого из таких грузов,
как узлы креплений, кронштейны элеронов, качалки управления и т. п.,
можно считать массу сосредоточенной в одной точке и при вычислении момента
инерции этой массы относительно передней кромки отсека учитывать лишь
переносный момент инерции и пренебрегать собственным.
Для элементов, распределенных по хорде крыла, собственным моментом
инерции можно пренебрегать, если
, z г-- г——
/э-г/(?эл<0,01&сР/Скр,
где /э — протяженность элемента вдоль хорды,
6ср — средняя хорда крыла,
Сэл — вес элемента,
GKp—общий вес одного крыла,
z
— относительная координата элемента по размаху.
59
35.10.13-35.10.14
Инерционные характеристики
Если элемент имеет величину , большую, чем требует это условие,
его массу можно условно представить равномерно распределенной по хорде на
длине 1Э и собственный массовый момент инерции его относительно оси, про-
ходящей через его центр тяжести (параллельно оси жесткости), принимать
,__<?эл
g 12 ’
где Сэл — вес элемента,
g— ускорение силы тяжести.
Для пластинки постоянной толщины, имеющей форму профиля крыла,
можно пользоваться формулами:
г = 0,44/э ,
•4п.к=— (0,575/э )2.
Их можно применять при вычислении характеристик обычных (не усилен-
ных) нервюр. Нервюры усиленные (и вообще особой конструкции) приходится
учитывать, разбивая их на участки.
Определив характеристики каждого элемента, входящего в отсек, подсчи-
тывают т, Jmn. к и г всех сосредоточенных элементов отсека:
т = —1— 2 G,.,
gLorc
Jm п. к-—j J% n. к ,
S^OTC
где /Втс — длина отсека,
Gi — вес Z-ro элемента,
— расстояние его центра тяжести от передней кромки отсека,
^тп. к —его массовый момент инерции относительно передней кромки.
35.10.14 Результат расчета массовых и инерционных характеристик крыла представ-
ляется в виде графиков или таблиц по 11 равноотстоящим друг от друга сечениям
крыла суммарных величин т, Jm, а.
По графику определяется общий вес крыла, учтенный в расчете
i
G = g j mdz.
о
Обычно он не совпадает с действительным полетным весом крыла, так
как не представляется возможным учесть в расчете все мелкие детали крыла.
Поэтому вводится общий поправочный коэфициент
k=°,
_ °
где G — вес крыла по подсчетам,
G — действительный вес полукрыла по взвешиванию.
В предварительном расчете на флаттер, если взвешивание еще не производилось, за G
принимается вес полукрыла по спецификации.
Определяются
т = km, Jm — kJm.
60
Инерционные характеристики 35.10.14 35.10.31
Величины т, Jm, а входят непосредственно в расчет критической скорости.
Величина коэфициента k не должна превышать 1,2. В протйвном случае расчет
должен быть прокорректирован.
По статистике для сечения крыла
-[- = 0,42^-0,55,
b ’
х 1 / 7
-£- = -у 1/ — о2 — 0,24 -я- 0,32 (здесь х— радиус инерции);
эти данные относятся к тем сечениям крыла, в которых нет загрузки: бензобаков,
вооружения и т. п.
Если вес одного или нескольких сосредоточенных грузов, а главное их 35.10.15
момент инерции относительно оси жесткости крыла, становится значительным в
сравнении с весом крыла и его массовым моментом инерции относительно
оси жесткости, то изменяется метод расчета критической скорости. Масса таких
сосредоточенных грузов (мотор, поплавок) учитывается в расчете, как указано
в 35412.
Значения М и о (см. 35412) таких грузов бывают известны из центровоч-
ной ведомости.
Момент инерции груза
j=j0 +Л132,
где Jo — собственный момент инерции относительно центра тяжести груза,
7I4S2 — переносный момент инерции относительно оси жесткости.
Можно считать
Ml2
Jo— 12 ,
где I — габаритный размер груза (мотора, поплавка) вдоль оси х самолета.
Общее замечание 35.10.16
Расчет характеристик по теоретическому весу деталей громоздок и потому
заключает большую возможность ошибки. Кроме того, он неточен из-за неточ-
ности определения теоретического веса деталей в процессе проектирования
самолета и вследствие невозможности полностью учесть все детали крыла
(заклепки, окраску и т. д.). Поэтому следует при первой же возможности опре-
делить или проверить полученные данные опытным путем (см. 35.10.20).
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ИНЕРЦИОННЫХ ХАРАКТЕРИСТИК 35.10.20
КРЫЛА ПО ОПЫТАМ
Рекомендуется определять все характеристики опытным путем. Для этого 35.10.21
готовое крыло разрезается на 8 12 отсеков с приблизительно одинаковым
отношением длины к хорде и для каждого отсека определяются его вес по
взвешиванию и массовый момент инерции и положение центра тяжести методом
физического маятника или крутильными колебаниями на двунитном подвесе
(см. 35.10.50 и 35.12.60). Для этого может быть использовано, например, крыло,
прошедшее статические испытания.
Отсутствующие на испытываемом крыле детали и оборудование (баки,
вооружение и т. п.) учитываются потом по расчету.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ИНЕРЦИОННЫХ ХАРАКТЕРИСТИК 35.10.30
ЭЛЕРОНОВ И РУЛЕЙ
Для определения тр, J*mp и ор руля высоты, элерона или руля направления 35.10.31
удобно поступать так же, как при расчете крыла. Могут быть сделаны лишь
следующие замечания.
61
35.10.31—35.10.51
Инерционные характеристики
К распределенным элементам следует относить лонжерон, носок, обшивку,
хвостовой стрингер. Для расчета характеристик сосредоточенных элементов —
нервюр, триммера, кронштейнов, узлов креплений, накладок и т. п,—достаточно
разбивать руль (элерон) на 4—5 отсеков примерно равной длины. Координи-
ровать все элементы при расчете удобнее не от передней кромки руля (элерона),
а прямо от оси вращения.
35.10.32 По изготовлении руля (элерона) значения тр, J*mp и ар, полученные рас-
четом, необходимо проверить опытным путем. Для этого производятся
взвешивание и определение ар и Jmp способом физического маятника или
крутильных колебаний (см. 35.10.50 и 35.12.60). Центр тяжести руля (элерона)
может .быть найден и иначе: руль подвешивается за одну точку и, когда дости-
гается равновесие, через эту точку на поверхности элерона прочерчивается
вертикаль; то же повторяется при подвешивании за другую точку; точки
пересечения вертикалей есть центр тяжести; для контроля следует повторить
опыт, подвесив руль за третью точку.
По статистике
и 1 /7
.— = 7—1/ -л-д- — а;? =0,27— 0,35 (без балансиров).
Ьр Ьр у Мр р ’ • 1 ’
Здесь х — радиус инерции,
Ьр—средняя хорда руля (элерона),
7ИР — масса руля (элерона),
Jmp — массовый момент инерции руля (элерона) относительно оси вращения,
ар — расстояние центра тяжести руля (элерона) от оси вращения.
35.10.33 При проектировании динамической балансировки рулей необходимо знать
массовые центробежные моменты инерции относительно оси вращения руля и
оси фюзеляжа. Центробежные моменты инерции, если известны тр и ар, опре-
деляются по формулам:
/а
Jxy = ^mpOpydy — для руля направления,
'h
i,
Jxz—^mpapZdz — для руля высоты,
к
где 1Г и 12-—расстояния от оси фюзеляжа соответственно начала и конца руля
направления (высоты).'
35.10.40 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ИНЕРЦИОННЫХ ХАРАКТЕРИСТИК
ФЮЗЕЛЯЖА И ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ
35.10.41 Определение инерционных характеристик фюзеляжа и оперения прово-
дится теми же способами, что и в случае крыла.
При этом допускается ошибка в определении инерционных характеристик
всех элементов, за исключением рулей, до 2О°/о.
35.10.50 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЦЕНТРОВ ТЯЖЕСТИ И МОМЕНТОВ ИНЕРЦИИ
НА ДВУНИТНОМ ПОДВЕСЕ
‘35.10.51 Испытание на двунитном подвесе отсека крыла наиболее удобно произво-
дить с применением специального коромысла, представляющего собой деревянный
брусок длиной около 2/3 хорды наибольшего из отсеков. Сечение бруска
выбирается из условий его прочности в зависимости от веса отсеков.
Коромысло снабжается тремя крючками для подвески: одним по середине
и двумя другими на равных от него расстояниях.
62
Инерционные характеристики
35.10.52 35.10.53
Определение центра тяжести
35.10.52
Коромысло крепится к плоскости разреза крыла с помощью мягкой желез-
ной проволоки, и отсек подвешивается за средний крючок коромысла к двум
Фнг. 35.10.52
расчалкам из рояльной проволоки, как это показано
сплошными линиями на фиг. 35.10.52. Диаметр про-
волоки берется минимальным из условий прочности
(обычно достаточен 0 0,7 —0,8 мм), длина / берется
равной 3 — 4 R, где 2/? — расстояние между точ-
ками закрепления расчалок, а также между крайними
крючками коромысла. Верхние концы расчалок дол-
жны быть прикреплены к достаточно жесткой опоре,
на нижних концах делаются ушки.
После подвески коромысло передвигают вдоль
хорды сечения отсека до того момента, когда коро-
мысло займет горизонтальное положение, что удобнее
всего определять визированием на заранее нанесен-
ную на стене горизонталь.
Так как центр тяжести отсека находится всегда
на вертикали под точкой подвеса(средним крючком
коромысла), то положение его по хорде, таким обра-
зом, вполне определяется, по размаху же можно
приближенно считать центр тяжести лежащим по
середине длины отсека, — погрешность при этом
будет весьма малой.
В случае необходимости можно прикрепить коромысло
к передней кромке отсека и определить вторую координату
центра тяжести вполне точно, ио это требуется редко.
Определение момента инерции 35.10.53
Для определения момента инерции коромысло, не сдвигая его с места,
плотно притягивают проволокой к отсеку, после чего нижние концы расчалок
переносятся со среднего крючка на крайние, как это показано на фиг. 35.10.52
осевыми линиями.
Затем отсек вращением за средний крючок выводят из положения равновесия
и заставляют совершать вокруг вертикальной оси свободные крутильные коле-
бания с амплитудой 3° — 5°.
При помощи секундомера засекают время 20 — 30 полных колебаний (это
проделывают для контроля несколько раз). Подсчитывают момент инерции
отсека относительно его центра тяжести по формуле:
Я2 ( /\2
= 2,53 ХЮ-2у (Сотс + Скор) ( „) -^кор,
где Jm — массовый центральный момент инерции отсека [кг см сек2],
Укор — массовый центральный момент инерции коромысла [кг см сек2],
R — половина расстояния между расчалками [см],
I — длина расчалки [см],
Соте—вес отсека [кг],
Скор—-вес коромысла [кг],
п — число колебаний,
t — время п колебаний [сек].
Веса Соте и Скор должны быть заранее определены взвешиванием, JKOp
определяется предварительно прокачиванием же или простым расчетом (пре-
небрегая массой крючков):
Лор = 0,85 X Ю ~4 СкорД2,
где L — полная длина коромысла.
63
35.10.53 35.10 54
Инерционные характеристики
Описанный способ полностью применим для опре-
деления характеристик отсеков фюзеляжа, элерона и
хвостового оперения самолета. Целесообразно иметь
2—3 коромысла различных размеров для отсеков крыла,
фюзеляжа и рулей.
35.10.54 При испытании рулей в целом, руль (или элерон)
подвешивается на двух нитях одинаковой длины и
параллельных между собой, при этом ось, относи-
тельно которой определяется момент инерции, должна
быть вертикальной, т. е. установлена по отвесу
(фиг. 35.10.54).
Заставляют руль совершать крутильные колебания
вокруг вертикальной оси и замеряют их период.
Момент инерции относительно вертикальной оси, про-
ходящей через центр тяжести, находится по формуле:
/?2 — С2
4,0=2,53 ХЮ-2-------,---(9Р
где С—расстояние от центра тяжести руля до верти-
кальной оси, проходящей по середине между
нитями,
£?р — вес руля.
В целях точности эксперимента необходимо осу-
ществлять подвеску так, чтобы центр тяжести руля
не располагался вблизи продолжения нити.
РАСЧЕТ ЧАСТОТ СОБСТВЕННЫХ КОЛЕБАНИЙ 35.11.00
И КОРРЕКТИРОВКА РАСЧЕТОВ ФЛАТТЕРА
ИЗГИБНО-КРУТИЛЬНЫЕ КОЛЕБАНИЯ КРЫЛА 35.11.10
Круговая частота чисто крутильных колебаний крыла определяется по 35.11.11
формуле
Круговая частота чисто изгибных колебаний крыла определяется по формуле
где а22, с22> ап> вычисляются по формулам 35312 для определения частот
крыла без сосредоточенных грузов, по формулам 35412 для крыла с сосредо-
точенными грузами и по формулам 35542 для крыла с мотором. При вычислении
этих коэфициентов следует задаваться функциями /(г) и <р (г) для того тона
колебаний, частота которого определяется.
Число колебаний в минуту п для любой формы колебания выражается
через круговую частоту р этой формы колебания так:
Фактически вследствие несовпадения линии центров тяжести сечений крыла с осью
жесткости колебания крыла всегда бывают совместными, изгибно-крутильными. За счет совмест-
ности колебаний изменяется вид функций формы /(г) и (г), и, кроме того, частоты изменяются
в зависимости от расстояния а линии центров тяжести от осн жесткости.
Две первых частоты совместных колебаний определяются из уравнения 35.11.12
(СП С22 С12 С21)Р4 ~ (аП С 2 а2г)Р2 “Ь а11 а22= 0,
где значения с12, с21 см. 35312, 35412, 35542.
Это уравнение дает два значения частоты, из которых одно (pt) близко к риз , другое р2
близко к Дкр. При колебаниях с частотой р} преобладает изгиб крыла, в то время как при
колебаниях с частотой р2 преобладает кручение. Поэтому первые колебания называются совмест-
ными изгибными колебаниями, вторые — совместными крутильными колебаниями. Для нормальных
крыльев существует соотношение
А <Диз <Дкр <д2.
Как правило, /^отличается от риз и р2 отличается от ркр не более чем на 159$.
При вычислении частот совместных колебаний практически можно пре-
небречь влиянием, совместности на форму колебаний и при определении сп, с22, .
с12, ап, а22 за /(г) и <р(г) принимать функции формы чисто изгибных и чисто
крутильных колебаний (35320, 35420, 35430, 35440, 35520, 35530). В случае
необходимости произвести расчет особо точно следует определять функции
формы совместных колебаний методами, изложенными в 35.11.50.
Контроль правильности определения жесткостей изгиба и кручения 35.11.13
крыла для расчета на флаттер производится сравнением расчетных значений
частот с частотами, определенными из частотных испытаний самолета. При
этом предполагается, что уже произведена проверка правильности принятого
в расчете распределения масс, моментов инерции и положения линии центров
тяжести. Считается также, что закон распределения жесткостей по размаху крыла
в расчете принят правильным.
9
65
35.11.14—35.11.32
Корректировка расчетов
35.11.14 Корректировка расчета может быть произведена или на основании расчета
раздельных колебаний, или, более точно, на основании расчета совместных
колебаний.
В первом случае для исправления расчетов на флаттер следует вместо
принятых в расчете значений жесткости на изгиб EI и жесткости на кручение
G/Kp принять новые жесткости: а£7, 3G/Kp, где а и р имеют значения:
/ * э \ 2 / э \ 2
а = ( Р^- и р= ) ,
\ Раз J \Ркр /
а риз и ркР — экспериментальные значения круговых частот крыла на изгиб
и кручение, определенные динамическими испытаниями.
Такая корректировка сводится к пересчету критической скорости с изменением коэфици-
ентов «п и а22, причем новые значения этих коэфициентов будут
Й11 = а й’ц > Л22 = ? а22 >
где aft- и-«22— значения коэфициентов «п и «22' первоначально принятые в расчете.
В случае, если а и р лежат вие диапазона 0,75 — 1,5, то следует еще раз тщательно проверить
правильность инерционных характеристик и правильность принятых в расчете жесткостей, так
как следует ожидать ошибки в их определении, и потому неприменимы вышеуказанные допу-
щения, положенные в основу пересчета.
Более точной является корректировка путем сравнения расчетных значений
частот совместных колебаний с экспериментом. В этом случае введение попра-
вочных множителей а и р в расчете на флаттер производится тем же путем,
только а и р Определяются из уравнений:
р2 Сц а22 Р(Сц С-22 С12 С21)
Н~ .Л (С11 с22 С12С21) (Риз)2 ВД2—:0>
и22
а______ о £11 й22 С11С22 С12С21
С22а11 С22
I рнз I -4- I Ркр
Если корни уравнения для р являются комплексными, то это означает, что жесткости изги-
ба и кручения крыла определены неверно.
Из двух пар значений а и 3, определяемых уравнениями настоящего пункта, нужно выби-
рать ту пару значений, которая ближе к значениям аир, определенным по формулам для расчета
раздельных колебаний.
35.11.15 Приближенно можно считать, что значение критической скорости после
исправления на экспериментальные частоты будет
К-,
где V” — значение критической-скорости, определенное расчетом по неисправлен-
ным жесткостям.
35.11.20 ОБ ОПРЕДЕЛЕНИИ ЧАСТОТ КОЛЕБАНИЙ ЭЛЕРОНА
35.11.21 Частоты симметричных и несимметричных колебаний элерона расчетом
не определяются. Эти частоты получаются в результате динамических испытаний.
35.11.30 ЧАСТОТЫ ИЗГИБА И КРУЧЕНИЯ ФЮЗЕЛЯЖА
35.11.31 Круговые частоты изгиба и кручения фюзеляжа определяются по формуле
•
Рф —т >
где и вычисляются для изгибной частоты фюзеляжа по формулам,
указанным в 35821, и для крутильной частоты фюзеляжа—по формулам 35841.
35.11.32 Расчет должен быть корректирован по экспериментальному значению час-
тоты, если экспериментальное значение частоты изгиба или кручения фюзеляжа
рф отличается от соответствующего теоретического значения рф более чем на 10%.
Для этого вместо расчетного значения коэфициента ап в расчет изгибно-руле-
66
Корректировка расчетов
35.11.32—35.11.43
вого или крутильно-рулевого флаттера вводится его новое значение, опреде-
ляемое формулой
ап — (рф) сю
Для случая свободно-подвешенных рулей (а22 = 0) пересчет критической
скорости изгибно-рулевого флаттера на экспериментальное значение частоты
можно не производить, а непосредственно пользоваться формулой
э
I/ __<ф 17°
v Кр — — Икр,
Рф
где 1/кр — расчетное значение критической скорости, вычисленное без учета
экспериментального значения частоты изгиба фюзеляжа,
/>Ф — расчетная частота изгибных колебаний
Приближенно круговую частоту изгибных
определять по формуле:
Р2^
35.11.33
35.11.34
фюзеляжа.
колебаний фюзеляжа можно
2
где
Ч/ф 0,75^ + 1,25
L о
•о
^Ф
Круговую частоту крутильных
определять по формуле
;ф
/э X
/ (a + &)_a7-j
F/ф
~dx
/ \ 2
& = ^ + 1,9(^ ;
1ф \ ‘Ф / v Jrio
колебаний фюзеляжа приближенно можно
35.11.35
____]_
^Ф
С 1
J (О/к₽)ф dx
о
1 2
о
а
*о
Р3 =
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЧАСТОТ КОЛЕБАНИЙ РУЛЕЙ 35.11.40
Частота симметричных колебаний руля высоты должна определяться из 35.11.41
динамических испытаний.
В случае жесткой связи между правой и левой половинами руля высоты 35.11.42
круговые частоты антисимметричных колебаний руля определяются по формуле
С83
где а33 и с33 берутся по 35851.
Приближенно в этом случае круговую частоту можно определять по формуле
/ к V Г
у 2г” у J (^кр)р ?*2 dz
7.1
^Tm^dz
О
где ? и ср* — функции, приведенные в табл. 35321.
Расчет критической скорости крутильно-рулевого флаттера должен быть 35.11.43
корректирован по экспериментальному значению частоты, если эксперименталь-
ное значение частоты антисимметричных колебаний руля высоты р? отличается
от расчетного значения р$ более чем на 1О°/о. Для этого вместо расчетного
67
35.11.43—35.1 Г.51
Корректировка расчетов
значения коэфициента а33 в расчет вводится новое значение, определяемое по
формуле
, ^33 === (/’р)2 сзз-
35.11.44 Если правая и левая половины руля высоты связаны между собой упруго,
то расчет частоты не производится. В расчет критической скорости непосредст-
венно вносится экспериментальное значение частоты (см. 35860).
Для корректировки жесткости кручения руля высоты желательно провести
специальный эксперимент, определив круговую частоту крутильных колебаний
р0 половины руля высоты, жестко заделанной в стенке. Расчетная жесткость
кручения руля должна быть исправлена умножением на коэфициент
если отношение частоты антисимметричных колебаний руля высоты, измеренной
на самолете при упругой связи обеих половин руля, к частоте крутильных коле-
баний жестко закрепленного руля меньше 0,85 (а33 и с33 вычисляются по фор-
мулам 35851).
После исправления жесткости расчет критической скорости крутильно-
рулевого флаттера производится по методу, изложенному в 35860.
35.11.50 РАСЧЕТ СОВМЕСТНЫХ КОЛЕБАНИЙ КРЫЛА
Приводится'схема расчета форм и частот совместных изгибно-крутильных
колебаний крыла для случая крыла с мотором и показывается, как, в частности,
получить, схему расчета для крыльев с жестко прикрепленными сосредоточен-
ными грузами и для крыльев без грузов.
Обозначения всех входящих в расчет величин см. 35500.
35.11.51
Определение первого тона колебаний
По известному (п—1)-му приближению для функций изгиба, кручения и
амплитуды мотора, а также для частоты: fn-i (z), сря_i (г), Xn-i и рп-\ , опреде-
ляется n-ое приближение fn(z), сря(г),’ Хп, рп.
Полуразмах крыльев разбивается на i частей, и отмечается то деление,
в котором помещается мотор; обычно берется i =10, а в том случае, когда
желают получить большую точность, i =15 или 20.
Вычисляются функции Fn (г) и Ф„ (г), а также производные F"n (z) и Ф^ (г)
по схемам а и Ь.
а. Схема вычисления Ф„(г) и Фп(г):
г/Z 1 Ли ?я-1 Ли?и—1 mz fn-1 т°/и-1 S = =4-7 О/кр E ' Qf = Фи и/кр H"
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13
0 So Eo (<)o Uo
0,1 Ej (<)1
0,2 $3 (X)2
0,3 S3 e3 (Фи)з lh
0,9 S9 Eg (<>9 u9
1,0 Slo EI0 (Фв)|.О
68
Корректировка, расчетов
35.11.51
Вычисления в первых восьми столбцах этой схемы очевидны. В девятом столбце выписыва-
ется 0 в нижией строке и интегрируется восьмой столбец снизу вверх до сечения с мотором:
V10 = O;
Vk = V*+i 4~S*+i И-
В сечении с мотором в девятом столбце стоят два значения, получаемые следующим образом:
1^2 = Vg + S3 4“ S2;
1/'' + М8Лл-1 2L ,
Дальше интегрирование снова ведется обычным путем:
V] — V2 + S24-Si;
Vo = V] + + So.
Для получения значений двенадцатого столбца интегрируется одиннадцатый столбец сверху
вниз:
i/o = 0; Ug = (Фл)г + (®л)з 4~
i/i =(<)o+(<)i + i/o; £4 = (<)з + (<)4 + ^;
= (Фл)1 + (®я)а + Ui> .....................
Ь. Схема вычисления функции F"(z) и F„(z):
z/^m fn-1 mfn^ 1 my fn-1 S=4—7 Ч8 <49 El U-=F” El n J12:= W J,3 = 0 Fn = Q \2.i)
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15
0 So Vo Uo
0,1 .Si Vi U1.
V2
0,2 Sg v; Ug
0,3 Sg Vg Ug
0,9 Sg Vg Ug
1,0 S10' =- 710 uw
Формулы для вКЙйслеиий в девятом столбце:
V10 = O;
Vg = Vjo + Sjo S9;
Vg— V4+ S4 H-Se;
Vg — ^e+Sg'+Sg;
Vj - k' + S2 + 5,;: •
< Vo == Vj 4" Si + So-
Формулы для вычислений ,в десятом столбце;'
Uw = 0; .
Цд~ Цю + Vio + Vg;
Цд = t4 -|" V4 + !4>
Формулы для вычислений в
^2 — Ug -4 Vg V2
Z7j = O2+ Vl> ; ;
Ц) — Ui 4~ Vi 4- Vg.
тринадцатом и четырнадцатом столбцах:
U70 = о, wk= wk^!4-(Fn)k _ 1 + (Pn)K,
Qo = O, ^=0^14-^-!+'
69
35.11.51
Корректировка расчетов
с. Схема вычисления частоты в «-ом приближении.
Определяются коэфициенты i йц = у* EIFn dz\ 0 1 #22 ~ J Glxp^ndz', a33 = k , 0
cn = J mF2ndz-\-MF2n(E); 0 i 1 ф« dz 4- ЛП’ Ф^ (A); c33 = M ; 0
<ч2 = с21 —~ J w ° Ф„ dz 4-Ж (А) Ф„ (А) ; с13 = с31 = МР„(А);
о
Си = См = МЪЪп(К).
d. Частота определяется как наименьший корень уравнения
£pe + Mp4 + Wp2 + Г=0,
где
L—Ctt С22 Cgg 4“ CJ2 С23 С31 4“ С21 С32 £13 С31 С13 С22 С12 С21 С33 С32 С23 С11 ’>
Л/ = atl (с23 С32 С22 Сдз) 4- #22 (Оз ^31 ’ #11 ^зз) 4" #33 (^21 ^12 ^11 ^22) >
N— Оц а22 с33 4- #ц а33 с22 4- а22 а33 е1г;
Т— а^а22а33.
е. Далее вычисляются постоянные А, В и С: /
A—J-. \
FM’
В== (#11 -Р2^П)^23Р2 + ^21^18Р4 А = — (#11 ~~ р2 С11) (#33 ~р2 С3з) 4~ С13 g31 Р*д =
^12С23р44-(«22 —с22р2)^1зр2 — ^12р2(а33—/?2С83) —С13С32р4
= (#зз~Р3сзз) ^21Р24~С31 с2зР4 А .
(#22 Р2 С2з) (#33 Р2 С33^ ^23 С32р4
с= — (#,! — Р2Си)(#22 — р2С22)4-с12с21 pi А = (ап—р*Си)С32Р2 + ^12^31Р4а =
" С13 р2 (#22 р2 С22) C2S Cj2 р4 Cjg С32 р4 4“ (^зз р2 с33) с12р2
__ ___(^22 р2 С22) С31 р2 4" С21 С32 р4 Д
(^33 р2 £33) (^22 р2 ^22) ^23 ^32 Р
При отсутствии ошибок в вычислениях каждое из выражений для В или
для С дает одинаковый результат.
f. Функции <р„ и амплитуда мотора Хп определяются по формулам:
/„(z) = 4F„(z); Т„(2) = 5Фя(2);
х„ = дрл(й)4-58Ф„(А)4-с.
Процесс последовательных приближений продолжается до тех пор, пока
функции f, <f и амплитуда мотора X не будут практически совпадать для двух
последующих приближений.
g. Для вычисления нулевого приближения /0, <р0, Хй задаются функции
Fa(z)=f и Ф0(г) = <р, где f и ср —функции из табл. 35321.
h. Производные функций /„(z) и <?n(z) вычисляются по формулам:
fn (z) = AF"n (z), - T;(z) = В (z) .
70
Корректировка расчетов
35.11.52-35.11.53
Определение второго тона колебаний
35.11.52
а. Вычисление нулевого приближения ведется так же, как для первого тона,
с тем изменением, что при вычислении /?2 по уравнению 35.11.51 d берется второй
по величине корень уравнения.
Ь. Для вычисления га-го приближения по (га—1)-му вычисляются функции
Fn(z) и Фл(г:) по схемам 35.11.51 а и Ь.
с. Вычисляется величина
2/ /И 4/3
d. Определяются константы X и ц:
/ 97 \
4Ф„(г) Т(1) dz + MYnX<V
о
t
[ mf W (z) + Jm <pd)2 (z) - 2m a f V (z) <p(D (z) ] dz ф- 714XW
0
F„(Z)-^)(/)
(через /О’, <pd) и X(V> обозначены функции формы, вычисленные для первого тона
колебаний).
е. Функции га-го приближения вычисляются по формулам:
А(г) = ИЛДг)-р/(1)(г)],
Г 21
f. Вычисления ведутся до тех пор, пока величины га-го и (га—1)-го прибли-
жения практически не совпадут; последнее приближение принимается за функции
второго тона /<2\ <р(2), Х(2).
g. Производные функций второго тона вычисляются по формулам:
/21 \
?(2)' = 1 уф'
причем значения F" и Ф^ берутся для последнего приближения.
h. Частота колебаний второго тона определяется по формуле
Схема расчета совместных колебаний крыла с жестко присоединенным 35.11.53
сосредоточенным грузом
При вычислении первого тона колебаний крыла расчет ведется по схеме
35.11.51, причем
а. Пункты a, b, f, g и h остаются без изменений.
Ь. По п. 35.11.51 с следует вычислять только коэфициенты an, а22, cn, Ci2, с22.
с. Частота определяется как наименьший корень уравнения
где-.
^1 — ^11 С22 ^12 С22 >
Afj = ^11^22 ^22> G1 ’
AZj = (Zjj £Z22’
71
35.11.53- 35.11.55
Корректировка расчетов
d. Постоянные А, В, С, с помощью которых определяются функции/,, <р„ и
отклонение мотора Хп (см. формулы 35.11.511), имеют значения:
2
Л = О) ; с=0;
^12 Р ^22 Р ^22
Удобнее пользоваться вторым нз выражений для В, так как при вычислении первого тона
в числителе первого выражения будет стоять разность близких друг к другу чисел. При вычис-
лении второго тона колебаний удобнее пользоваться первой из формул для В.
е. Вычисление второго тона ведется по 35.11.52 с заменой формулы 35.11.52с
на следующую:
r„ = F„(A)+^8®„(A).
35.11.54 Расчет совместных колебаний для крыла без сосредоточенных грузов
ведется по формулам 35.11.53, полагая в них М=0.
35.11.55 Для определения n-го приближения &-го тона колебаний вычисляют
функции Fn и Ф„ и величину Yn так же, как в 35.И.52b и* 35.11.52с.
Далее определяются константы рп ... pA_f.
f mFn (z)f(» (z) & - ma (Fn <₽ (0 + у Ф„/ dz + MYn X®
о
Pi =-
(/)’_ 2т afWy MX®’
0
где/<‘Дх),X^-—форма колебаний i-го тона.
Форма колебаний k-vo тона определяется формулами:
г *-1 т
г *-i
(г) = k Ф„ (z) — £ p, (z) ;
й-1
где
------?-s=r-
ft
i=l
ПРОЕКТИРОВАНИЕ, ИЗГОТОВЛЕНИЕ И ИСПЫТАНИЕ НА 35.12.00
ФЛАТТЕР ДИНАМИЧЕСКИ ПОДОБНЫХ МОДЕЛЕЙ КРЫЛЬЕВ
Критическую скорость изгибно-крутильного флаттера для крыла самолета
можно определить экспериментально по продувке в аэродинамической трубе
упругой модели крыла, динамически подобной крылу этого самолета. Чтобы
модель была динамически подобной крылу, она должна быть ему геометрически
подобной и ее массовые инерционные и упругие характеристики должны с
характеристиками крыла находиться в соотношениях, требуемых законом подобия
механики. Фактическое выполнение моделирования становится возможным при
допущении, что за упругую схему вибрирующего крыла можно принять не-
которую эквивалентную консольную балку с прямолинейной осью жесткости.
ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ РАСЧЕТЫ МОДЕЛИ 35.12.10
Необходимые исходные данные моделируемого крыла 35.12.11
Чтобы построить модель, удовлетворяющую требованиям закона подобия,
необходимо знать следующие данные крыла:
геометрические размеры' (размах, хорды во всех сечениях, профили
дужек);
закон изменения по размаху крыла его жесткостей изгиба EI и
кручения GIp;
положение оси жесткости, т. е. расстояние х0 от оси жесткости До
передней кромки в каждом сечении крыла;
распределение веса крыла по размаху, т. е. погонный вес q или по-
гонную массу т крыла в каждом сечении; . ; .
положение линии центров тяжести сечений крыла, т. е. расстояние г
от центра тяжести сечения до передней кромки в каждом сечении крыла;
закон изменения по размаху погонного массового момента инерции
крыла относительно оси жесткости Jm\
вес Q (массу /И), координаты центра тяжести гм и массовый момент
инерции относительно оси жесткости крыла Jm всех грузов крыла, которые
следует считать сосредоточенными (моторы, шасси, поплавки и т. п.);
частоту колебаний мотора в вертикальном направлении пм (для двухмо:
торных самолетов).
ПРИМЕЧАНИЕ. При определении т, г, Jm эти грузы ие учитываются.
Выбор масштабов моделирования 35.12.12
Чтобы по заданным характеристикам крыла определить требуемые харак-
теристики модели, нужно выбрать масштабы моделирования. Масштабы опре-
деляются характеристиками трубы, в которой будут производиться испытания
модели.
Устанавливается масштаб длин. Размеры модели выбираются максимальные;,
насколько позволяют габариты рабочей части трубы. Чем больше масштаб
длин kb , тем легче будет выполнять подобие по массовым и инерционным
характеристикам.
Масштаб длин ,
«Z — —г-->
Z-нат
где £Нат —размах моделируемого крыла;
d — ббльший диаметр рабочего сечения потока трубы; d = 3M при испы-
таниях в аэродинамических трубах ЦАГИ.
10
73
35.12.12—35.12.13
Модельные испытания на флаттер
Выбирается масштаб скоростей kv, т. е. назначается скорость потока трубы,
при которой будут начинаться вибрации модели:
< ИКр, мод
«И—ту------•
V кр. нат
Если для моделируемого крыла известна критическая скорость по расчету,
то выбирается Укр. МОД = 35 м{сек.
Если моделируемое крыло на флаттер не рассчитывалось и безопасность
от флаттера желают проверить только испытанием модели в трубе, то масштаб
скоростей выбирается в соответствии с диапазоном скоростей полета, на кото-
ром хотят проверить безопасность от флаттера моделируемого крыла; при этом
следует иметь в виду, что наиболее подходящим является диапазон скоростей
потока трубы от 20 до 50 mJcck.
При моделировании крыльев скоростных самолетов масштаб скоростей
следует выбирать в пределах kv = 0,1 0,125, при этом диапазону скоростей
потока трубы от 20 до 50 м]сек будет соответствовать диапазон скоростей по-
лета моделируемого крыла:
от 720 до 1 800 км1час для kv = 0,1;
от 570 до 1 440 км\час для kv — 0,125.
По известным масштабам длин kL и скоростей kv определяется масштаб
жесткостей kE. ;
i z
Частота колебаний мотора в вертикальном направлении (для модели крыла
двухмоторного самолета) определяется по формуле: \
мод нат>
где kv
k-----v-
n~~kL-
35.12.13 Определение характеристик модели, требуемых законом подобия
По данным крыла и принятым масштабам моделирования определяются
данные, которыми должна обладать динамически подобная модель.
Геометрические размеры крыла (размах, хорды, размеры профиля во всех
сечениях) определяются по формуле:
^"мод ^Z ^"нат >
где £нод и Лнат — сходственные линейные размеры модели и натуры, a kL — мас-
штаб линейных размеров модели.
Жесткости модели в любом сечении крыла определяются по формулам:
Тмод = &£;-£7нат J б//кр. мод •— &Е б//кр. нат’
где kE —масштаб жесткостей.
Погонный вес модели определяется по формуле:
Qmou ^Z *7нат‘
Погонный массовый момент инерции относительно оси жесткости опреде-
ляется по формуле:
J =k\J
т мод L яг нат*
Вес каждого сосредоточенного груза (а также общий вес модели) опреде-
ляется по формуле:
Q =k3r Q
^мод Z ^нат-
Массовый момент инерции каждого сосредоточенного груза относительно
оси жесткости определяется по формуле:
мод нат*
74
Модельные испытания на флаттер
35.12.13—35.12.31
Расположение оси жесткости, линии центров тяжести сечений и центров
тяжести всех сосредоточенных грузов модели должно быть подобным располо-
жению их в крыле. Если ось жесткости моделируемого крыла не прямолинейна,
то положение оси жесткости модели (которая делается всегда прямолинейной)
выбирается с таким расчетом, чтобы наименьшие уклонения от положения дей-
ствительной оси жесткости были на четверти размаха к концу крыла.
КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМА МОДЕЛЕЙ
35.12.20
Модель состоит из одного лонжерона переменного сечения и отдельных 35.12.21
отсеков, надетых на этот лонжерон и закрепленных на нем каждый в одной точке.
Лонжерон делается из дураля, а отсеки представляют собой пространственные
фермы, образуемые фанерными нервюрами, тонкими сосновыми распорками и
стрингерами и бальзовыми бобышками, формирующими носок и заднюю кромку
крыла (фиг. 35.12.21).
Отсеки обтягиваются калькой и получаются достаточно жесткими.
>
Фиг. 35.12.21
В целях сокращения объема работы динамически подобным выполняется 35.12.22
лишь одно крыло модели, крепящееся за комель лонжерона ко второму крылу,
которое выполняется жестким и подобным крылу натуры лишь геометрически.
ОПИСАНИЕ КОНСТРУКЦИИ МОДЕЛИ, ИЗГОТОВЛЯЕМОЙ
ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ В ЦАГИ
35.12.30
Модель, изготовляемая для испытаний в ЦАГИ, должна состоять из упру-'35.12.31
того, динамически подобного натуре левого крыла А и жесткого сплошного
деревянного правого крыла В, служащего для сохранения удлинения крыла
(фиг. 35.12.31).
Жесткое крыло, изготовленное из дерева любого сорта (сосна, липа), должно
дополнять собой недостающую часть крыльев от сечения, в котором принята
75
35.12.31—35.12.42
Модельные испытания на флаттер
заделка упругого крыла до полного размаха. Обычно можно считать, что упругое
крыло заделано в сечении, соответствующем борту фюзеляжа натуры.
Модель не должна иметь поперечного V (плоскость хорд обоих крыльев
общая).
35.12.32 Жесткое крыло модели крепится на специальной экспериментальной раме.
Врезка в это крыло державки рамы производится на месте (перед монтажей всей
установки в трубе). К этому времени жесткое крыло должно быть изготовлено
лишь в виде сплошной деревянной болванки, геометрически подобной моде-
лируемому крылу.
35.12.33 Упругое крыло выполняется из отсеков, число которых в зависимости от
удлинения крыла удобно брать в пределах от 8 до 15. При разбивке крыла на
отсеки желательно отношение ширины отсека к его средней хорде выдерживать
постоянным для всех отсеков.
Щели между отсеками, а также щель между правым и левым крыльями
должны быть параллельны оси симметрии крыла. Ширина их зависит от геометри-
ческих размеров модели и величины возможных статических упругих деформаций
лонжерона-под'действием лобовых сил лри -продувке; должна быть исключейа
возможность трения между отсеками в момент начала флаттера. Для моделей,
предназначенных к испытанию в ЦАГИ, ширина щелей берется не менее 1,5 мм
и не более 2,5 мм.
35.12.34 Упругость крепления мотора к крылу моде-
лируется при помощи консольной стальной пру-
жины, заделанной в средней нервюре моторного
отсека (см. фиг. 35.12.34). Груз, моделирующий
массу мотора, прикрепляется к концу этой пру-
жины; вес и координаты груза ойределяртся
согласно 35.12.13. Размеры пружины выбираются
так, чтобы при жестком ее защемленйи частота
колебаний груза на пружине была равна пм.
Если частота Пм ко времени испытания модели еще неизвестна (частотные
испытания моделируемого самолета еще не произведены), то заготовляется
набор пружин различной жесткости и при испытании снимается кривая Укр по пм.
35.12.40 ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ИЗГОТОВЛЕНИЕ ЛОНЖЕРОНА
УПРУГОГО КРЫЛА
35.12.41 Лонжерон представляет собой сплошной стержень переменного прямоуголь-
ного сечения. Он имеет плоскую нижнюЮ грань, совпадающую в конструкции
крыла с плоскостью хорд, и вертикальную плоскость симметрии (фиг. 35.12.41).
Лонжерон должен иметь комель, выходящий за пределы корневого отсека
упругого крыла и служащий для крепления его в жесткой державке экспери-
ментальной рамы. К этой же державке привинчивается и жесткое крыло. Комель
должен иметь размеры 28 X 28 X 100мм, ось его должна быть перпендикулярна
плоскости симметрии крыла, а нижняя сторона его квадратного сечения — лежать
в плоскости хорд модели.
35.12.42 В каждом поперечном сечении лонжерона его жесткости Е1М0Л и Е7нат будут
заданы так:
EIмод 1= ; (-1Гкр. мод нат >
76
Модельные испытания на флаттер
35.12.42—35.12.44
крыла в соответствующем сече-
где £7нат и G/кр.нат — жесткости моделируемого
нии, a kE—масштаб жесткостей. .
( b
й = ( г.
I h
Здесь
при h"j> b,
при b'^> h.
• Величина К дается формулой:
„ 256 a^k
i\ ==
т= 1, 3, 5, 7
_____/
m?rii (m2 + п+2) \п = 1, з. 5,7 . . ./>
k — отношение большей из сторон b и h сечения к меньшей.
b и h определяются из этих уравнений при помощи графика фиг. 35.12.42,
где коэфициенты k и К даны в функции отношения жесткостей данного сечения
лонжерона т]:
С/кр
При 7]<0,659 коэфициент k = при т]>0,659 коэфициент k = ~\
при т] >1,45 можно считать Л =.
О
Поперечные сечения лонжерона выдерживаются с
размерах +0,05 Мм для концевых сечений (концевая
+ 0,1 мм для средних и корневых.
Материалом для ° лонжерона служит термически
марки Д-6.
точностью в линейных 35.12.43
треть полуразмаха) и
обработанный дураль 35.12.44
77
35.12.50—35.12.53
Модельные испытания на флаттер
35.12.50 ИЗГОТОВЛЕНИЕ ОТСЕКОВ ДЕРЕВЯННОГО КАРКАСА
УПРУГОГО КРЫЛА
35.12.51 Основным требованием, предъявляемым к деревянному каркасу упругого
крыла, является достаточная жесткость и прочность при минимальном весе.
Жесткость всех отсеков должна быть достаточной для того, чтобы при кручении
крыла можно было считать, что вся деформация модели происходит за счет
скручивания лонжерона, деформациями же отсеков можно было пренебречь.
35.12.52 Конструктивное оформление отсеков может широко варьироваться как по
Фиг. 35.12.52
типу конструкции,
так и по строитель-
ным материалам в за-
висимости отпорядка
допускаемых вели-
чин веса, момента
инерции и положе-
ния центра тяжести,
от геометрических
размеров, жесткости
лонжерона и пр. Мо-
дели, построенные
в ЦАГИ, имели дере-
вянные отсеки с бу-
мажной обшивкой.
Применение в каче-
стве строительных
материалов авиафа-
неры, сосны, бальзы,
бамбука и бумаги
дает возможность получить достаточно прочную и жесткую конструкцию
отсеков при сравнительно малом весе.
Отсек такого типа, выполненный в виде пространственной фермы
(фиг. 35.12.52), имеет три нервюры, соединенные между собой сосновыми стрин-
герами и бальзовыми носком и хвостовым стрингером.
Для обеспечения жесткости на кручение отсек укреплен сосновыми
раскосами. Деревянные детали склеиваются казеиновым или столярным клеем.
На средней усиленной нервюре с помощью дуралевых заклепок монтируется
стальное крепление, обжимающее лонжерон (сверление отверстий в лонжероне
не допускается, так как это может привести к изменению расчетной жесткости
последнего). При изготовлении отсеков сечения стрингеров н раскосов толщина
фанеры у нервюр и вес креплений лимитируются ограниченным весом отсека.
Суммарный вес конструкции отсека деревянного каркаса и соответствующего
отсека лонжерона заведомо должен быть на 25 — 4О°/о легче расчетного веса
всего отсека крыла, чтобы ймелся достаточный запас веса на долю грузов, с
помощью которых доводится подобие отсека по массе, моменту инерции и поло-
жению центра тяжести.
•Средняя часть отсека в месте расположения лонжерона у отсеков с отно-
сительно малым весом должна быть максимально облегчена (конечно, не в ущерб
прочности и жесткости), так как доводка по моменту инерции потребует разнесе-
ния масс к кромкам крыла.
Готовый отсек доводится по массе, моменту инерции и центру тяжести
с помощью двух грузов, укрепленных в соответствующих гнездах полосками
материи с клеем. Грузы удобнее всего изготовлять из свинца.
35.12.53 Модели крыльев с моторами отличаются от простых наличием более развитого
отсека с включенным в него моторным коком (фиг. 35.12.53). В этом отсеке
выдерживаются геометрические формы кока и обеспечиваются надежные креп-
ления для тяжелых грузов, так как мотор, шасси и другие грузы сильно утя-
желяют этот отсек и увеличивают его момент инерции. Соответственно более
мощной делается средняя нервюра и ее крепление к лонжерону.
78
Модельные испытания на флаттер
35.12.53
Фиг. 35.12.53 .
79
35.12.60—35.12.64
Модельные испытания на флаттер
35.12.60 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ИНЕРЦИОННЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ОТСЕКОВ
ДЕРЕВЯННОГО КАРКАСА
35.12.61 После сборки каркаса упругого крыла отсеки (еще не обшитые) снимаются
со стапеля, и определяются их массовые и инерционные характеристики:
вес отсека Q;
положение его центра тяжести по хорде (расстояние а от оси лонжерона);
массовый момент инерции его относительно этой же оси J0TC,
35.12.62 Взвешивание производится с точностью до 0,1 г.
*
35.12.63 . Момент инерций и центр тяжести отсека определяются по формулам фи-
зического маятника при помощи замера периода свободных колебаний отсеков
при подвешивании относительно двух каких-либо осей, параллельных оси лонже-
рона. Способ подвески виден на фиг. 35.12.63.
Фиг. 35.12.63
35.12.64 В зависимости от конструкции каркаса отсека подвеску его при прокачивании
можно осуществить по одной из следующих двух схем (фиг. 35.12.64—I и II):
Схема!
. Оси качания расположены по одну сторону от центра тяжести отсека.
В этом случае формулы для определения центра тяжести и момента инер-
ции отсека будут следующие:"
0,0403Дг+^ _ Qii^i , Q .2 .
G '6,0806Дг4-(Г2 + Т1Х7:2— Л) ’ “тс ’ 4к3 +
--0,0103 Дг < П . Qi2T22 Q „ о
2 0,0806Дг + (Т2+Х)(Т2-Т1) ’ отс 4л2 r g1
80
Модельные испытания на флаттер
35.12.64—35.12.71
Здесь Q — вес отсека [г];
7\ —период свободных колебаний отсека вокруг оси I [сек];
Тг — то же, вокруг оси II [сек];
— расстояние от оси I до искомого центра тяжести -отсека [сл/];
г2-^то же, от оси II [см];
Дг — расстояние между осями подвеса / и II [см];
<з — расстояние между центром тяжести отсека и осью лонжерона [см];
Лтс — момент инерции . отсека относительно
оси лонжерона (оси жесткости) [г см сек2],
Схема II
Оси качания расположены по разные стороны
от центра тяжести отсека. Соответствующие фор-
I [. г мулы будут:
I ] t . — 0,0403AZ+Tf
| | 'j* h = — 0,0806ДТ+'Г2'+"7'2 Л1;
° I — 0,0403 Д i 4- T?
-j4—® 2 — 0,0806 A i + Tj + Ц
I \ W
\ (момент инерции определяется по тем же форму-
\ I лам, что и для схемы I подвески).
\ / Период колебаний вычисляется как среднее
из двух-трех отсчетов, причем в каждый отсчет
Схема II
Фиг. 35.12.64—II
Схема I должно быть замерено время не менее чем
Фиг. 35.12.64—1 5о колебаний.
Ось вращения должна быть осуществлена так, чтобы после толчка при начальной амплитуде
колебдйий в 20° отсек совершил не менее 100 колебаний, хорошо заметных на-глаз и допускающих
замер периода. Обычно для этого бывает .достаточно просверлить в крайних нервюрах отсека
круглые отверстия и подвесить его на цен-граХ, как указано на фиг. 35.12.63.
Период колебаний определяется с точностью до 0,005 сек (т. е. время
50 колебаний с точностью до 0,25 сек).
Все длины измеряются с точностью до 0,5 мм. . .....
«
ЗАГРУЖЕНИЕ ОТСЕКОВ МОДЕЛИ КРЫЛА ДЛЯ ВЫПОЛНЕНИЯ ПОДОБИЯ 35.12.70
ПО ИНЕРЦИОННЫМ ХАРАКТЕРИСТИКАМ
• Подобие модели по инерционным характеристикам достигается путем за- 35.12.71
кладки в каждый отсек двух грузов на соответствующих расстояниях от оси
лонжерона (фиг. 35.12.71).
Вес грузов и расстояния cj и s2 подбираются по формулам:
Ql “I- Q2 == Qmoa Qkohctp
"ф" (^2^2 ~~ Qkohctp^констр I - - .
Xl a2 I X? 2 — / _/
- - . _ |-p..q2--'«ОД •/ констр .
о о
Здесь Q1 и Q2 — веса грузов;
<5j и а2 — их расстояния от оси лонжерона (оси жесткости);
омоД, Лод и Qмод — расстояние центра-тяжести от оси жесткости, массовый
- момент инерции относительно этой же оси и вес всего
- - ' отсека крыла, требуемые законом подобия;определяются
по заданным характеристикам крыла и принятым мас-
..... штабам моделирования формулами:
- Q-мод== ^j]QnaT; </мод “ &д*7нат*, .. . &мод == ^нат
11
81
35.12.71—35.12.91
Модельные испытания на флаттер
(Лат, Лат И анат — величины, относящиеся к соответствующему отсеку
моделируемого крыла (с учетом всех сосредоточенных
_ грузов, расположенных в этом отсеке крыла);
Зконстр, Лонстр И Qkohctp — расстояние центра тяжести от оси жесткости, массовый
момент инерции относительно той же оси и вес изго-
товленного отсека с учетом отсека лонжерона и отсека
будущей обшивки и клея, приходящихся на долю
данного отсека крыла.
Фиг. 35.12.71
При подсчете Лонстр можно пренебречь массой лонжерона. Массой обшивки
пренебрегать нельзя, особенно для концевых отсеков.
35.12.80 ОБТЯЖКА УПРУГОГО КРЫЛА
35.12.81 После доводки отсеков по инерционному подобию, т. е. после закладки
грузов, отсеки надеваются на лонжерон, затягиваются все болты креплений и
отсеки оклеиваются тонкой и прочной бумагой, например, чертежной калькой.
Бумага затем спрыскивается водой из пульверизатора для придания обшивке
необходимой гладкости и натяжения.
Массовые и инерционные данные обшивки предварительно учитываются
расчетом.
35.12.90 ИСПЫТАНИЯ МОДЕЛИ И ПЕРЕСЧЕТ НА НАТУРУ
35.12.91 Испытание модели
Перед испытанием модели на флаттер нужно проверить установочный
угол крыла: этот угол должен соответствовать режиму cy = Q, чтобы в потоке
модель не испытывала больших статических деформаций и не сломалась.
Установка на режим с^ = 0 производится путем изменения длины одной
из стоек рамы при помощи винта (фиг. 35.12.32) до тех пор, пока не уничтожится
видимый на-глаз прогиб упругого крыла в потоке на небольших скоростях
от 10 до 25 мфек. После того как режим су — 0 будет установлен, приступают
к испытанию на флаттер, т. е. к определению критической скорости.
Скорость потока постепенно увеличивают, следя все время за показаниями
манометра. После начала флаттера скорость потока во избежание поломки
модели сразу снижается, а когда колебания модели затухнут, снова доводится
82
Модельные испытания на флат тер
35.12.91 35.12.92
до критической (с целью проверки отсчета скорости). В режиме флаттера модель
не рекомендуется держать более 1 мин.
В тех случаях, когда модель при флаттере испытывает, кроме обычных
изгибно-крутильных колебаний, еще колебания в плоскости хорд, в этой плоскости
следует ставить расчалки с таким расчетом, чтобы, не препятствуя модели
совершать деформации кручения и нормального изгиба, лишить ее возможности
деформироваться в плоскости хорд.
Перед испытанием необходимо удостовериться в исправности аварийного
тормоза трубы и в наличии предохранительной сетки.
Пересчет на натуру 35.12.92
По критической скорости модели Укр. мод, найденной из эксперимента,
критическая скорость моделируемого крыла 1/кр. нат определяется по формуле:
Vкр. нат == V Ик мод
Ку
или по формуле:
v кр. нат — , -- V кр. мод >
V kE
где ky, kL и kE — масштабы моделирования (скоростей, длин и жесткостей).
35.13.00 ФОРМУЛЫ И ТАБЛИЦЫ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ КОЭФИЦИЕНТОВ
ВИБРИРУЮЩЕГО КРЫЛА С ЭЛЕРОНОМ И ХВОСТОВОГО
ОПЕРЕНИЯ С РУЛЯМИ
35.13.11 Формулы аэродинамических коэфициентов
При определении критической скорости изгибно-элеронного флаттера и
флаттера горизонтального оперения необходимо знать величины G, Н, I, J,
Q2, Q3, и 26. Эти величины характеризуют изменение подъемной силы, момента
и шарнирного момента крыла (или оперения с рулями) при вибрациях. Ниже
приводятся формулы и таблицы для их вычисления.
Коэфициенты G, Н, I, J, 2г зависят от отношения хорды элерона или руля (Ьэ)
к хорде крыла или оперения (Ь) и от степени аэродинамической компенсации
элерона или руля, характеризуемой отношением ~~ (значения b0.K, b и Ьэ
см. фиг. 35803).
Значения 60 к, Ь, Ьэ в каждом сечении элерона (руля) различны, и поэтому
коэфициенты G, Н, ... меняются по сечениям элерона (руля).
35.13.12 Коэфициенты в каждом сечении могут быть вычислены следующим образом:
Вычисляются величины фш и ф* по формулам:
С08фш =2^1 —— 1 (0<фш<л);
соэф* — 2~—1 (0 <( ф* <( л).
Вычисляются значения:
G — (л — ф* —|— sin ф*);
(л — ф* -ф- sin ф*) cos фш + sin ф* -ф-~ (л — ф*)-I- sin 2 Ф*
/ =---j- sin ф*(1 —созф*);
16
Q* О* — JL
“i---W5~ 2
— ф*) — 2 cos фш sin ф* -ф- cos фш sin 2 ф* -ф- sin 2 ф* —
— sin ф*-----s- sin 3 ф*
О
(л — <р*) I COS фш----------— j — sin ф* (cos фш — 1) -ф-
+ -£- sin 2 фа
2* = 2'* 4.^2;*;
о
84
Формулы и таблицы коэфициентов
35.13.12—35.13.13
О'® — —
W2 g
(л — ф*)(3 cos фш — 1)+-у sin 2ф* (cos фш +1) -|-
5 1
+ -%- sin ф* —g- sin 3 ф* — 2 sin ф* cos ф ш
Й"* = —Й*;
Й3 = i ta-Ф*)2^О8фш
Z7l t
-у ) (я — ф*) sin ф* -ф- -i- sin2 ф*
Й* = [(л — ф*) cos фш 4- Sin Ф*]2.
Значения Йг выражаются через Й* следующим образом:
q 1
о____о* / А ( q*________L .
^2 2 4 b)\ 1 2 да.)’
q ___ 1 дкш
3~~ Т_д&' ’
О О* f О* 1 бЬщ
“4 — у4 “о- ( Чз 2 аз
й6
1 а&ш
2 аа 1
а^ш
где —у—
аа
руля):
dkm
выражаются через производные шарнирного момента элерона
и
а^ш
аа
бс щ 5э Ьм
до.
Z1
dkia
аз
дс ш 5Э bfji
Zi
Здесь — площадь элерона (или одной половины руля высоты);
Ьм — моментная хорда элерона (руля высоты);
сш—коэфициент шарнирного момента.
Вместо того, чтобы вычислять значения G, Н, I, J и Й* по формулам для 35.13.13
каждого сечения элерона (руля), их можно непосредственно брать из таблиц
(см. 35.13.20), определив предварительно посечениям элерона (руля) значения --;0—
С?э
ьэ
ь
И
, в зависимости от которых даются значения G, Н, I, J, Й*.
85
35.13.20-35.13.21
Таблицы коэфициентов
35.13.20 ТАБЛИЦЫ КОЭФИЦИЕНТОВ G, Н, I, J и 2*
35.13.21 Таблица значений Си/
Ьэ ь 0,05 0,08 0,07 0,08 0,09 0,10 0,11 0,12 0,13 0,14
G I 0,282 —0,207 0,310 —0,223 0,336 —0,238 0,362 -0,251 0,380 -0,262 0,400 -0,273 0,417 -0,280 0,435 -0,287 0,450 -0,294 0,465 —0,298
Ь±. b 0,15 0,16 0,17 0,18 0,19 0,20 0,21 0,22 0,23 0,24
О I 0,480 -0,303 0,495 —0,308 0,509 —0,312 0,524 —0,315 0,538 —0,318 0,550 -0,321 0,563 -0,323 0,576 —0,324 0,580 —0,325 0,595 — 0,325
к ь 0,25 0,26 0,27 0,23 0,29 0,39 0,31 0,32 0,33 0,34
О / 0,609 -0,323 0,621 -0,326 0,632 -0,325 0,642 —0,325 0,652 —0,324 0,662 —0,323 0,672 -0,322 0,682 -0,320 0,691 —0,317 0,700 — 0,314
л ь 0,35 0,36 0,37 0,38 0,39 0,40 0,41 0,42 0,43 0,44
О I 0,708 —0,311 0,716 —0,308 0,724 —0,305 0,732 -0,301 0,740 —0,298 0,748 —0,294 0,755 -0,290 0,762 -0,286 0,769 —0,282 0,776 -0,278
о!.'3- 0,45 0,46 0,47 0,48 0,49 0,50 0,51 0,52 0,53 0,54
0 / 0,783 —0,273 0,790 -0,269 0,797 —0,264 0,804 -0,260 0,810 —0,255 0,817 —0,250 0,824 -0,245 0,831 -0,240 0,837 —0,235 0,844 -0,229
ь 0,55 0,55 0,57 0,58 0,59 0,60 0,61 0,62 0,63 0,64 0,65
0 I 0,850 -0,224 0,855 —0,219 0,860 —0,213 0,865 —0,208 0,870 —0,202 0,875 —0,195 0,880 —0,188 0,885 -0,181 0,890 —0,175 0,895 -0,167 0,899 —0,160
86
Таблицы коэфициентбв
35.13.22
Таблица значений И 35.13.22
'ь 0,05 0,06 0,07 0,08 0,09 0,10 0,11 0,12 0,13 0,14
Ь°,к 0 0,0955 0,0125 0,0155 0,0188 0,0225 0,0264 0,0310 0,0350 0,0391 0,0443
ьэ -°
0,01 0,0940 0,0123 0,0153 0,0186 0,0222 0,0260 0,0305 0,0345 0,0386 0,0437
0,02 0,0925 0,0121 0,0151 0,0183 0,0219 0,0257 0,0300 0,0340 0,0381 0,0430
0,03 0,0910 0,0119 0,0149 0,0180 0,0216 0,0253 0,0295 0,0330 0,0375 0,0423
0,04 0,0895 0,0117 0,0147 0,0178 0,0213 0,0250 0,0290 0,0325 0,0370 0,0416
0,05 0,0880 0,0116 0,0145 0,0176 0,0210 0,0246 0,0286 0,0320 0,0365 0,0410
0,08 0,0865 0,0114 0,0143 0,0173 0,0207 0,0242 0,0282 0,0315 0,0360 0,0404
0,07 0,0857 0,0112 0,0140 0,0171 0,0203 0,0238 0,0278 0,0310 0,0355 0,0398
0,08 0,0845 0,0110 0,0138 0,0168 0,0200 0,0234 0,0274 0,0305 0,0350 0,0392
0,09 0,0830 0,0108 0,0138 0,0165 0,0197 0,0230 0,0270 0,0300 0,0345 0,0385
0,10 0,0815 0,0106 0,0134 0,0162 0,0193 0,0226 0,0265 0,0295 0,0340 0,0378
0,11 0,0800 0,0104 0,0131 0,0159 0,0190 0,0222 0,0260 0,0290 0,0335 0,0371
0,12 0,0785 0,0103 0,0129 0,0156 0,0186 0,0218 0,0255 0,0285 0,0330 0,0364
0,13 0,0770 0,0101 0,0127 0,0153 0,0182 0,0214 0,0250 0,0280 0,0325 0,0357
0,14 0,0755 0,0100 0,0125 0,0151 0,0179 0,0210 0,0245 0,0275 0,0320 0,0350
0,15 0,0740 0,0098 0,0123 0,0148 0,0176 0,0206 0,0240 0,0270 0,0314 0,0343
0,16 0,0725 0,0096 0,0120 0,0145 0,0173 0,0202 0,0235 0,0265 0,0308 0,0336
0,17 0,0710 0,0094 0,0118 0,0142 0,0169 0,0198 0,0230 0,0260 0,0302 0,0330
0,18 0,0695 0,0092 0,0116 0,0140 0,0166 0,0194 0,0225 0,0255 0,0296 0,0323
0,19 0,0680 0,0090 0,0113 0,0137 0,0163 0,0190 0,0220 0,0250 0,0290 0,0316
0,20 0,0665 0,0088 0,0111 0,0135 0,0160 0,0186 0,0215 0,0245 0,0285 0,0310
0,21 0,0650 0,0086 0,0108 0,0132 0,0156 0,0182 0,0210 0,0240 0,0280 0,0304
0,22 0,0635 0,0084 0,0106 0,0129 0,0152 0,0178 0,0205 0,0235 0,0275 0,0297
0,23 0,0620 0,0082 0,0103 0,0126 0,0148 0,0174 0,0200 0,0229 0,0270 0,0291
0,24 0,0605 0,0080 0,0101 0,0123 0,0145 0,0170 0,0195 0,0223 0,0265 0,0285
0,25 0,0590 0,0078 0,0099 0,0120 0,0142 0,0165 0,0190 0,0217 0,0260 0,0279
0,26 0,0575 0,0076 0,0096 0,0117 0,0138 0,0160 0,0185 0,0212 0,0254 0,0272
0,27 0,0590 0,0074 0,0093 0,0114 0,0134 0,0155 0,0180 0,0206 0,0248 0,0265
0,28 0,0543 0,0072 0,0091 0,0111 0,0130 0,0151 0,0176 0,0200 0,0242 0,0259
0,29 0,0525 ' 0,0070 0,0089 0,0108 0,0127 0,0147 0,0172 0,0195 0,0236 0,0253
0,30 0,0510 0,0068 0,0086 0,0105 0,0124 0,0144 0,0167 0,0190 0,0229 0,0246
87
35.13.22
Таблицы коэфициентов
Таблица значений Н
ьз ь 0,15 0,16 0,17 0,18 0,19 0,20 0,21 0,22 0,23 0,24
0,0488 0,0536 0,0588 0,064 0,069 0,074 0,080 0,085 0,091 0;096
э 0,01 0,0481 0,0528 0,0579 0,063 0,068 0,073 0,079 0,084 0,090 0,095
0,02 0,0474 0,0520 0,0570 0,062 0,067 0,072 0,078 0,083 0,089 0,094
0,03 0,0467 0,0512 0,0561 0,061 0,066 0,071 0,076 0,082 0,088 0,092
0,04 0,0460 0,0504 0,0552 0,060 0,065 0,070 0,075 0,080 0,087 0,091
0,05 0,0453 0,0496 0,0543 0,059 0,064 0,069 -0,074 0,079 0,086 0,089
0,06 0,0446 0,0488 0,0534 0,058 0,063 0,067 0,072 0,077 0,084 0,088
0,07 0,0439 0,0480 0,0525 0,057 0,062 0,066 0,071 0,076 0,083 0,086
0,08 0,0432 0,0472 0,0516 0,056 0,061 0,-065 0,070 0,075 0,081 0,085
0,09 0,0425 0,0464 0,0507 0,055 0,060 0,064 0,069 0,074 0,080 0,083
0,10 0,0418 0,0456 0,0498 0,054 0,058 0,063 0,068 0,073 0,078 0,082
0,11 0,0410 0,0448 0,0489 0,053 0,057 0,061 0,066 0,071 0,077 0,081
0,12 0,0402 0,0440 0,0480 0,052 0,056 0,060 . 0,065 0,070 0,075 0,080
0,13 0,0395 0,0432 0,0471 0,051 0,055 0,059 0,064 0,069 0,074 0,078
0,14 0,0388 0,0424 0,0462 0,050 0,054 0,058 0,063 0,068 0,073 0,077
0,15 0,0380 0,0416 0,0453 0,049 0,053 0,057 0,062 0,066 0,071 0,075
0,16 0,0373 0,0408 0,0444 0,048 0,052 0,056 0,061 0,065 0,070 0,074
0,17 0,0366 0,0400 0,0435 0,047 0,051 0,055 0,059 0,063 0,068 0,072
0,18 0,0359 0,0393 0,0426 0,046 0,050 0,054 0,058 0,062 0,067 0,071
0,19 0,0352 0,0385 0,0417 0,045 0,049 0,053 0,057 0,061 0,065 0,069
0,20 0,0345 0,0377 0,0408 0,045 0,048 0,052 0,056 0,060 0,064 0,068
0,21 0,0338 0,0370 0,0400 0,044 0,047 0,051 0,055 0,058 0,062 0,066
0,22 0,0331 0,0362 0,0392 0,043 0,046 0,050 0,054 0,057 0,061 0,065
0,23 0,0324 0,0355 0,0384 0,042 • 0,045 0,049 0,052 0,056 0,060 0,064
0,24 0,0317 0,0348 0,0376 0,’041 0,044 0,048 0,051 0,055 0,058 0,062
0,25 0,0310 0,0340 0,0368 0,040 0,043 0,047 0,050 0,054 0,057 0,061
0,26 0,0303 0,0332 0,0360 0,039, 0,042, 0,046 0,049 0,052 0,056 0,059
0,27 0,0295 0,0324 0,0352 0,038 0,041 0,045 0,048 0,051 0,055 0,058
0,28 0,0288 0,0316 6,0344 0,037 0,040 0,043 0,046 0,050 0,053 0,056
0,29 0 0280 0,0308 0,0336 0,036 0,039 0,042 0,045 0,048 0,051- 0,055
0,30 0,0273 0,0300 0,0327 0,035 0,038 0,041 0,044 0,047 0,050 0,053
88
Таблицы коэфициентов
35.13.22
Таблица значений Н
. Ьэ ь~ 0,25 0,26 0,27 0,28 0,29 0,30 0,31 0,32 0,33 0,34
т"к=‘° 0,103 0,109 • 0,115 0,122 0,128 0,135 0,142 0Д48 0,155 0,162
0,01 0,101 0,107 0,114 0,120 0,126 0,133 0,140 0,146 0,153 0,160
0,02 0,100 0,106 0,112 0,118 0,124 0,131 0,138 0,144 0,151 0,158
0,03 0,098 0,105 0,110 0,116 0,122 0,129' 0,136 0,142 0,148 0,156
0,04 0,097 0,103 0,109 0,114 0,120 0,127 0,134 0,140 0,146 0,154
0,05 0,095 0,101 0,106 0,112 0,118 0,125 0,132 0,138 0,144 0,151
0,06 0,094 0,099 0,105 ; 0,111 0,116 0,124 0,130 0,136 , 0,142 0,148
0,07 0,092 0,097 0,103 0,109 0,114 0,122 0,128 0,134 0,140 0,146
0,08 0,091 ' 0,096 0,101 0,107 0,113 0,120 0,126 0,131 0,137 0,143
0,09 . . 0,089 0,094 0,100 0,105 0,111 0,118 0,124 0,129 0,135 0,141
0,10 0,088 0,092 0,098 0,104 . 0,110 0,116 ; 0,122 0,127 0,133 0,139
0,11 0,086 0,090 0,096. 0,102 0,108 0,114 0,119 0,125 / 0,131 0,136
: 0,12 0,085 0,089 0,095 0,100 0,106 0,112 0,117 0,123 0,128 0,134
0,13 0,083 0,087 0,094 0,099 0,104 . 0,110 0,115 0,121 0,126 0,131
0,14 0,082 0,085' ' 0,092 0,097 0,102 0,108 0,113 0,119 0,124 0,129
0,15 0,080, 0,084- 0,090 0,095 - 0,101' 0,106 0,111 0,117 0,122 0,127
0,16 • 0,079 0,082 0,088 , 0,093 0,099 0,104 0,108 0,114 0,119 0,125
0,17 0,077 0,081 0,087 . 0,092 0,097 0,102 0,106 0,112 0,117 0,122
0,18 0,076 0,079 0,085 0,090 0,095 0,100 0,104 0,110 0,115 0,120
0,19 0,074 0,077 0,084 0,088 0,093 0,098 0,102 0,108 0,113 0,118
0,20 0,073 0,076 _ 0,082 0,086 0,091 0,096 0,100 0,105 0,110 0,115
0,21 0,071 0,074 0,080 0,085 0,089 0,094 0,098 0,103 0,108 0,113
0,22 0,069 0,073 0,078 0,083 0,087 0,092 0,096 0,101 0,106 .0,110
0,23 0,068 0,071 0,076 0,081 0,085 0,090 0,094 0,099 0,104 0.108
0,24 0,066 - 0,070 0,075 0,079 0,083 0,088 0,092 0,097 0,101 0,106
0,25 0,065 0,068 0,073 0,077 0,082 0,086 0,090 0,095 0,099 0,103
0,26 0,063 0,067 0,071 . 0,076 0,080. 0,084 0,088 0,092 0,097 0,101
0,27 0,062 0,065 0,070 0,074 0,078 0,082- . 0,086 0,090 0,094 0,099
0,28 0,060 0,064 0,068 0,072 . 0,076 . 0,080 : 0,084 0,088 0,092 _ 0,096
0,29 0,059 0,062 0,066 0,070 0,074 > 0,078 0,082 0,086 0,090' 0,094
0,30 0,057 0,061 0,065 0,068 0,072 0,076 0,080 0,084 0,088 / 0,092
12
89
35.13.22
Таблицы коэфициентов
Таблица значений Н
Ьэ ь 0,35 0,36 0,37 0,38 0,39 0,40 0,41 0,42 0,43 0,44
Ь°к л Ьэ "° 0,170 0,177 0,184 0,191 0,199 0,206 0,213 0,221 0,229 0,237
0,01 0,167 0,174 0,181 0,189 0,196 0,203 0,210 0,218 0,226 0,233
0,02 0,164 0,172 0,179 0,186 0,193 0,200 0,207 0,215 0,222 0,230
0,03 0,162 0,169 0,176 0,183 0,190 0,197 0,204 0,212 0,218 0,226
0,04 0,159 0,166 0,173 0,180 0,187 0,194 0,201 0,208 0,215 0,222
0,05 0,157 0,164 0,170 0,177 0,184 0,191 0,198 0,205 0,212 0,219
0,06 0,155 0,161 0,167 0,174 0,181 0,188 0,195 0,202 0,209 0,216
0,07 0,152 0,158 0,165 0,172 0,178 0,185 0,192 0,198 0,205 0,212
0,08 0,149 0,155 0,162 0,169 0,175 0,182 0,189 0,195 0,202 0,209
0,09 0,147 0,153 0,160 0,166 0,173 0,179 0,186 0,192 0,199 0,206
0,10 0,145 0,151 0,157 0,163 0,170 0,176 0,182 0,189 0,196 0,202
0,11 0,142 0,148 0,154 0,160 0,167 0,173 0,179 0,186 0,193 0,199
0,12 0,139 0,145 0,151 0,157 0,164 0,170 0,176 0,182 0,189 0,195
0,13 0,137 0,143 0,149 0,155 0,161 0,167 0,173 0,179 0,186 0,192
0,14 0,135 0,141 0,147 0,152 0,158 0,164 0,170 0,176 0,182 0,188
0,15 0,133 0,138 0,144 0,150 0,155 0,161 0,167 0,173 0,179 0,185
0,16 0,130 0,135 0,141 0,147 0,152 0,158 0,164 0,170 0,175 0,181
0,17 0,128 0,133 0,138 ,0,144 0,149 0,155 0,161 0,167 0,172 0,178
0,18 0,125 0,131 0,136 0,141 0,147 0,152 0,158 0,164 0,169 0,175
0,19 0,123 0,128 0,133 0,139 0,144 0,149 0,155 0,160 0,166 0,172
0,20 0,120 0,125 0,130 0,136 0,141 0,146 0,151 0,157 0,162 0,168
0,21 0,118 0,123 0,128 0,133 0,138 0,143 0,148 0,153 0,159 0,164
0,22 0,115 0,120 0,125 0,130 0,135 0,140 0,145 0,150, 0,156 0,161
0,23 0,113 0,118 0,122 0,127 0,132 0,137 0,142 0,147 0,152 0,157
0,24 0,110 0,115 0,120 0,125 0,129 0,134 0,139 0,144 0,149 0,154
0,25 0,108 0,112 0,117 0,122 .0,126 0,131 0,136 0,141 0,146 0,151
0,26 0,105 0,110 0,114 0,119 0,123 0,128 0,133 0,138 0,143 0,147
0,27 0,103 0,107 0,112 0,116 0,120 0,125 0,130 0,134 0,139 0,144
0,28 0,100 0,105 0,109 0,113 0,118 0,122 0,127 0,131 0,136 0,141
0,29 0,098 0,102 0,107 0,111 0,115 0,119 0,123 0,128 0,133 0,138
0,30 0,096 0,100 0,104 0,108 0,112 0,116 0,120 0,125 0,130 0,134
90
Таблицы коэфициентов
35.13.22
Таблица значений Н
ь 0,45 0,46 0,47 0,48 0,49 0,50 0,51 0,52 0,53 0,54
^0. к -j—= 0 Ьэ 0,244 1 0,252 0,260 0,268 0,276 0,283 0,292 0,300 0,309 0,317
0,01 0,240 0,248 0,256 0,264 0,272 0,279 0,288 0,296 0,304 0,312
0,02 0,237 0,245 0,252 0,260 0,268 0,275 0,284 0,292 0,300 0,308
0,03 0,234 0,241 0,248 0,256 0,264 0,271 0,280 0,287 0,295 0,303
0,04 0,230 0,237 0,245 0,252 0,260 0,267 0,276 0,283 0,291 0,298
0,05 0,227 0,234 0,241 0,248 0,256 0,263 0,271 0,278 0,286 0,294
0,06 0,223 0,230 0,237 0,244 0,252 0,259 0,267 0,274 0,282 0,289
0,07 0,220 0,226 0,234 0,241 0,248 0,255 0,262 0,270 0,277 0,285
0,08 0,216 0,223 0,230 0,237 0,244 0,251 0,258 0,266 0,273 0,280
0,09 0,213 0,220 0,226 0,233 0,240 0,247 0,254 0,261 0,268 0,276
0,10 0,209 0,216 0,222 0,229 0,236 0,243 0,251 0,257 0,264 0,272
о,п 0,206 0,212 0,219 0,225 0,232 0,239 0,246 0,253 0,260 0,267
0,12 0,202 0,208 0,215 0,221 0,228 0,235 0,241 0,248 0,255 0,262
0,13 0,198 0,204 0,211 0,217 0,224 0,231 0,237 0,244 0,251 0,257
0,14 0,195 0,201 0,207 0,214 0,220 0,227 0,233 0,240 0,247 0,253
0,15 0,191 0,197 0,203 0,210 0,216 0,223 0,229 0,236 0,242 0,249
0,16 0,187 0,193 0,199 0,206 0,212 0,218 0,225 0,231 0,237 0,244
0,17 0,184 0,190 0,196 0,202 0,208 0,214 0,221 0,227 0,233 0,240
0,18 0,181 0,186 0,192 0,198 0,204 0,210 0,217 0,223 0,229 0,235
0,19 0,177 0,183 0,188 0,195 0,200 0,206 0,212 0,218 0,224 0,231
0,20 0,173 0,179 0,185 0,191 0,196 0,202 0,208 0,214 0,220 0,226
0,21 0,170 0,175 0,181 0,187 0,192 0,198 0,204 0,210 0,216 0,222
0,22 0,167 0,172 0,178 0,183 0,188 0,194 0,200 0,205 0,211 0,217
0,23 0,163 0,168 .0,174 0*179 0,184 0,190 0,196. 0,201 0,207 0,212
0,24 0,159 0,164 0,170 0,175 0,180 0,186 0,192 0,196 0,202 0,208
0,25 0,156 0,161 0,166 0,172 0,177 0,182 0,187 0,192 0,198 0,204
0,26 0,152 0,158 0,163 0,168 0,173 0,178 0,183 0,188 0,194 0,199
0,27 0,149 0,154 0,159 0,164 0,169 0,174 0,179 0,184 0,189 0,195
0,28 0,145 0,150 0,155 0,160 0,165 0,170 0,175 0,180 0,185 0,190
0,29 0,142 0,147 0,151 0,156 0,161 0,166 0,171 0,175 0,180 0,185
0,30 0,139. 0,143 0,147 0,152 0,157 0,162 0,166 0,171 0,176 0,181
91
35.13.22
Таблицы коэфициентов
Таблица значений Н
ь 0,55 0,56 0,57 0,58 0,59 0,60 0,61 0,62 0,63 - 0,64 0,65
т=0 0,325 0,334 0,342 0,351 0,359 0,368 0,377 0,386 0,395 0,404 0,413
0,01 0,320 0,329 0,337 0,346 0,354 0,363 0,371 0,380 0,389 0,398 0,407
0,02 0,316 0,324 0,332 0,341 0,349 0,358 0,366 0,374 0,384 0,392 0,401
0,03 0,311 0,320 0,328 0,336 0,344 0,353 0,361 0,369 0,378 0,387 0,395
0,04 0,307 0,315 0,323 0,331 0,339 0,347 0,355 0,364 0,373 0,381 0,389
0,05 0,302 0,310 0,318 0,326 0,334 0,342 0,350 0,359 0,367 0,376 0,384
0,06 0,297 0,305 0,313 0,321 0,329 0,337 0,345 0,353 0,361 0,370 0,378
0,07 0,293 0,300 0,308 0,316 0,324 0,331 0,340 0,348 0,356 0,364 0,372
0,03 0,288 0,296 0,303 0,311 0,319 0,326 0,335 0,342 0,350 0,358 0,366
0,09 0,283 0,291 0,298 0,306 0,313 0,321 0,329 0,337 0,344 0,352. 0,360
0,10 0,278 0,286 0,293 0,301 0,308 0,316 0,323 0,332 0,339 0,347 0,355
0,11 0,274 0,281 0,288 0,296 0,303 0,310 0,318 0,326 0,333 0,341 0,349
0,12 0,269 0,276 0,283 0,291 0,298 0,305 0,312 0,320 0,328 0,335 0,343
0,13 0,265 0,271 0,278 0,286 0,293 0,300 0,307 0,315 0,322 0,329 0,337
0,14 0,260 0,266 0,274 0,281. 0,288 0,295 0,302 0,310 0,316 0,324 0,331
0,15 0,255 0,262 0,269 0,276 0,283 0,290 0,296 0,304 0,310 0,318 0,325
0,16 0,251 0,257 0,264 0,271 0,278 0,284 0,291 0,298 0,305 0,312 0,319
0,17 0,246 0,253 0,259 0,266 0,273 0,279 0,286 0,293 0,300 0,307 0,314
0,18 0,242 0,248 0,254 0,261 0,268 0,274 0,281 0,287 0,294 0,301 0,308
0,19 0,237 0,243 0,249 0,256 0,262 0,269 0,275 0,281 0,288 0,295 0,302
0,20 0,232 0,238 0,244 0,251 0,257 0,264 0,270 0,276 0,282 0,289 0,296
0,21 0,228 0,234 0,240. 0,246 0,252 0,259 0,265 0,271 0,277 0,284 0,290
0,22 0,223 0,229 0,235 0,241 0,247 0,253 0,259 0,265 0,272 0,278 0,285
0,23 0,218 0,224 0,230 0,236 0,242 0,248 0,254 0,260 0,266 0,273 0,279
0,24 0,213 0,219 0,225 0,231 0,237 0,243 0,249 0,254 0,260 0,267 0,273
0,25 0,209 0,215 0,220 0,226 0,232 0,238 0,244 0,249 0,255 0,261 0,267
0,26 0,204 0,210 0,215 0,221 0,227 0,232 0,238 0,244 0,250 0,256 0,261
0,27 0,200 0,205 0,211 0,216 0,222 0,227 0,233 0,238 0,244 0,250 0,255
0,28 0,195 0,200 0,206 0,211 0,217 0,222 0,228 0,233 0,239 0,245. 0,250
0,29 0,190 0,195 0,201 0,206 0,211 0,216 0,222 0,227 0,233 0,239 0,244
0,30 0,186 0,191 0,196 0,201 0,206 0,211 0,216 0,222 0,227 0,233 0,238
92
Таблицы коэфициентов
35.13.23
Таблица значений J 35,13.23
ьэ ь 0,06 0,07 0,08 0,09 0,10 0,11 0,12 0,13 0,14
Ьр, к Q —0,00932 -0,01160 —0,01400 -0,01650 -0,01925 — 0,02160 -0,0244 -0,0272 —0,030'2
Ьэ 0,01 - 0,00918 —0,01140 —0,01375 -0,01625 —0,01895 -0,02130 —0,0240 —0,0268 -0,0298
0,02 —0,00905 —0,01120 —0,01355 —0,01600 -0,01865 —0,02105 —0,0236 —0,0264 -0,0294
0,03 —0,00891 — 0,01100 —0,01330 —0,01580 —0,01840 -0,02080 —0,0232 —0,0260 —0,0290
0,04 —0,00878 —0,01080 —0,01310 —0,01560 -0,01815 —0,02055 —0,0229 —0,0257 -0,0286
0,05 —0,00864 —0,01065 -0,01290 —0,01540 -0,01785 —0,02020 -0,0226 —0,0253 —0,0282
0,06 -0,00850 -0,01050 -0,01275 -0,01515 —0,01760 —0,01990 -0,0223 —0,0250 —0,0278
0,07 —0,00836 —0,01035 -0,01250 -0,01490 -0,01730 —0,01960 -0,0220 - 0,0246 —0,0274
0,08 -0,00822 —0,01020 -0,01230 -0,01465 —0,01705 —0,01930 —0,0216 -0,0242 -0,0270
0,09 —0,00808 -0,01005 —0,01215 -0,01440 -0,01675 —0,01900 -0,0213 —0,0239 —0,0266
0,10 —0,00793 —0,00990 -0,01195 —0,01420 —0,01650 -0,01870 —0,0210 —0,0235 —0,0262
0,11 —0,00780 -0,00975 -0,01180 —0,01400 -0,01625 —0,01840 —0,0207 —0,0231 0,0258
0,12 —0,00765 —0,00960 -0,01160 -0,01380 -0,01600 -0,01810 —0,0203 -0,0227 -0,0254
0,13 —0,00753 —0,00945 -0,01145 -0,0135'5 —0,01570 —0,01780 —0,0200 —0,0224 —0,0249
0,14 -0,00739 -0,00930 —0,01125 -0,01335 —0,01545 —0,01750 -0,0197 —0,0221 —0,0245
0,15 -0,00725 -0,00915 —0,01115 —0,01310 -0,01520 —0,01725 -0,0194 -0,0218 —0,0241
0,16 —0,00712 -0,00895 —0,01085 —0,01285 —0,01490 -0,01700 -0,0190 —0,0214 —0,0237
0,17 —0,00700 -0,00880 —0,01070 -0,01265 -0,01465 —0,01675 —0,0187 -0,0210 -0,0233
0,18 -0,00688 —0,00865 -0,01055 -0,01245 -0,01435 —0,01640 —0,0184 —0,0206 —0,0229
0,19 —0,00675 —0,00850 -0,01035 —0,01225 -0,01410 -0,01610 -0,0180 —0,0202 —0,0225
0,20 -0,00663 —0,00835 -0,01015 —0,01205 -0,01380- -0,01580 -0,0177 —0,0198 -0,0221
0,21 -0,00650 —0,00820 —0,00995 -0,01180 —0,01355 —0,01550 —0,0174 -0,0195 -0,0217
0,22 -0,00636 —0,00800 —0,00975 -0,01150 —0,01330 —0,01520 —0,0171 -0,0191 —0,0212
0,23 —0,00622 —0,00780 —0,00955 -0,01125 —0,01300 —0,01490 -0,0167 —0,0187 —0,0208
0,24 —0,00608 -0,00765 -0,00935 —0,01100 —0,01270 —0,01460 —0,0164 -0,0183 —0,0204
0,25 —0,00595 —0,00750 -0,00915 —0,01075 —0,01245 —0,01430 —0,0161 —0,0180 —0,0200
0,26 -0,00582 —0,00735 —0,00895 —0,01055 —0,01220 -0,01400 —0,0158 —0,0176 —0,0196
0,27 —0,00570 —0,00720 —0,00875 -0,01035 —0,01190 —0,01370 -0,0154 —0,0173 —0,0192
0,28 -0,00558 -0,00705 —0,00855 -0,01015 —0,01165 —0,01340 —0,0151 -0,0170 -0,0188
0,29 -0,00544 —0,00690 —0,00835 -0,00990 —0,01140 —0,01310 -0,0148 -0,0166 —0,0184
0,30 —0,00530 -0,00675 -0,0Q805 —0,00965 —0,01115 —0,01280 —0,0144 —0,0162 . -0,0180
93
35.13.23
Таблицы коэфициентов
Таблица значений J
Ьэ ь 0,15 0,16 0,17 0,18 0,19 0,20 0,21 0,22 0,23 0,24
—0,0332 —0,0366 -0,0396 -0,0425 -0,0459 -0,0490 —0,0522 -0,0556 —0,0587 —0,0620
0,01 —0,0328 —0,0360 -0,0391 —0,0420 -0,0453 -0,0484 —0,0516 —0,0549 —0,0580 -0,0612
0,02 —0,0324 -0,0355 -0,0386 -0,0415 —0,0448 -0,0478 —0,0510 -0,0542 -0,0573 -0,0605
0,03 -0,032) —0,0350 —0,0381 -0,0410 -0,0442 —0,0472 -0,0504 —0,0535 -0,0566 -0,0598
0,04 —0,0316 -0,0346 -0,0376 —0,0405 —0,0436 —0,0466 -0,0497 -0,0528 —0,0558 —0,0590
0,05 -0,0312 -0,0342 -0,0371 —0,0400 —0,0430 —0,0460 -0,0490 —0,0521 -0,0551 —0,0582
0,06 —0,0308 —0,0337 -0,0366 -0,0395 —0,0424 —0,0453 —0,0484 -0,0514 —0,0544 —0,0575
0,07 —0,0303 —0,0332 —0,0350 -0,0389 —0,0418 -0,0446 -0,0477 -0,0507 -0,0536 -0,0567
0,08 -0,0298 —0,0326 —0,0354 —0,0383 —0,0411 —0,0440 -0,0470 —0,0500 -0,0529 -0,0559
0,09 —0,0294 -0,0320 -0,0349 —0,0377 —0,0405 —0,0433 -0,0463 -0,0493 —0,0521 —0,0551
0,10 —0,0289 —0,0315 —0,0343 -0,0371 -0,0398 -0,0427 —0,0456 —0,0486 —0,0514 —0,0544
0,11 —0,0284 —0,0310 —0,0337 —0,0365 —0,0392 —0,0420 -0,0449 —0,0479 —0,0506 -0,0536
0,12 —0,0279 —0,0305 —0,0332 —0,0360 -0,0386 —0,0414 -0,0442 -0,0471 —0,0499 —0,0529
0,13 -0,0275 -0,0300 —0,0326 —0,0354 -0,0380 —0,0407 —0,0435 -0,0463 —0,0492 -0,0520
0,14 —0,0270 —0,0295 -0,0321 —0,0348 —0,0373 —0,0400 —0,0428 —0,0456 —0,0484 -0,0512
0,15 -0,0266 —0,0290 —0,0316 —0,0342 -0,0368 -0,0394 —0,0421 -0,0450 —0,0477 —0,0505
0,16 —0,0261 —0,0285 —0,0311 —0,0336 -0,0361 —0,0388 —0,0415 -0,0442 —0,0470 —0,0497
0,17 —0,0257 -0,0280 —0,0305 —0,0330 —0,0355 -0,0381 -0,0408 -0,0435 —0,0462 —0,0489
0,18 —0,0253 -0,0275 —0,0300 —0,0325 —0,0349 —0,0375 -0,0401 -0,0427 -0,0454 —0,0481
0,19 —0,0248 —0,027(7 -0,0295 —0,0320 -0,0343 —0,0368 -0,0394 —0,0420 —0,0447 —0,0473
0,20 -0,0244 —0,0265 —0,0290 -0,0314 -0,0338 —0,0361 —0,0387 -0,0413 —0,0439 —0,0465
0,21 —0,0240 —0,0260 —0,0285 —0,0308 - 0,0332 -0,0354 -0,0380 -0,0406 -0,0431 —0,0457
0,22 —0,0235 —0,0255 —0,0280 —0,0302 —0,0326 —0,0348 —0,0374 -0,0399 —0,0424 —0,0449
0,23 —0,0230 —0,0250 -0,0274 —0,0297 —0,0320 —0,0342 -0,0367 -0,0392 —0,0417 -0,0441
0,24 —0,0225 -0,0245 -0,0269 —0,0291 -0,0313 -0,0335 —0,0360 —0,0285 —0,0410 —0,0433
0,25 -0,0220 —0,0240 -0,0263 -0,0285 —0,0307 —0,0329 -0,0353 —0,0378 -0,0402 -0,0426
0,26 -0,0216 -0,0235 —0,0258 —0,0279 -0,0301 —0,0322 -0,0346 —0,0370 -0,0395 —0,0418
0,27 -0,0212 —0,0230 —0,0252 —0,0273 -0,0294 —0,0316 —0,0339 —0,0363 —0,0387 —0,0410
0,28 —0,0207 -0,0225 —0,0247 -0,0267 - 0,0288' -0,0310 —0,0333 -0,0356 -0,0380 —0,0402
0,29 -0,0203 —0,0220 —6,0242 —0,0262 -0,0282 —0,0303 -0,0327 -0,0349 —0,0373 —0,0395
0,30 -0,0199 —0,0245 —0,0237 -0,0256 —0,0276 —0,0297 -0,0320 —0,0342 —0,0366 -0,0388
94
Таблицы коэфициентов
35.13.23
Таблица значений J
Ьэ ь 0,25 0,26 0,27 0,28 0,29 0,30 0,31 0,32 0,33 0,34
^0. К Л v=0 -0,0653 -0,0686 —0,0717 -0,0750 —0,0783 -0,0815 -0,0847 -0,0880 - 0,0910 —0,0941
0,01 —0,0645 -0,0677 -0,0709 -0,0741 —0,0773 -0,0805 —0,0837 -0,0870 - 0,0900 -0,0931
0,02 -0,0637 -0,0638 -0,0700 —0,0732 -0,0764 -0,0795 -0,0828 -0,0859 -0,0890 -0,0920
0,03 -0,0629 -0,0659 -0,0692 —0,0723 —0,0754 -0,0785 -0,0818 -0,0849 —0,0880 -0,0910
0,04 —0,0621 -0,0651 - 0,0684 -0,0714 -0,0745 -0,0775 -0,0808 -0,0839 -0,0870 -0,0900
0,05 -0,0613 -0,0643 - 0,0675 -0,0705 -0,0736 -0,0766 -0,0798 -0,0829 -0,0860 -0,0890
0,05 -0,0605 -0,0636 —0,0666 -0,0696 -0,0727 -0,0757 —0,0788 -0,0818 -0,0849 -0,0880
0,07 -0,0597 -0,0627 -0,0657 -0,0687 -0,0717 —0,0747 -0,0778 —0,0807 -0,0838 -0,0869
0,03 -0,0589 -0,0619 —0,0648 -0,0678 -0,0708 -0,0737 -0,0768 -0,0797 —0,0828 -0,0858
0,09 -0,0581 —0,0611 -0,0639 -0,0659 -0,0699 -0,0728 -0,0758 -0,0787 -0,0818 —0,0847
0,10 -0,0573 -0,0603 0,0630 -0,0660 -0,0690 —0,0718 -0,0748 —0,0777 —0,0808 -0,0837
0,11 —0,0565 -0,0594 -0,0622 -0,0651 -0,0580 —0,0709 -0,0738 -0,0767 -0,0797 -0,0826
0,12 -0,0556 -0,0586 -0,0614 -0,0612 -0,0671 -0,0700 -0,0729 -0,0757 -0,0787 -0,0815
0,13 -0,0548 —0,0578 -0,0605 - 0,0333 -0,0662 -0,0690 —0,0719 -0,0747 -0,0777 -0,0804
0,14 -0,0540 -0,0569 —0,0597 -0,0624 —0,0653 -0,0680 -0,0710 -0,0737 -0,0767 -0,0794
0,15 -0,0532 -0,0560 —0,0588 -0,0615 -0,0643 -0,0670 -0,0699 -0,0727 -0,0756 -0,0783
0,16 —0,0524 -0,0552 —0,0579 -0,0606 -0,0633 -0,0660 —0,0689 —0,0717 -0,0745 -0,0772
0,17 -0,0516 -0,0543 -0,0570 -0,0597 -0,0623 -0,0650 -0,0679 -0,0707 -0,0735 -0,0762
0,18 -0,0508 —0,0534 -0,0561 -0,0588 -0,0614 -0,0641 -0,0670 -0,0697 -0,0725 —0,0752
0,19 -0,0500 —0,0526 -0,0552 -0,0579 —0,0605 -0,0631 -0,0660 -0,0687 -0,0715 -0,0742
0,20 -0,0492 —0,0517 -0,0543 -0,0570 -0,0596 -0,0622 -0,0650 -0,0677 -0,0705 —0,0732
0,21 —0,0484 -0,0508 -0,0534 -0,0561 -0,0587 -0,0613 -0,0641 -0,0667 -0,0695 —0,0721
0,22 -0,0476 -0,0500 -0,0525 -0,0552 -0,0577 -0,0603 -0,0631 -0,0657 -0,0684 -0,0710
0,23 -0,0468 -0,0492 -0,0517 -0,0543 -0,0568 -0,0594 -0,0621 -0,0647 -0,0673 -0,0699
0,24 -0,0460 -0,0484 —0,0508 -0,0534 -0,0559 -0,0584 -0,0611 -0,0637 -0,0662 -0,0688
0,25 —0,0452 —0,0475 -0,0500 —0,0525 -0,0550 —0,0575 —0,0601 -0,0627 —0,0652 —0,0678
0,26 —0,0444 -0,0466 —0,0491 -0,0516 -0,0541 -0,0565 -0,0591 -0,0617 —0,0642 -0,0668
0,27 -0,0436 -0,0458 -0,0482 -0,0507 -0,0531 -0,0555 -0,0581 -0,0606 -0,0631 —0,0657
0,28 -0,0428 —0,0450 —0,0474 —0,0498 -0,0522 -0,0545 -0,0571 -0,0596 -0,0621 -0,0647
0,29 -0,0420 -0,0442 —0,0465 -0,0489 -0,0513 -0,0536 —0,0^61 -0,0586 —0,0610 -0,0636
0,30 -0,0412 -0,0434 —0,0456 —0,0480 -0,0503 —0,0526 -0,0551 —0,0576 -0,0600 -0,0625
95
35.13.23
Таблицы коэфициентов
Таблица значений J
Ьэ ъ 0,35 0,36 0,37 0,38 0,39 0,40 0,41 . 0,42 .0,43 0,44
Ь0.к ' v=0 -0,0971 —0,1004 —0,1036 —0,1066 -0,1096 —0,1124 —0,1153 -0,1183 -0,1211 - 0,124о
0,01 -0,0961 -0,0993 -0,1024 -0,1054 —0,1084 -0,1112 —0,1141 -0,1171 —0,1198 ^0,1227
0,02 -0,0950 -0,0982 —0,1012 -0,1042 -0,1072 —0,1100 -0,1129 —0,1159 -0,1185 -0,1214
0,03 -0,0940 .—0,0971 -0,1001 -0,1030 -0,1060 -0,1088 —0,1117 -0,1147 —0,1172 -0,1201
0,04 -0,0930 -0,0960 -0,0990 — 0,1019 -0,1048 —0,1076 -0,1105 —0,1135 -0,1160 —а, 1188
0,05 0,0920 -0,0949 —0,0979 —0,1007 -0,1037 -0,1064 —0,1093 —0,1123 -0,1148 —0,1176
0,08 0,0910 -0,0938 -0,0967 —0,0996 —0,1025 -0,1052 -0,1.081 -0,1111 -0,1136 —0,11'64
. 0,07 -0,0899 -0,0927 —0,0956 -0,0985 -0,1013 —0,1040 —0,1070 —0,1099 М), 1124 —0,1152
0,08 —0,0888 —0,0916 -0,0945 -0,0974 —0,1002 -0,1028 —0,1058 -0,1088 —0,1112 —0,1140
0,09 —0,0877 —0,0905 -0,0934 -0,0962 -0,0991 —0,1017 —0,1046 - 0,1076 -0,1100 -0,1128
0,10 —0,0866 —0,0894 —0,0923 -0,0951 —0,0980 -0,1006 —0,1034 -0,1064 -0,1088 -0,1116
0,11 -0,0855 -0,0883 —0,0912 —0,0939 -0,0968 —0,0995 -0,1022 -0,1052 —0,1076 -0,1104
0,12 -0,0844 —0,0873 —0,0901 —0,0928 -0;0956 -0,0983 -0,1010 -0,1040 —0,1064 -0,1092
0,13 -0,0833 -0,0862 —0,0890 —0,0917 —0,0944 -0,0971 —0,0998 -0,1028 —0,1052 -0,1080
0,14 -0,0822 —0,0851 —0,0879 -0,0906 -0,0932 —0,0960 -0,0986 —0,1016 -0,1040 -0,1068
0,15 -0,0811 —0,0840 -0,0867 -0,0894 -0,0921 -0,0948 —0,0974 -0,1004 -0,1028 -0,1056
0,18 —0,0800 -0,0829 —0,0856 -0,0882 -0,0910 -0,0936 -0,0962 -0,0992 -0,1016 -0,1044
0,17 —0,0790 —0,0818 -0,0845 —0,0871 -0,0898 -0,0924 -0,0950 -0,0980 0,1004 -0,1032
0,18 -0,0780 -0,0807 —0,0834 -0,0860 -0,0886 -0,0912 —0,0938 —0,0968 -0,0992 -0,1019
0,19 -0,0770 -0,0796 —0,0823 -0,0849 —0,0875 —0,0900 -0,0926 -0,0956 -0,0980 —0,1006
0,20 -0,0759 —0,0785 -0,0812 -0,0838 -0,0863 —0,0889 -0,0914 —0,0944 -0,0968 —0,0993
0,21 —0,0748 -0,0774 —0,0800 -0,0826 -0,0851 —0,0877 —0,0902 -0,0932 -0,0956 -0,0980
0,22 —0,0737 —0,0763 —0,0788 -0,0814 -0,0839 -0,0865 -0,0890 —0,0920 —0,0944 —0,0967
0,23 -0,0726 -0,0752 -0,0777 -0,0802 -0,0827 -0,0854 —0,0879 -0,0908 -0,0932 -0,0955
0,24 0,0715 —0,0741 -0,0766 -0,0791 —0,0816 -0,0842 —0,0868 —0,0896 —0,0920 —0,0943
0,25 —0,0705 -0,0730 -0,0755 —0,0780 -0,0805 —0,0830 -0,0856 —0,0884 -0,0908 —0,0932
0,26 -0,0694 —0,0719 —0,0744 —0,0769 —0,0794 —0,0819 -0,0845 —0,0872 —0,0896 -0,0921
- 0,27 —0,0683 —0,0708 -0,0733 —0,0758 -0,0783 -0,0808 -0,0834 -О; 0860 -0,0884 —0,0910
0,28 —0,0672 -0,0697 — 0,0722 —0,0747 -0,0772 -0,0797 -0,0823 —0,0848 -0,0872 —0,0899
0,29 —0,0661 -0,0686 -0,0711 -0,0736 -0,0760 -0,0786 -0,0812 -0,0836 —0,0860 г-0,0887
. 0,30 -0,0650 -0,0675 —0,0700 -0,0725 -0,0749 —0,0775 —0,0801 -0,0824 -0,0848 -0,0875
96.
Таблицы, коэфициентов
35.13.23
Таблица значений J
Ьэ ь 0,45 0,46 0,47 0,48 0,49 0,50 0,51 0,52 0,53 0,54
&о.к п ьэ -° -0,1265 -0,1296 -0,1322 —0,1348 -0,1373 —0,1398 -0,1422 -0,1445 —0,1470 —0,1493
0,01 -0,1255 - 0,1283 -0,1309 —0,1335 —0,1360 -0,1385 -0,1409 -0,1435 -0,1457 -0,1480
0,02 -0,1242 -0,1270 -0,1296 -0,1322 -0,1347 -0,1372 —0,1396 -0,1421 -0,1445 -0,1467
0,03 -0,1229 -0,1257 -0,1283 -0,1309 —0,1334 -0,1360 —0,1384 -0,1409 -0,1433 -0,1455
0,04 -0,1216 -0,1244 —0,1270 -0,1296 —0,1321 -0,1348 -0,1372 —0,1397 —0,1420 -0,1443
0,05 —0,1203 -0,1231 -0,1257 -0,1283 —0,1308 —0,-1335 -0,1360 —0,1384 -0,1408 -0,1431
0,06 -0,1190 —0,1218 -0,1244 —0* 1270 -0,1295 —0,1322 -0,1347 -0,1372 -0,1396 -0,1419
0,07 --0,1178 -0,1205 -0,1231 -0,1257 —0,1283 -0,1310 -0,1334 -0,1359 -0,1383 -0,1406
0,08 -0,1166 -0,1192 -0,1219 -0,1245 -0,1271 -0,1298 -0,1322 -0,1346 —0,1370 -0,1394
0,09 -0,1154 -0,1180 -0,1207 -0,1233 -0,1259 -0,1286 -0,1310 -0,1334 —0,1358 — 0,1382
0,10 -0,1142 -0,1168 -0,1195 —0,1220 -0,1246 —0,1273 -0,1297 -0,1322 -0,1346 1 —0,1370]
0,11 -0,1130 -0,1156 -0,1183 -0,1208 -0,1234 —0,1260 -0,1284 -0,1310 -0,1333 -0,1358
0,12 -0,1118 -0,1144 -0,1171 —0,1196 —0,1222 -0,1248 -0,1272 -0,1298 -0,1321 -0,1345
0,13 -0,1106 -0,1132 —0,1159 —0,1184 -0,1210 -0,1235 -0,1260 -0,1285 -0,1309 -0,1333
0,14 -0,1094 -0,1120 —0,1146 —0,1172 -0,1198 -0,1222 -0,1247 —0,1272 -0,1296 -0,1320
0,15 -0,1082 -0,1108 —0,1134 -0,1160 -0,1185 -0,1210 -0,1235 -0,1260 -0,1284 -0,1308
0,16 -0,1070 -0,1096 -0,1122 -0,1147 -0,1172 -0,1198 -0,1222 —0,1247 -0,1271 -0,1295
0,17 —0,1058 —0,1084 -0,1110 —0,1135 -0,1160 -0,1185 -0,1210 -0,1234 -0,1258 -0,1283
0,18 —0,1046 —0,1072 -0,1098 -0,1123 —0,1148 -0,1172 -0,1197 —0,1222 -0,1245 -0,1270
0,19 -0,1034 —0,1060 —0,1085 —0,1110 —0,1135 -0,1160 -0,1185 —0,1210 -0,1233 -0,1258
0,20 -0,1021 —0,1047 -0,1072 —0,1097 -0,1122 -0,1148 -0,1173 -0,1198 -0,1221 —0,1246
0,21 —0,1008 -0,1034 -0,1059 -0,1084 —0,1110 —0,1135 -0,1160 -0,1185 —0,1209 -0,1234
0,22 -0,0995 -0,1021 -0, Ю46 -0,1071 -0,1097 -0,1122 —0,1147 -0,1172 -0,1196 -0,1221
0,23 —0,0982 -0,1008 -0,1033 -0,1058 —0,1084 -0,1110 -0,1135 —0,1160 -0,1184 -0,1208
0,24 —0,0970 -0,0996 -0,1021 -0,1046 -0,1072 -0,1098 -0,1123 -0,1148 -0,1172 -0,1196
0,25 -0,0958 -0,0984 -0,1009 —0,1034 —0,1059 -0,1085 -5-0,1110 -0,1136 -0,1160 -0,1184
0,26 -0,0946 -0,0972 -0,0997 —0,1022 -0,1047 -0,1073 -0,1098 -0,1124 -0,1148 -0,1172
0,27 -0,0934 -0,0960 -0,0985 —Q,1010 -0,1035 -0,1062 —0,1086 -0,1112 -0,1135 —0,1160
0,28 —0,0922 —0,0948 -0,0973 -0,0998 -0,1023 —0,1050 -0,1074 —0,1100 —0,1122 -0,1148
0,29 -0,0910 -0,0936 -0,0961 -0,0986 —0,1011 —0,1038 —0,1062 —0,1087 -0,1110 -0,1136
0,30 -0,0898 -0,0924 -0,0949 -0,0974 -0,0999 -0,1026 -0,1049 —0,1075 —0,1097 -0,1123
13
97
35.13.23
Таблицы коэфициентов
Таблица значений J
Ьэ ь 0,55 0,56 0,57 0,58 0,59 0,60 0,61 0,62 0,63 0,64
^=0 ь -0,1516 —0,1538 -0,1559 -0,1580 —0,1601 -0,1621 —0,1641 -0,1660 -0,1678 -0,1696
э 0,01 —0,1504 -0,1526 -0,1547 -0,1568 -0,1589 —0,1609 -0,1629 -0,1648 -0,1667 -0,1685
0,02 -0,1492 -0,1514 -0,1535 -0,1556 -0,1577 -0,1597 -0,1617 -0,1636 -0,1654 —0,1.673
0,03 -0,1480 -0,1502 -0,1523 -0,1545 -0,1565 -0,1585 —0,1605 -0,1624 -0,1642 -0,1661
0,04 -0,1467 -0,1490 —0,1511 -0,1533 -0,1553 —0,1574 -0,1593 -0,1612 -0,1631 -0,1650[
0,05 -0,1455 -0,1478 -0,1499 - 0,1521 -0,1541 -0,1562 -0,1581 -0,1601 -0,1620 -0,1бзэ|
0,06 -0,1443 —0,1465 -0,1487 —0,1509 —0,1529 -0,1550 —0,1570 -0,1590 -0,1609 -0,1628
0,07 -0,1430 —0,1452 -0,1474 -0,1497 -0,1517 —0,1539 —0,1559 -0,1579 —0,1598 -0,1618
0,08 -0,1418 -0,1439 -0,1462 -0,1484 -0,1505 -0,1527 —0,1547 -0,1568 —0,1587 -0,1607
0,09 -0,1406 -0,1427 -0,1450 —0,1472 -0,1493 -0,1515 -0,1535 -0,1556 -0,1576 -0,1596
0,10 -0,1394 -0,1415 -0,1438 -0,1460 —0,1482 -0,1504 -0,1524 —0,1545 -0,1565 -0,1585
0,11 -0,1381 -0,1403 -0,1426 -0,1448 -0,1470 —0,1492 -0,1513 -0,1534 -0,1554 -0,1574
0,12 -0,1368 -0,1391 —0,1414 —0,1436 -0,1458 -0,1480 —0,1501 -0,1522 -0,1543 -0,1562
0,13 -0,1356 -0,1379 -0,1402 -0,1424 -0,1446 —0,1468 -0,1490 -0,1511 -0,1532 -0,1551
0,14 -0,1344 -0,1366 -0,1390 -0,1412 -0,1434 —0,1457 -0,1479 -0,1500 -0,1521 -0,1540
0,15 -0,1332 -0,1354 -0,1378 -0,1400 -0,1422 -0,1445 -0,1467 -0,1488 -0,1509 -0,1529
0,16 -0,1320 -0,1342 -0,1366 -0,1388 —0,1410 -0,1433 —0,1456 -0,1477 -0,1498 -0,1518
0,17 -0,1308 —0,1330 -0,1354 -0,1376 -0,1398 -0,1421 —0,1444 -0,1465 -0,1486 -0,1506
0,18 -0,1295 -0,1318 -0,1342 -0,1364 -0,1386 -0,1409 -0,1432 -0,1453 -0,1475 -0,1495
0,19 -0,1283 -0,1306 —0,1329 -0,1352 -0,1374 —0,1397 —0,1420 -0,1442 -0,1464 -0,1484
0,20 -0,1270 -0,1293 -0,1317 -0,1340 —0,1362 -0,1386 -0,1408 —0,1430 -0,1452 -0,1473
0,21 -0,1258 -0,1281 -0,1305 —0,1328 -0,1351 -0,1374 -0,1397 -0,1419 -0,1440 -0,1462
0,22 —0,1246 —0,1269 -0,1292 -0,1316 -0,1339 -0,1362 -0,1385 -0,1407 -0,1429 -0,1451
0,23 —0,1234 -0,1257 -0,1280 - 0,1304 -0,1328 —0,1350 -0,1374 —0,1396 —0,1418 -0,1440
0,24 -0,1221 -0,1245 -0,1269 -0,1292 -0,1316 -0,1339 -0,1362 -0,1385 -0,1407 -0,1429
0,25 —0,1209 -0,1233 -0,1256 -0,1280 -0,1304 -0,1327 —0,1350 -0,1373 -0,1395 -0,1418
0,26 -0,1196 -0,1220 -0,1244 -0,1268 —0,1292 -0,1315 -0,1338 -0,1361 -0,1383 -0,1407
0,27 -0,1184 -0,1208 -0,1232 -0,1256 —0,1280 -0,1303 —0,1326 -0,1350 -0,1372 -0,1395
0,28 -0,1172 -0,1196 —0,1220 -0,1244 -0,1268 -0,1291 -0,1314 -0,1338 -0,1360 - 0,1383
0,29 —0,1160 —0,1184 -0,1208 -0,1232 -0,1256 -0,1280 —0,1303 —0,1326 —0,1349 -0,1372
0,30 -0,1147 -0,1172 -0,1196 -0,1220 -0,1245 -0,1268 -0,1292 -0,1316 —0,1338 -0,1361
98
Таблицы коэфициентов
35.13.24
Таблица значений 35.13.24
ba
b 0,05 0,06 0,07 0,08 0,09 0,10 0,11 0,12 0,13 0,14
V=° 0,000298 0.00046C 0,000688^0, OOO97oL001301 0,001720 0,00222 0,00277 0,00336 0,00405
0,01 0,000290 0,0004480,000670 0,000944 0,001267 0,001676 0,00217 0,00270 0,00328 0,00395
0,02 0,000283 0,0004370,000652 0,0009190,001234 0,001632 0,00211 0,00263 0,00320 0,00385
0,03 0,000275 0,000425 0,000634 0,0008940,001201 0,001588 0,00205 0,00256 0,00311 0,00375
0,04 0,000267 0,000413 0,000616 1 0,000869 0,001168 0,001544 0,00200 0,00249 0,00302 0,00365
0,05 0,000260 0,000402 0,000598 0,000843 0,001135 0,001500 0,00195 0,00242 0,00294 0,00354
0,06 0,000252 0,000390 0,000580 0,000818 0,001102 0,001456 0,00190 0,00235 0,00285 0,00343
0,07 0,000244 0,000378 0,000562 0,000792 0,001069 0,001412 0,00184 0,00228 0,00276 0,00332
0,08 0,000237 0,000367 0,000544 0,000767 0,001036 0,001368 0,00178 0,00221 0,00268 0,00321
0,09 0,000230 0,000360 0,000526 0,000742 0,001003 0,001324 0,00172 0,00214 0,00260 0,00310
0,10 0,000222 0,000343 0,000509 0,000717 0,000970 0,001280 0,00167 0,00207 0,00252 0,00300
0,11 0,000214 0,000332 0,000491 0,000691 0,000937 0,001236 0,00162 0,00200 0,00244 0,00290
0,12 0,000207 0,000320 0,000473 0,000666 0,000904 0,001192 0,00155 0,00193 0,00236 0,00280
• 0,13 0,000199 0,000308 0,000455 0,000641 0,000871 0,001148 0,00150 0,00186 0,00227 0,00270
0,14 0,000192 0,000297 0,000437 0,000615 0,000838 0,001104 0,00145 0,00180 0,00218 0,00259
0,15 0,000184 0,000285 0,000419 0,000590 0,000805 0,001060 0,00139 0,00173 0,00210 0,00249
0,16 0,000176 0,000273 0,000401 0,0005650,000772 0,001016 0,00133 0,00166 0,00202 0,00239
0,17 0,000169 0,000262 0,000383 0,0005390,000738 0,000972 0,00128 0,00159 0,00193 0,00229
0,18 0,000161 0,000250 0,000365 0,0005140,000705 0,000928 0,00122 0,00152 0,00184 0,00219
0,19 0,000154 0,000238 0,000347 0,000489 0,000672 0,000884 0,00116 0,00145 0,00176 0,00209
0,20 0,000146 0,000227 0,000329 0,000463 0,000638 0,000840 0,00110 0,00138 0,00168 0,00199
0,21 0,000138 0,000215 0,000311 0,000438 0,000606 0,0007960,00105 0,00131 0,00160 0,00189
0,22 0,000131 0,000203 0,000293 0,000413 0,000572 0,000752 0,00099 0,00124 0,0015110,00179
0,23 0,000123 0,000192 0,000276 0,000387 0,000539 0,000708 0,00094 0,00117 0,00143 0,00169
0,24 0,000115 0,000180 0,000258 0,000362 0,000506 0,000664 0,00088 0,00110 0,00135 0,00159
0,25 0,000108 0,000168 0,000240 0,000337 0,000473 0,000620 0,00082 0,00103 0,00126 1,00149
0,26 0,000100 0,000157 0,000222 0,000311 0,000440 0,000576 0,00076 0,00096 0,00117 0,00139
0,27 0,000093 0,000145 0,000204 0,000286 0,090407 0,000532^0,00070 0,00089 0,00108 0,00128
0,28 0,000085 0,000133 0,000186 0,000261 0,000374 0,000488 0,00064 0,00082 0,00100 0,00118 1
^0^ 0,29 0,000078 0,000122 0,000168 0,000235 0,000341 0,000444 0,00058 0,00075 0,00091 0,00108
0,30 0,000070 0,000110 0,000150 0,000210 0,000308 0,000400 0,00052^0,00068^0,00082^0,00098
99
35.13.24
Таблицы коэфициентов
Таблица значений Si*
К ь 0,15 0,16 0,17 0,18 0,19 0,20 0,21 0,22 0,23 0,24
Ьо.к „ [&э -0 0,00479 0*00570 0,00668 0,00774 0,00890 0,00998 0,0112 1 0,0126 0,0142 0,0158
0,01 0,00467 0,00555 0,00651 0,00755 0,00867 0,00980 0,0109 0,0123 0,0138 0,0154
0,02 0,00455 0,00541 0,00634 0,00735 0,00844 0,00952 0,0106 0,0120 0,0135 0,0150
0,03 0,00443 0,00525 0,00617 0,00715 0,00812 0,00925 0,0103 0,0116 0,0131 0,0147
0,04 0,00431 0,00512 0,00601 0,00696 0,00790 0,00898 0,0100 0,0113 0,0127 0,0143
0,05 0,00419 0,00498 0,00585 0,00677 0,00770 0,00875 0,0097 0,0110 0,0124 0,0139
0,06 0,00407 0,00484 0,00568 0,00658 0,00750 0,00850 0,0094 0,0107 0,0120 0,0135
0,07 0,00395 0,00470 0,00551 0,00639 0,00728 0,00825 0,0092 0,0103 0,0116 0,0131
0,08 0,00382 0,00455 0,00534 0,00620 0,00705 0,00800 0,0089 0,0100 0,0113 0,0127
0,09 0,00370 0,00441 0,00517 0,00601 0,00685 0,00775 0,0086 0,0097 0,0109 0,0123
0,10 0,00358 0,00427 0,00500 0,00582 0,00665 0,00750 0,0083 0,0094 0,0106 0,0119
о,и 0,00346 0,00412 0,00483 0,00563 0,00642 0,00725 0,0080 0,0091 0,0103 0,0115
0,12 0,00333 0,00397 0,00466 0,00543 0,00619 0,00698 0,0078 0,0088 0,0099 0,0111
0,13 0,00321 0,00382 0,00449 0,00523 0,00596 0,00672 0,0075 0,0085 0,0095 0,0107
0,14 0,00309 0,00367 0,00432 0,00503 0,00573 0,00646 0,0072 0,0081 0,0092 0,0103
0,15 0,00297 0,00352 0,00415 0,00483 0,00550 0,00622 0,0069 0,0078 0,0088 0,0099
0,16 0,00284 0,00337 0,00398 0,00462 0,00527 0,00596 0,0066 0,0075 0,0084 0,0095
0,17 0,00272 0,00322 0,00381 0,00441 0,00503 0,00568 0,0063 0,0071 0,0080 0,0090
0,18 0,00260 0,00308 0,00364 0,00420 0,00480 0,00542 0,0060 0,0068 0,0076 0,0086
0,19 0,00248 0,00293 0,00346 0,00400 0,00457 0,00515 0,0057 0,0065 0,0072 0,0081
0,20 0,00236 0,00278 0,00329 0,00379 0,00434 0,00490 0,0054 0,0061 0,0069 0,0077
0,21 0,00223 0,00262 0,00312 0,00358 0,00410 0,00465 0,0051 0,0057 0,0065 0,0073
0,22 0,00211 0,00247 0,00294 0,00337 0,00387 0,00440 0,0048 0,0054 0,0061 0,0069
0,23 0,00199 0,00232 0,00276 0,00316 0,00363 0,00413 0,0045 0,0051 0,0058 0,0065
0,24 0,00187 0,00218 0,00258 0,00297 0,00341 0,00387 0,0043 0,0049 0,0055 0,0С61
0,25 0,00175 0,00204 0,00241 0,00277 0,00320 0,00362 0,0040 0,0046 0,0051 0,0057
0,26 0,00162 0,00190 0,00224 0,00258 0,00297 0,00338 0,0037 0,0042 0,0047 0,0053
0,27 0,00150 0,00175 0,00207 0,00238 0,00274 0,00312 0,0034 0,0039 0,0044 0,0350
0,28 0,00138 0,00160 0,00190 0,00218 0,00250 0,00287 0,0032 0,0037 0,0041 0,0047
0,29 0,00126 0,00146 0,00173 0,00199 0,00230 0,00262 0,0030 0,0034 0,0039 0,0044
0,30 0,00114 0,00132 0,00156 0,00180 0,00209 0,00236 0,0028 0,0032 0,0037 0,0042
100
Таблицы коэфициентов
35.13.24
Таблица значений
* ьэ ь 0,25 1 0,26 0,27 1 0,28 0,29 0,30 0,31 0,32 0,33 0,34
^о.к T~=° 0,0177 0,0198 0,0219 0,0241 0,0265 0,0289 0,0315 0,0341 0,0369 0,0398
0,01 0,0173 0,0193 0,0213 0,0234 0,0258 0,0281 0,0307 0,0333 0,0360 0,0388
0,02 0,0168 0,0187 0,0207 0,0227 0,0251 0,0273 0,0299 0,0325 0,0351 0,0378
0,03 0,0164 0,0182 0,0201 0,0221 0,0244 0,0265 0,0291 0,0316 0,0342 0,0368
0,04 0,0159 0,0177 0,0195 0,0215 0,0237 0,0257 0,0283 0,0307 0,0333 0,0358
0,05 0,0155 0,0172 0,0189 0,0209 0,0230 0,0250 0,0275 0,0298 0,0324 0,0347
0,06 0,0150 0,0167 0,0185 0,0203 0,0223 0,0243 0,0267 0,0289 0,0314 0,0336
0,07 0,0145 0,0162 0,0179 0,0197 0,0217 0,0236 0,0259 0,0280 0,0304 0,0326
0,08 0,0141 0,0157 0,0174 0,0192 0,0211 0,0230 0,0251 0,0272 0,0294 0,0316
0,09 0,0137 0,0152 0,0169 0,0187 0,0205 0,0224 0,0243 0,0263 0,0284 0,0306
0,10 0,0132 0,0147 0,0164 0,0181 0,0199 0,0217 0,0236 0,0255 0,0275 0,0296
0,11 0,0128 0,0142 0,0158 0,0175 0,0192 0,0210 0,0228 0,0247 0,0266 0,0285
0,12 0,0123 0,0137 0,0152 0,0169 0,0185 0,0202 0,0220 0,0238 0,0257 0,0275
0,13 0,0118 0,0132 0,0147 0,0162 0,0178 0,0195 0,0212 0,0229 0,0247 0,0265
0,14 0,0114 0,0127 0,0141 0,0156 0,0171 0,0187 0,0204 0,0220 0,0237 0,0255
0,15 0,0109 0,0122 0,0136 0,0150 0,0164 0,0180 0,0196 0,0211 0,0228 0,0245
0,16 0,0104 0,0117 0,0130 0,0143 0,0157 0,0173 0,0188 0,0203 0,0219 0,0234
0,17 0,0100 0,0112 0,0125 0,0137 0,0151 0,0167 0,0180 0,0194 0,0210 0,0224
0,18 0,0095 0,0107 0,0119 0,0130 0,0144 0,0160 0,0172 0,0185 0,0200 0,0214
Z 0,19 0,0090 0,0102 0,0113 0,0124 0,0137 0,0153 0,0164 0,0176 0,0190 0,0204
0,20 0,0086 0,0097 0,0107 0,0118 0,0431 0,0146 0,0156 0,0167 0,0180 0,0194
0,21 0,0082 0,0092 0,0102 0,0113 0,0125 0,0137 0,0148 0,0159 0,0171 0,0184
0,22 0,0077 0,0087 0,0097 0,0107 0,0118 0,0130 0,0140 0,0150 0,0162 0,0174
0,23 0,0073 0,0082 0,0092 0,0101 0,0112 0,0123 0,0132 0,0142 0,0153 0,0164
0,24 0,0068 0,0077 0,0086 0,0095 0,0105 0,0115 0,0124 0,0133 0,0143 0,0154
0,25 0,0064 0,0072 0,0080 0,0089 0,0098 0,0108 0,0116 0,0125 0,0134 0,0144
0,26 0,0059 0,0067 0,0075 0,0084 0,0091 0,0100 0,0108 0,0116 0,0124 0,0134
0,27 0,0055 0,0063 0,0071 0,0078' 0,0085 0,0093 0,0100 0,0107 0,0114 0,0123
• 0,28 0,0052 0,0058 0,0065 0,0072 0,0078 0,0085 0,0092 0,0098 0,0105 0,0113
0,29 0,0050 0,0055 0,0060 0,0067 0,0072 0,0078 0,0084 0,0089 0,0096 0,0102
0,30 0,0047 0,0052 0,0057 0,0062 0,0067 0,0072 0,0077 0,0082 0,0088 0,0094
101
35.13.24
Таблицы коэфициентов
Таблица значений S*
ь 0,35 0,36 0,37 0,38 0,39 0,40 0,41 0,42 0,43 0,44
6О.К Л~ = о 0,0426 0,0460 0,0495 0,0530 0,0565 0,0600 0,0638 0,0677 0,0718 0,0763
0,01 0,0416 0,0448 0,0482 0,0516 0,0550 0,0586 0,0622 0,0660 0,0700 0,0743
0,02 0,0406 0,0436 0,0469 0,0502 0,0535 0,0562 0,0606 0,0643 0,0682 0,0723
0,03 0,0395 0,0424 0,0456 0,0488 0,0520 0,0548 0,0590 0,0637 0,0664 0,0703
0,04 0,0384 0,0412 0,0443 0,0474 0,0505 0,0534 0,0574 0,0610 0,0646 0,0683
0,05 0,0373 0,0400 0,0430 0,0460 0,0490 0,0520 0,0557 0,0583 0,0628 0,0663
0,06 0,0362 0,0388 0,0417 0,0446 0,0475 0,0505 0,0540 0,0575 0,0610 0,0643
0,07 0,0351 0,0376 0,0404 0,0432 0,0460 0,0490 0,0523 0,0557 0,0591 0,0623
0,08 0,0340 0,0364 0,0391 0,0417 0,0445 0,0475 0,0506 0,0539 0,0572 0,0603
0,09 0,0329 0,0352 0,0378 0,0403 0,0430 0,0460 0,0489 0,0521 0,0553 0,0583
0,10 0,0318 0,0340 0,0365 0,0389 0,0415 0,0445 0,0472 0,0503 0,0534 0,0563
о,п 0,0306 0,0328 0,0352 0,0375 0,0401 0,0429 0,0455 0,0485 0,0515 0,0543
0,12 0,0295 0,0316 0,0339 0,0362 0,0387 0,0413 0,0439 0,0467 0,0496 0,0523
0,13 0,0284 0,0304 0,0326 0,0348 0,0372 0,0397 0,0422 0,0449 0,0477 0,0504
0,14 0,0273 0,0292 0,0314 0,0334 0,0357 0,0381 0,0405 0,0431 0,0458 0,0485
0,15 0,0262 0,0280 0,0301 0,0321 0,0343 0,0365 0,0389 0,0413 0,0439 0,0465
0,16 0,0251 0,0278 0,0288 0,0307 0,0328 0,0349 0,0373 0,0395 0,0420 0,0445
0,17 0,0240 0,0257 0,0275 0,0294 0,0314 0,0334 0,0357 0,0377 0,0402 0,0426
0,18 0,0229 0,0246 0,0262 0,0280 0,0300 0,0318 0,0340 0,0360 0,0383 0,0406
0,19 0,0218 0,0235 0,0250 0,0267 0,0286 0,0303 0,0324 0,0344 0,0365 0,0387
0,20 0,0207 0,0223 0,0239 0,0254 0,0272 0,0288 0,0307 0,0327 0,0346 0,0367
0,21 0,0197 0,0211 0,0225 0,0241 0,0257 0,0273 0,0291 0,0310 0,0328 0,0347
0,22 0,0186 0,0200 0,0213 0,0228 0,0243 0,0258 0,0275 0,0293 0,0310 0,0327
0,23 0,0175 0,0188 0,0200 0,0215 0,0229 0,0242 0,0258 0,0274 0,0291 0,0307
0,24 0,0164 0,0176 0,0188 0,0202 0,0215 0,0227 0,0242 0,0256 0,0273 0,0287
0,25 0,0153 0,0164 0,0176 0,0188 0,0200 0,0211 0,0225 0,0238 0,0254 0,0267
0,26 0,0142 0,0152 0,0163 0,0174 0,0185 0,0195 0,0208 0,0221 0,0235 0,0247
0,27 0,0131 0,0140 0,0150 0,0160 0,0170 0,0180 0,0191 0,0203 0,0216 0,0226
0,28 0,0120 0,0128 0,0137 0,0146 0,0155 0,0165 0,0175 0,0185 0,0197 0,0206
0,29 0,0109 0,0117 0,0125 0,0133 0,0141 0,0150 0,0158 0,0167 0,0178 0,0186
0,30 0,0098 0,0106 0,0113 0,0120 0,0127 0,0135 0,0143 0,0151 0,0159 0,0168
102
Таблицы коэфициентов
35.13.24
Таблица значений Q*
&э ь 0,45 0,46 0,47 0,48 0,49 0,50 0,51 0,52 0,53 0,54
0,0810 0,0858 0,0908 0,0960 0,1017 0,1075 0,1136 0,1198 0,1262 0,1325
иэ 0,01 0,0789 0,0835 0,0884 0,0934 0,0989 0,1046 0,1106 0,1165 0,1228 0,1290
0,02 0,0768 0,0812 0,0860 0,0909 0,0962 0,1017 0,1076 0,1132 0,1191 0,1255
0,03 0,0747 0,0790 0,0836 0,0884 0,0936 0,0988 0,1045 0,1100 0,1157 0,1220
0,04 0,0726 0,0768 0,0813 0,0859 0,0911 0,0959 0,1015 0,1068 0,1125 0,1185
0,05 0,0705 0,0746 0,0789 0,0834 0,0876 0,0930 0,0984 0,1036 0,1091 0,1150
0,00 0,0684 0,0724 0,0765 0,0810 0,0851 0,0902 0,0953 0,1004 0,1057 0,1114
0,07 0,0663 0,0702 0,0741 0,0785 0,0826 0,0874 0,0923 0,0972 0,1023 0,1078
0,03 0,0642 0,0680 0,0717 0,0760 0,0801 0,0845 0,0893 0,0940 0,0990 0,1042
0,09 0,0621 0,0658 0,0693 0,0735 0,0776 0,0817 0,0863 0,0908 0,0956 0,1006
0,10 0,0600 0,0636 0,0669 0,0710 0,0750 0,0789 0,0833 0,0876 0,0922 0,0970
0,11 0,0579 0,0613 0,0646 0,0685 0,0724 0,0761 0,0803 0,0845 0,0888 0,0934
0,12 0,0558 0,0590 0,0623 0,0660 0,0698 0,0732 0,0773 0,0813 0,0855 0,0898
0,13 0,0537 0,0567 0,0600 0,0635 0,0672 0,0704 0,0743 0,0782 0,0822 0,0862
0,14 0,0516 0,0544 0,0577 0,0610 0,0646 0,0675 0,0713 0,0750 0,0788 0,0824
0,15 0,0494 0,0521 0,0555 0,0585 0,0620 0,0647 0,0683 0,0717 0,0755 0,0787
0,16 0,0472 0,0499 0,0527 0,0560 0,0594 0,0619 0,0653 0,0685 0,0722 0,0753 1
0,17 0,0451 0,0477 0,0505 0,0535 0,0568 0,0590 0,0623 0,0653 0,0688 С,0718
0,18 0,0430 0,0455 0,0481 0,0509 0,0542 0,0562 0,0592 0,0621 0,0655 0,0683
0,19 0,0408 0,0432 0,0457 0,0483 0,0506 0,0534 0,0561 0,0590 0,0622 0,0649
0,20 0,0387 0,0409 0,0433 0,0457 0,0480 0,0505 0,0531 0,0558 0,0588 0,0615
0,21 0,0366 0,0386 0,0409 0,0431 0,0454 0,0477 0,0500 0,0526 0,0555 0,0580
0,22 0,0345 0,0364 0,0385 0,0405 0,0428 0,0448 0,0470 0,0495 0,0522 0,0545
0,23 0,0324 0,0342 0,0361 0,0380 0,0402 0,0420 0,0440 0,0463 0,0485 0,0509
0,24 0,0303 0,0320 0,0337 0,0355 0,0376 0,0391 0,0410 0,0431 0,0454 0,0473
0,25 0,0281 0,0297 0,0313 0,0330 0,0350 0,0363 0,0380 0,0400 0,0420 0,0438
0,26 0,0260 0,0274 0,0288 0,0304 0,0322 0,0335 0,0350 0,0368 0,0386 0,0403
0,27 0,0238 0,0251 0,0264 0,0278 0,0294 0,0307 0,0320 0,0336 0,0352 0,0368
0,23 0,0217 0,0229 0,0240 0,0252 0,0265 0,0278 0,0290 0,0305 0,0319 0,0332
0,29 0,0196 0,0206 0,0216 0,0227 0,0238 0,0250 0,0260 0,0273 0,0284 0,0297
0,30 0,0175 0,0183 0,0192 0,0202 0,0212 0,0222 0,0231 0,0241 0,0252 0,0263
103
35. 13.24
Таблицы коэфициентов
Таблица значений 01
Ъэ ь 0,55 0,56 0,57 0,58 0,59 0,60 0,61 0,62 0,63 0,64 0,65
»0.к „ 0,1387 0,1462 0,1531 0,1605 0,1680 0,1753 0,1835 0,1910 0,1994 0,2080 0,2185
0,01 0,1349 0,1425 0,1490 0,1561 0,1634 0,1706 0,1786 0,1860 0,1950 0,2030 0,2125
0,02 0,1311 0,1377 0,1448 0,1517 0,1589 0,1659 0,1736 0,1810 0,1897 0,1980 0,2065
0,03 0,1275 0,1339 0,1406 0,1472 0,1543 0,1612 0,1686 0,1760 0,1845 0,1928 0,2005
0,04 0,1238 0,1301 0,1364 0,1427 0,1495 0,1564 0,1636 0,1710 0,1791 0,1874 0,1945
0,05 0,1200 0,1262 0,1322 0,1383 0,1448 0,1516 0,1586 0,1660 0,1739 0,1819 0,1885
0,06 0,1163 0,1223 0,1280 0,1340 0,1402 0,1468 0,1536 0,1608 0,1676 0,1759 0,1825
0,07 0,1125 0,1184 0,1239 0,1297 0,1366 0,1420 0,1486 0,1556 0,1614 0,1699 0,1765
0,08 0,1089 0,1145 0,1198 0,1254 0,1311 0,1373 0,1436 0,1504 0,1562 0,1640 0,1705
0,09 0,1052 0,1106 0,1157 0,1211 0,1266 0,1325 0,1386 0,1450 0,1510 0,1580 0,1645
0,10 0,1015 0,1066 0,1116 0,1168 0,1222 0,1277 0,1336 0,1396 0,1456 0,1520 0,1585
о,и 0,0978 0,1028 0,1075 0,1125 0,1178 0,1230 0,1286 0,1342 0,1402 0,1462 0,1525
0,12 0,0940 0,0989 0,1034 0,1081 0,1134 0,1183 0,1236 0,1290 0,1348 0,1406 0,1465
0,13 0,0903 0,0950 0,0994 0,1039 0,1090 0,1135 0,1196 0,1240 0,1294 0,1350 0,1405
0,14 0,0867 0,0911 0,0953 0,0997 0,1044 0,1087 0,1136 0,1188 0,1240 0,1290 0,1345
0,15 0,0830 0,0871 0,0903 0,0954 0,0998 0,1040 0,1087 0,1135 0,1186 0,1234 0,1285
0,16 0,0793 0,0831 0,0863 0,0910 0,0952 0,0993 0,1038 0,1084 0,1132 0,1178 0,1228
0,17 0,0755 0,0792 0,0823 0,0867 0,0906 0,0945 0,0989 0,1031 0,1078 0,1120 0,1170
0,18 0,0717 0,0752 0,0783 0,0826 0,0860 0,0898 0,0940 0,0979 0,1024 0,1064 0,1110
0,19 0,0680 0,0713 0,0743 0,0780 0,0815 0,0850 0,0890 0,0926 0,0970 0,1007 0,1050
0,20 0,0643 0,0674 0,0703 0,0736 0,0770 0,0803 0,0840 0,0874 0,0916 0,0952 0,0990
0,21 0,0606 0,0634 0,0663 0,0694 0,0725 0,0755 0,0790 0,0822 0,0860 0,0892 0,0930
0,22 0,0569 0,0595 0,0623 0,0651 0,0680 0,0708 0,0740 0,0771 0,0805 0,0836 0,0870
0,23 0,0532 0,0556 0,0583 0,0607 0,0635 0,0660 0,0690 0,0719 0,0750 0,0780 0,0810
0,24 0,0495 0,0516 0,0541 0,0563 0,0580 0,0613 0,0640 0,0667 0,0695 0,0724 0,0752
0,25 0,0458 0,0477 0,0499 0,0520 0,0544 0,0566 0,0589 0,0615 0,0642 0,0667 0,0694
0,26 0,0421 0,0438 0,0457 0,0478 0,0498 0,0519 0,0541 0,0563 0,0587 0,0610 0,0634
0,27 0,0385 0,0400 0,0417 0,0436 0,0452 0,0472 0,0492 0,0511 0,0532 0,0552 0,0575
0,28 0,0348 0,0362 0,0377 0,0394 0,0406 0,0425 0,0442 0,0460 0,0478 0,0496 0,0515
0,29 0,0311 0,0322 0,0337 0,0352 0,0361 0,0378 0,0393 0,0408 0,0424 0,0440 0,0456
0,30 0,0274 0,0285 0,0297 0,0309 0,0321 0,0333 0,0345 0,0358 0,0371 0,0384 0,0397
104
Таблицы коэфициентов 35.13.25
Таблица значений 2г* 35.13.25
А ь 0,05 0,06 0,07 0,08 0,09 0,10 0,11 0,12 0,13 0,14
Ь°к = п h 0,00043 0,00070 0,00104 0,00142 0,00190 0,00252 0,00320 0,00392 0,00483 0,00575
э 0,01 0,00042 0,00068 0,00101 0,00138 0,00185 0,00245 0,00312 0,00383 0,00471 0,00560
0,02 0,00041 0,00066 0,00098 0,00135 0,00180 0,00238 0,00304 0,00374 0,00460 0,00545
0,03 0,00040 0,00064 0,00095 0,00131 0,00175 0,00232 0,00296 0,00365 0,00448 0,00532
0,04 0,00039 0,00062 0,00092 0,00128 0,00170 0,00226 0,00288 0,00356 0,00436 0,00518
0,05 0,00038 0,00060 0,00089 0,00125 0,00166 0,00220 0,00280 0,00347 0,00424 0,00504
0,06 0,00037 0,00058 0,00086 0,00122 0,00162 0,00214 0,00272 0,00338 0,00412 0,00489
0,07 0,00036 0,00056 0,00083 0,00118 0,00158 0,00207 0,00264 0,00329 0,00400 0,00474
0,08 0,00035 0,00054 0,00080 0,00115 0,00154 0,00201 0,00256 о;ооз2о 0,00388 0,00459
0,09 0,00034 0,00052 0,00078 0,00111 0,00149 0,00195 0,00248 0,00310 0,00376 0,00445
0,10 0,00033 0,00051 0,00076 0,00107 0,00143 0,00188 0,00240 0,00300 0,00364 0,00430
о,и 0,00032 0,00050 0,00074 0,00103 0,00138 0,00182 0,00232 0,00291 0,00352 0,00415
0,12 0,00031 0,00049 0,00072 0,00100 0,00134 0,00176 0,00224 0,00278 0,00339 0,00400
0,13 0,00030 0,00048 0,00070 0,00096 0,00130 0,00170 0,00216 0,00268 0,00326 0,00385
0,14 0,00029 0,00046 0,00068 0,00093 0,00125 0,00164 0,00208 0,00259 0,00313 0,00370
0,15 0,00028 0,00045 0,00065 0,00089 0,00120 0,00158 0,00200 0,00250 0,00300 0,00355
0,16 0,00027 0,00043 0,00063 0,00085 0,00115 0,00151 0,00192 0,00240 0,00287 0,00340
0,17 0,00026 0,00041 0,00060 0,00081 0,00110 0,00145 0,00184 0,00230 0,00275 0,00325
0,18 0,00025 0,00039 0,00057 0,00077 0,00105 0,00139 0,00176 0,00220 0,00262 0,00310
0,19 0,00024 0,00037 0,00054 0,00073 0,00100 0,00133 0,00168 0,00210 0,00250 0,00296
0,20 0,00023 0,00036 0,00052 0,00070 0,00095 0,00126 0,00160 0,00200 0,00237 0,00282
0,21 0,00022 0,00034 0,00050 0,00067 0,00090 0,00120 0,00152 0,00190 0,00225 0,00268
<0,22 0,00020 0,00033 0,00047 0,00063 0,00086 0,00114 0,00144 0,00180 0,00213 0,00254
0,23 0,00019 0,00031 0,00045 0,00060 0,00081 0,00107 0,00140 0,00170 0,00200 0,00240
0,24 0,00018 0,00029 0,00042 0,00057 0,00076 0,00101 0,00134 0,00160 0,00187 0,00225
0,25 0,00017 0,00028 0,00040 0,00054 0,00073 0,00095 0,00122 0,00150 0,00175 0,00210
0,26 0,00016 0,00026 0,00038 0,00052 0,00069 0,00089 0,00114 0,00140 0,00163 0,00195
0,27 0,00015 0,00025 0,00037 0,00050 0,00065 0,00083 0,00106 О.С013О 0,00150 0,00180
0,28 0,00014 0,00024 0,00035 0,00048 0,00061 0,00077 0,00098 0,00120 0,00138 0,00165
0,29 0,00013 0,00022 0,00033 0,00045 0,00057 0,00071 0,00090 0,00110 0,00126 0,00150
0,30 0,00012 0,00021 0,00031 0,00042 0,00053 0,00065 0,00081 0,00099 0,00115 0,00135
14
105
35.13.25
Таблицы коэфициентов
Таблица значений
Ьэ ь 0,15 0,16 0,17 0,18 0,19 0,20 0,21 0,22 0,23 0,24
о II 0,00674 0,0079 0,0092 0,0106 0,0123 0,0141 0,0160 0,0180 0,0200 0,0223
0,01 0,00657 0,0077 0,0090 0,0104 0,0120 0,0138 0,0157 0,0177 0,0196 0,0217
0,02 0,00640 0,0075 0,0088 0,0102 0,0118 0,0135 0,0154 0,0173 0,0192 0,0212
0,03 0,00623 0,0073 0,0085 0,0099 0,0115 0,0132 0,0150 0,0168 0,0187 0,0207
0,04 0,00606 0,0071 0,0083 0,0096 0,0112 0,0128 0,0146 0,0164 0,0182 0,0202
0,05 0,00589 0,0069 0,0081 0,0093 0,0109 0,0125 0,0142 0,0160 0,0178 0,0197
0,06 0,00572 0,0067 0,0079 0,0091 0,0106 0,0121 0,0138 0,0155 0,0173 0,0192
0,07 0,00555 0,0065 0,0077 0,0088 0,0103 0,0117 0,0134 0,0150 0,0168 0,0186
0,03 0,00538 0,0063 0,0075 0,0086 0,0100 0,6114 0,0130 0,0146 0,0164 0,0181
0,09 0,00521 0,0061 0,0072 0,0083 0,0097 0,0110 0,0125 0,0142 0,0159 0,0176
0,10 0,00504 0,0059 0,0070 0,0080 0,0094 0,0106 0,0120 0,0137 0,0154 0,0170
0,11 0,00487 0,0057 0,0067 0,0078 0,0090 0,0102 0,0116 0,0132 0,0149 0,0164
0,12 0,00470 0,0055 0,0065 0,0075 0,0086 0,0098 0,0112 0,0127 0,0144 0,0159
0,13 0,00453 0,0053 0,0062 0,0073 0,0083 0,0094 0,0108 0,0122 0,0139 0,0154
0,14 0,00435 0,0051 0,0059 0,0070 0,0080 0,0090 0,0103 0,0117 0,0132 0,0149
0,15 0,00417 0,0049 0,0057 0,0067 0,0077 0,0087 0,0099 0,0113 0,0127 0,0143
0,16 0,00399 0,0047 0,0055 0,0065 0,0074 0,0084 0,0095 0,0108 0,0122 0,0137
0,17 0,00382 0,0045 0,0053 0,0062 О', 0071 0,0080 0,0090 0,0103 0,0117 0,0131
0,18 0,00365 0,0043 0,0050 0,0059 0,0068 0,0077 0,0086 0,0099 0,0112 0,0125
0,19 0,00347 0,0041 0,0048 0,0056 0,0065 0,0074 0,0083 0,0095 0,0107 0,0120
0,20 0,00330 0,0038 0,0045 0,0053 0,0062 0,0071 0,0080 0,0091 0,0102 0,0114
0,21 0,00313 0,0036 0,0042 0,0050 0,0059 0,0067 0,0076 0,0087 0,0097 0,0108
0,22 0,00296 0,0034 0,0040 0,0047 0,0056 0,0063 0,0072 0,0082 0,0092 0,0103
0,23 0,00278 0,0032 0,0038 0,0044 0,0052 0,0060 0,0068 0,0078 0,0086 0,0097
0,24 0,00260 0,0030 0,0036 0,0041 0,0048 0,0056 0,0064 0,0073 0,0081 0,0091
0,25 0,00242 0,0028 0,0033 0,0039 0,0045 0,0053 0,0060 0,0068 0,0076 0,0086
0,26 0,00225 0,0026 0,0031 0,0037 0,0043 0,0050 0,0057 0,0064 0,0072 0,0081
0,27 0,00207 0,0024 0,0029 0,0034 0,0040 0,0046 0,0053 0,0060 0,0068 0,0076
0,28 0,00190 0,0022 0,0027 0,0031 0,0037 0,0043 0,0049 0,0056 0,0063 0,0070
0,29 0,00184 0,0021 0,0025 0,0029 0,0034 0,0040 0,0045 0,0052 0,0058 0,0065
0,30 0,00158 0,0019 0,0023 0,0026 0,0031 0,0036 0,0041 0,0047 0,0053 0,0059
106
Таблицы коэфициентов
35.13.25
Таблица значений йГ
Ьэ ь 0,25 0,26 0,27 0,28 0,29 0,30 0,31 0,32 0,33 0,34
& к = 0 0,0246 0,0271 0,0296 0,0325 0,0355 0,0386 0,0420 0,0458 0,0496 0,0535
Ь- э 0,01 0,0240 0,0264 0,0289 0,0317 0,0346 0,0377 0,0410 0,0446 0,0483 0,0520
0,02 0,0235 0,0257 0,0282 0,0310 0,0338 0,0368 0,0400 0,0435 0,0470 0,0507
0,03 0,0230 0,0250 0,0275 0,0302 0,0329 0,0358 0,0390 0,0423 0,0457 0,0495
0,04 0,0224 0,0243 0,0268 0,0294 0,0320 0,0348 0,0380 0,0411 0,0443 0,0480
0,05 0,0218 0,0236 0,0260 0,0286 0,0311 0,0338 0,0369 0,0398 0,0430 0,0465
0,06 0,0212 0,0230 0,0252 0,0278 0,0302 0,0328 0,0358 0,0386 0,0418 0,0451
0,07 0,0206 0,0223 0,0245 0,0269 0,0293 0,0318 0,0347 0,0375 0,0405 0,0438
0,08 0,0200 0,0216 0,0238 0,0260 0,0284 0,0309 0,0336 0,0363 0,0393 0,0425
0,09 0,0194 0,0210 0,0231 0,0251 0,0275 0,0298 0,0325 0,0351 0,0380 0,0412
0,10 0,0188 0,0203 0,0224 0,0243 0,0266 0,0289 0,0314 0,0340 0,0368 0,0398
0,11 0,0182 0,0197 0,0216 0,0235 0,0257 0,0279 0,0303 0,0330 0,0356 0,0386
0,12 0,0176 0,0191 0,0209 0,0227 0,0248 0,0269 0,0294 0,0320 0,0345 0,0374
0,13 0,0170 0,0185 0,0202 0,0220 0,0239 0,0259 0,0285 0,0309 0,0333 0,0361
0,14 0,0164 0,0178 0,0195 0,0213 0,0231 0,0250 0,0274 0,0298 0,0322 0,0347
0,15 0,0158 0,0171 0,0188 0,0205 0,0222 0,0240 0,0263 0,0287 0,0308 0,0334
0,16 0,0152 0,0164 0,0181 0,0196 0,0213 0,0231 0,0252 0,0275 0,0296 0,0320
0,17 0,0146 0,0157 0,0173 0,0187 0,0204 0,0221 0,0241 0,0263 0,0284 0,0306
0,18 0,0140 0,0150 0,0165 0,0178 0,0195 0,0212 0,0230 0,0251 0,0272 0,0292
0,19 0,0134 0,0144 0,0157 0,0170 0,0186 0,0203 0,0220 0,0241 0,0260 0,0279
0,20 0,0128 0,0137 0,0150 0,0163 0,0177 0,0194 0,0210 0,0229 0,0248 О', 0266
0,21 0,0122 0,0130 0,0143 0,0155 0,0168 0,0184 0,0200 0,0217 0,0236 0,0253
0,22 0,0116 0,0123 0,0135 0,0147 0,0159 0,0175 0,0190 0,0205 0,0224 0,0240
0,23 0,0110 0,0116 0,0128 0,0139 0,0151 0,0166 0,0180 0,0195 0,0212 0,0227
0,24 0,0103 0,0112 0,0121 0,0132 0,0143 0,0158 0,0171 0,0185 0,0200 0,0215
0,25 0,0095 0,0105 0,0114 0,0125 0,0136 0,0150' 0,0162 0,0174 0,0190 0,0205
0,26 0,0090 0,0098 0,0106 0,0118 0,0128 0,0142 0,0154 0,0165 0,0180 0,0195
0,27 0,0084 0,0091 0,0100 0,0110 0,0120 0,0134 0,0146 0,0156 0,0170 0,0184
0,28 0,0078 0,0085 0,0093 0,0102 0,0112 0,0126 0,0137 0,0147 0,0160 0,0173
0,29 0,0072 0,0079 0,0086 0,0096 0,0105 0,0118 0,0128 0,0138 0,0150 0,0161
0,30 0,0066 0,0072 0,0078 0,0087 0,0098 0,0110 | 0,0120 0,0130 0,0140 0,0150
107
35.13.25
Таблицы коэфициентов
Таблица значений 2'г
&э ь 0,35 0,36 0,37 0,38 0,39 0,40 0,41 0,42 0,43 0,44
ЬЛ 0,0572 0,0615 0,0650 0,0700 0,074 0,079 0,083 0,088 0,094 0,100
0,01 0,0557 0,0600 0,0635 0,0683 0,072 0,077 0,081 0,086 0,092 0,097
0,02 0,0542 0,0585 0,0520 0,0666 0,070 0,075 0,079 0,084 0,089 0,094
0,03 0,0528 0,0561 0,0305 0,0649 0,068 0,073 0,077 0,082 0,087 0,092
0,04 0,0514 0,0547 0,0590 0,0632 0,066 0,071 0,075 0,080 0,085 0,090
0,05 0,0500 0,0533 0,0575 0,0615 0,065 0,069 0,073 0,078 0,082 0,087
0,06 0,0487 0,0519 0,0560 0,0598 0,063 0,067 0,071 0,076 0,080 0,085
0,07 0,0473 0,0505 0,0544 0,0580 0,061 0,065 0,069 0,074 0,078 0,083
0,08 0,0458 0,0490 0,0528 0,0563 0,059 0,063 0,067 0,071 0,076 0,080
0,09 0,0444 0,0475 0,0512 0,0546 0,058 0,061 0,065 0,069 0,073 0,078
0,10 0,0430 0,0460 0,0496 0,0529 0,056 0,059 0,063 0,067 0,071 0,075
0,11 0,0416 0,0445 0,0480 0,0512 0,054 0,057 0,061 0,065 0,069 0,073
0,12 0,0402 0,0430 0,0465 0,0495 0,052 0,055 0,059 0,063 0,066 0,070
0,13 0,0388 0,0415 0,0445 0,0478 0,050 0,054 0,057 0,060 0,064 0,068
0,14 0,0374 0,0400 0,0430 0,0461 0,048 0,052 0,055 0,058 0,062 0,066
0,15 0,0359 0,0385 0,0415 0,0444 0,047 0,050 0,053 0,056 0,059 0,063
0,16 0,0345 0,0370 0,0399 0,0427 0,045 0,048 0,051 0,054 0,057 0,061
0,17 0,0330 0,0355 0,0383 0,0410 0,043 0,046 0,049 0,051 0,054 0,058
0,18 0,0315 0,0340 0,0367 0,0393 0,041 0,044 0,047 0,049 0,052 0,056
0,19 0,0300 -0,0325 0,0351 0,0375 0,040 0,042. 0,045 0,047 0,050 0,053
1 0,20 0,0285 0,0310 0,0335 0,0357 0,038 0,040 0,043 0,045 0,048 0,051
0,21 0,0271 0,0295 0,0320 0,0339 0,036 0,038 0,041 0,043 0,046 0,048
0,22 0,0257 0,0280 0,0305 0,0322 0,034 0,036 0,039 0,041 0,043 0,046
0,23 0,0244 0,0265 0,0290 0,0304 0,032 0,034 0,036 0,038 0,041 0,043
0,24 0,0231 0,0250 0,0275 0,0287 0,030 0,032 0,034 0,036 0,038 0,041
0,25 0,0228 0,0245 0,0260 0,0280 0,029 0,031 0,032 0,034 0,036 0,038
0,26 0,0215 0,0230 0,0245 0,0263 0,028 0,029 0,031 0,032 0,034 0,036
0,27 0,0201 0,0216 0,0230 0,0246 0,026_ 0,027 0,029 0,030 0,031 0,033
0,28 0,0188 0,0202 0,0215 0,0230 0,024 0,026 0,027 0,028 0,030 0,031
0,29 0,0175 0,0188 0,0200 0,0214 0,022 0,024 0,025 0,026 0,028 0,029
0,30 0,0162 0,0174 0,0185 0,0197 0,021 0,022 0,023 0,024 0,026 0,027
108
Таблицы, коэфициентов
35.13.25
Таблица значений 2'*
з_ ь 0,45 0,46 0,47 0,48 0,49 0,50 0,51 0,52 0,53 0,54
0,105 0,111 0,117 0,124 0,130 0,137 0,143 0,151 0,158 0,165
0,01 0,103 0,108 0,114 0,121 0,127 0,133 0,140 0,147 0,154 0,161
0,02 0,100 0,106 0,111 0,117 0,123 0,130 0,136 0,143 0,149 0,157
0,03 0,097 0,103 0,108 0,114 0,120 0,126 0,133 0,140 0,146 0,153
0,04 0,095 0,100 0,106 0,111 0,117 0,123 0,129 0,136 0,142 0,149
0,05 0,092 0,097 0,103 0,108 0,114 0,120 0,125 0,132 0,138 0,145
0,06 0,090 0,095 0,100 0,105 0,111 0,116 0,122 0,128 0,134 0,141
0,07 0,087 0,092 0,097 0,102 0,108 0,11-3 0,119 0,125 0,131 0,137
0,03 0,084 0,089 0,094 0,099 0,104 0,109 0,115 0,121 0,127 0,133
0,09 0,082 0,086 0,091 0,096 0,101 0,106 0,111 0,117 0,123 0,129
0,10 0,079 0,084 0,088 0,093 0,098 0,103 0,108 0,113 0,119 0,125
0,11 0,077 0,081 0,085 0,090 0,095 0,100 0,105 0,110 0,115 0,120
0,12 0,074 0,078 0,082 0,087 0,091 0,096 0,101 0,106 0,111 0,116
0,13 0,071 0,075 0,079 0,084 0,088 0,093 0,097 0,102 0,107 0,112
0,14 0,069 0,072 0,076 0,081 0,085 0,089 0,094 0,098 1,103 0,108
0,15 0,066 0,070 0,074 0,078 0,082 0,086 0,090 0,095 0,099 0,104
0,16 0,064 0,067 0,071 0,075 0,078 0,082 0,087 0,091 0,095 0,100
0,17 0,061 0,065 0,068 0,072 0,075 0,079 .0,083. 0,087 0,091 0,096
0,18 0,058 0,062 0,065 0,068 0,072 0,076 0,079 0,083 0,088 0,092
0,19 0,056 0,059 0,062 0,065 0,069 0,072 0,076 0,080 0,084 0,088
0,20 0,053 0,056 0,059 0,062 0,066 0,069 0,073 0,076 0,080 0,084
0,21 0,051 0,053 0,056 0,059 0,062 0,066 0,069 0,072 0,076 0,080
0,22 0,048 0,051 0,054 0,056 0,059 0,062 ' 0,065 0,069 0,072 0,075
0,23 0,045 . 0,048 0,051 0,053 0,056 0,059 0,062 0,065 0,068 0,071
0,24 0,043 0,045 0,048 0,050 0,053 0,055 0,058 0,061 0,064 0,067
0,25 0,040 0,042 0,045 0,047 0,050 0,052 0,055 0,057 0,060 0,063
0,26 0,037 0,040 0,042 0,044 0,046 0,049 0,051 0,053 0,056 0,059
0,27 0,035 0,037 0,039 0,041 0,043 0,045 0,048 0,050 0,052 0,055
0,28 0,033 0,035 0,036 0,038 0,040 0,042 0,044 0,046 0,048 0,050
0,29 0,031 0,032 0,034 0,035 0,037 0,039 0,040 0,042 0,044 0,046
0,30 0,028 0,030 0,031 0,032 0,034 0,035 0,037 0,039 0,041 0,042
109
35.13.25
Таблицы коэфициентов
Таблица значений а'г
ь 0,55 0,56 0,57 0,58 0,59 0,60 0,61 0,62 0,63 0,64 0,65
0,172 0,180 0,188 0,197 0,205 0,215 0,224 0,233 0,242 0,252 0,262
0,01 0,168 0,175 0,183 0,192 0,200 0,209 0,218 0,227 0,236 0,246 0,255
0,02 0,164 0,171 0,179 0,187 0,195 0,204 0,213 0,222 0,231 0,240 0,249
0,03 0,160 0,167 0,174 0,182 0,190 0,199 0,207 0,216 0,225 0,234 0,243
0,04 0,156 0,163 0,170 0,177 0,185 0,193 0,202 0,210 0,219 0,228 0,236
0,05 0,151 0,158 0,165 0,172 0,180 0,188 0,196 0,204 0,213 0,222 0,230
0,06 0,147 0,154 0,161 0,168 0,175 0,183 0,190 0,198 0,207 0,216 0,223
0,07 0,143 0,149 0,156 0,163 0,170 0,178 0,185 0,192 0,201 0,210 0,216
0,08 0,139 0,145 0,151 0,158 0,165 0,172 0,180 0,187 0,195 0,204 0,210
0,09 0,134 0,141 0,147 0,153 0,160 0,167 0,175 0,182 0,189 0,198 0,204
0,10 0,130 0,136 0,142 0,148 0,155 0,162 0,169 0,176 0,183 0,192 0,197
0,11 0,126 0,131 0,137 0,143 0,150 0,156 0,163 0,170 0,177 0,185 0,191
0,12 0,122 0,127 0,132 0,138 0,145 0,151 0,157 0,164 0,171 0,178 0,185
0,13 0,117 0,123 0,128 0,134 0,140 0,146 0,152 0,158 0,165 0,171 0,178
0,14 0,113 0,118 0,123 0,129 0,135 0,140 0,146 0,152 0,159 0,165 0,172
0,15 0,109 0,113 0,118 0,124 0,130 0,135 0,141 0,146 0,153 0,159 0,165
0,16 0,104 0,109 0,114 0,119 0,125 0,130 0,136 0,141 0,147 0,153 0,159
0,17 0,100 0,105 0,109 0,114 0,120 0,125 0,130 0,135 0,141 0,147 0,152
0,18 0,096 0,100 0,105 0,110 0,115 0,120 0,125 0,130 0,135 0,140 0,145
0,19 0,092 0,096 0,100 0,105 0,110 0,114 0,119 0,124 0,129 0,134 0,139
0,20 0,087 0,091 0,096 0,100 0,105 0,108 0,113 0,118 0,123 0,128 0,133
0,21 0,083 0,087 0,091 0,095 0,100 0,103 0,107 0,112 0,117 0,121 0,126
0,22 0,079 0,082 0,086 0,090 0,095 0,098 0,102 0,106 0,111 0,115 0,120
0,23 0,074 0,078 0,081 0,085 0,090 0,092 0,096 0,100 0,105 0,109 0,113
0,24 0,070 0,073 0,077 0,080 0,085 0,087 0,091 0,095 0,099 0,103 0,107
0,25 0,066 0,069 0,072 0,075 0,080 0,082 0,085 0,088 0,093 0,096 0,100
0,26 0,061 0,064 0,067 0,070 0,075 0,076 0,079 0,083 0,087 0,090 0,094
0,27 0,057 0,060 0,062 0,065 0,070 0,071 0,074 0,077 0,080 0,083 0,087
0,28 0,053 0,055 0,058 0,060 0,065 0,066 0,068 0,071 0,074 0,077 0,081
0,29 0,048 0,051 0,053 0,055 0,060 0,060 0,063 0,066 0,068 0,071 0,075
0,30 0,044 0,016 0,049 0,051 0,054 0,056 0,058 0,060 0,062 0,065 0,068
ПО
Таблицы коэфициентов
35.13.26
Таблица значений 23* 35.13.26
Ьэ ' ь 0,05 0,06 0,07 0,08 0,09 0,10 0.11 0,12 0,13 0,14
Ьо.к л ~v=° 0,00107 0,00160 0,00222 0,00290 0,00362 0,00442 0,00540 0,00640 0,00750 0,0087
0,01 0,00104 0,00155 0,00215 0,00281 0,00352 0,00428 0,00525 0,00621 0,00728 0,0085
0,02 0,00100 0,00150 0,00208 0,00273 0,00341 0,00415 0,00510 0,00602 0,00704 0,0083
0,03 0,00097 0,00145 0,00201 0,00264 0,00330 0,00402 0,00495 0,00583 0,00682 0,0080
0,04 0,00094 0,00140 0,00194 0,00255 0,00320 0,00389 0,00480 0,00564 0,00676 0,0078
0,05 0,00090 0,00135 0,00187 0,00247 0,00310 0,00376 0,00465 0,00545 0,00637 0,0075
0,06 0,00087 0,00130 0,00180 0,00239 0,00299 0,00362 0,00440 0,00526 0,00615 0,0073
0,07 0,00084 0,00125 0,00173 0,00230 0,00288 0,00349 0,00425 0,00507 0,00593 0,0070
0,08 0,00081 0,00120 0,00166 0,00221 0,00277 0,00336 0,00410 0,00488 0,00571 0,0067
0,09 0,00078 0,00115 0,00159 0,00212 0,00266 0,00323 0,00395 0,00469 0,00548 0,0065
0,10 0,00074 0,00110 0,00152 0,00203 0,00255 0,00310 0,00380 0,00449 0,00526 0,0062
0,11 0,00071 0,00105 0,00145 0,00194 0,00244 0,00297 0,00364 0,00430 0,00504 0,0059
0,12 0,00068 0,00100 0,00139 0,00185 0,00234 0,00284 0,00348 0,00410 0,00481 0,0056
0,13 0,00065 0,00095 0,00133 0,00176 0,00224 0,00271 0,00332 0,00391 0,00459 0,0053
0,14 0,00062 0,00090 0,00127 0,00168 0,00213 0,00258 0,00316 0,00372 0,00437 0,0051
0,15 0,00058 0,00085 0,00120 0,00159 0,00201 0,00245 0,00305 0,00353 0,00414 0,0049
0,16 0,00055 0,00080 0,00113 0,00150 0,00190 0,00231 0,00284 0,00334 0,00392 0,0046
0,17 0,00052 0,00075 0,00106 0,00141 0,00179 0,00218 0,00268 0,00315 0,00370 0,0043
0,18 0,00049 0,00070 0,00100 0,00132 0,00168 0,00205 0,00252 0,00296 0,00348 0,0040
0,19 0,00045 0,00065 0,00093 0,00123 0,00157 0,00192 0,00236 0,00277 0,00325 0,0037
0,20 0,00042 0,00060 0,00086 0,00114 0,00146 0,00179 0,00220 0,00258 0,00303 0,0035
0,21 0,00039 0,00056 0,00079 0,00105 0,00135 0,00166 0,00204 0,00239 0,00281 0,0032
0,22 0,00036 0,00052 0,00072 0,00097 0,00124 0,00153 0,00188 0,00220 0,00258 0,0030
0,23 0,00032 0,00047 0,00066 0,00089 0,00114 0,00140 0,00172 0,00201 0,00235 0,0028
0,24 0,00029 0,00042 0,00060 0,00080 0,00103 0,00126 0,00156 0,00182 0,00214 0,0026
0,25 0,00026 0,00038 0,00053 0,00071 0,00092 0,00113 0,00140 0,00162 0,00191 0,0023
0,26 0,00023 0,00033 0,00047 0,00063 0,00081 0,00100 0,00124 0,00143 0,00169 0,0020
0,27 0,00020 0,00029 0,00041 0,00055 0,00070 0,00087 0,00108 0,00124 0,00147 0,0018
0,28 0,00016 0,00025 0,00035 0,00047 0,00060 0,00074 0,00092 0,00105 0,00125 0,0016
0,29 0,00013 0,00021 0,00029 0,00039 0,00050 0,00061 0,00075 0,00086 0,00112 0,0013
0,30 0,00010 0,00016 0,00023 0,00030 0,00040 0,00048 0,00058 0,00068 0,00080 0,0010
111
35.13.26
Таблицы коэфициентов
Таблица значений аз
Ьэ ь 0,15 0,16 0,17 0,18 0,19 0,20 0,21 0,22 0,23 0,24
0,0101 0,0115 0,0131 0,0149 0,0166 0,0185 0,0204 0,0224 0,0246 0,0270
0,01 0,0098 0,0112 0,0128 0,0145 0,0161 0,0180 0,0198 0,0218 0,0239 0,0262
0,02 0,0095 0,0109 0,0124 0,0140 0,0156 0,0174 0,0193 0,0212 0,0233 0,0254
0,03 0,0092 0,0106 0,0120 0,0135 0,0151 0,0170 0,0188 0,0206 0,0226 0,0246
0,04 0,0089 0,0102 0,0116 0,0130 0,0146 0,0164 0,0181 0,0200 0,0219 0,0238
0,05 0,0086 0,0099 0,0112 0,0126 0,0141 0,0158 0,0175 0,0193 0,0212 0,0230
0,06 0,0083 0,0096 0,0108 0,0122 0,0136 0,0152 0,0168 0,0186 0,0205 0,0222
0,07 0,0080 0,0092 0,0104 0,0118 0,0131 0,0146 0,0162 0,0180 0,0198 0,0215
0,08 0,0077 0,0088 0,0100 0,0113 0,0126 0,0140 0,0156 0,0173 0,0190 0,0208
0,09 0,0074 0,0085 0,0096 0,0109 0,0121 0,0135 0,0150 0,0167 0,0183 0,0200
0,10 0,0071 0,0082 0,0093 0,0105 0,0116 0,0130 0,0144 0,0159 0,0175 0,0191
о,п 0,0068 0,0079 0,0089 0,0101 0,0111 0,0125 0,0138 0,0152 0,0167 0,0182
0,12 0,0065 0,0075 0,0085 0,0096 0,0107 0,0119 0,0132 0,0145 0,0159 0,0174
0,13 0,0063 0,0072 0,0081 0,0092 0,0102 0,0113 0,0126 0,0138 0,0152 0,0166
0,14 0,0060 0,0069 0,0078 0,0088 0,0097 0,0108 0,0120 0,0131 0,0145 0,0158
0,15 0,0057 0,0066 0,0074 0,0084 0,0093 0,0103 0,0113 0,0124 0,0138 0,0150
0,16 0,0053 0,0062 0,0070 0,0079 0,0088 0,0097 0,0106 0,0118 0,0130 0,0142
0,17 0,0050 0,0058 0,0066 0,0074 0,0083 0,0091 0,0100 0,0111 0,0123 0,0134
0,18 0,0047 0,0054 0,0062 0,0070 0,0078 0,0085 0,0095 0,0105 0,0116 0,0126
0,19 0,0044 0,0051 0,0058 0,0065 0,0073 0,0080 0,0089 0,0098 0,0108. 0,0118
0,20 0,0041 0,0048 0,0054 0,0061 0,0068 0,0075 0,0082 0,0092 0,0100 0,0110
0,21 0,0038 0,0044 0,0050 0,0057 0,0063 0,0070 .0,0076 0,0085 0,0093. 0,0102
0,22 0,0035 0,0041 0,0046 0,0052 0,0058 0,0065 0,0071 0,0079 0,0086 0,0094
0,23 0,0032 0,0038 0,0043 0,0048 0,0054 0,0060 0,0065 0,0072 0,0078 0,0086
0,24 0,0029 0,0034 0,0039 0,0044 0,0048 0,0054 0,0059 0,0066 0,0071 0,0078
0,25 0,0026 0,0031 0,0035 0,0040 0,0044 0,0049 0,0053 0,0060 0,0064 0,0070
0,26 0,0023 0,0028 0,0031 0,0035 0,0039 0,0043 0,0047 0,0053 0,0057 0,0062
0,27 0,0020 0,0024 0,,027 0,0030 0,0034 0,0038 0,0041 0,0046 0,0050 0,0054
0,28 0,0017 0,0020 0,0023 0,0026 0,0029 0,0032 0,0035 0,0039 0,0042 0,0046
0,29 0,0014 0,0017 0,0019 0,0021 0,0024 0,0027 0,0030 0,0032 0,0034 .0,0038
0,30 0,0011 0,0013 0,0015 0,0017 0,0019 0,0021 0,0024 0,0026 0,0028. 0,0030
112
Таблицы коэфициентов
35.13.26
Таблица значений Q*
Ьэ ь 0,25 0,26 0,27 0,28 0,29 0,30 0,31 0,32 0,33 0,34
V-" 0,0294 0,0318 0,0344 0,0372 0,0402 0,0433 0,0467 0,0501 0,0536 0,0571
0,01 0,0285 0,0309 0,0335 0,0362 0,0391 0,0421 0,0453 0,0486 0,0520 0,0554
0,02 0,0276 0,0300 0,0325 0,0352 0,0380 0,0409 0,0439 0,0471 0,0504 0,0537
0,03 0,0268 0,0291 0,0315 0,0341 0,0368 0,0396 0,0425 0,0455 0,0485 0,0519
0,04 0,0259 0,0281 0,0305 0,0330 0,0356 0,0384 0,0411 0,0440 0,0470 0,0502
0,05 0,0250 0,0271 0,0295 0,0319 0,0344 0,0371 0,0396 0,0424 0,0454 0,0484
0,06 0,0242 0,0262 0,0285 0,0308 0,0332 0,0358 0,0382 0,0408 0,0438 0,0467
0,07 0,0234 0,0253 0,0275 0,0297 0,0320 0,0345 0,0368 0‘0393 0,0422 0,0450
0,08 0,0225 0,0244 0,0264 0,0286 0,0308 0,0332 0,0354 0,0378 0,0406 0,0432
0,09 0,0216 0,0234 0,0254 0,0277 0,0296 0,0319 0,0340 0,0364 0,0390 0,0415
0,10 0,0207 0,0224 0,0244 0,0264 0,0284 0,0306 0,0326 0,0349 0,0375 0,0398
0,11 0,0198 0,0214 0,0234 0,0253 0,0272 0,0293 0,0312 0,0334 0,0359 0,0381
0,12 0,0190 0,0205 0,0224 0,0242 0,0260 0,0280 0,0300 0,0320 0,0344 0,0365
0,13 0,0181 0,0196 0,0214 0,0231 0,0248 0,0267 0,0286 0,0306 0,0328 0,0349
0,14 0,0172 0,0187 0,0203 0,0220 0,0236 0,0254 0,0272 0,0291 0,0312 0,0332
0,15 0,0164 0,0178 0,0193 0,0209 0,0224 0,0241 0,0258 0,0276 0,0296 0,0314
0,16 0,0155 0,0169 0,0182 0,0198 0,0212 0,0227 0,0244 0,0261 0,0280 0,0297
0,17 0,0146 0,0159 0,0172 0,0187 0,0199 0,0214 0,0230 0,0246 0,0265 0,0280
0,18 0,0138 0,0150 0,0162 0,0176 0,0187 0,0200 0,0216 0,0231 0,0249 0,0263
0,19 0,0130 0,0140 0,0152 0,0164 0,0175 0,0187 0,0202 0,0216 0,0233 0,0246
0,20 0,0121 0,0130 0,0141 0,0152 0,0163 0,0174 0,0187 0,0200 0,0216 0,0230
0,21 0,0112 0,0120 0,0131 0,0141 0,0151 0,0161 0,0173 0,0186 0,0200 0,0214
0,22 0,0103 0,0111 0,0121 0,0130 0,0139 0,0148 0,0159 0,0170 0,0183 0,0197
0,23 0,0094 0,0101 0,0110 0,0118 0,0127 0,0135 0,0145 0,0155 0,0167 0,0179
0,24 0,0085 0,0092 0,0100 0,0107 0,0115 0,0122 0,0131 0,0140 0,0151, 0,0161
0,25 0,0077 0,0083 0,0090 0,0096 0,0103 0,0109 0,0117 0,0126 0,0136 0,0146
0,26 0,0068 0,0073 0,0079 0,0085 0,0091 0,0096 0,0103 0,0111 0,0120 0,0128
0,27 0,0059 0,0064 0,0068 0,0074 0,0078 0,0083 0,0089 0,0096 0,0103 0,0111
0,28 0,0050 0,0054 0,0057 0,0062 0,0066 0,0070 0,0075 0,0081 0,0088 0,0094
0,29 0,0041 0,0044 0,0046 0,0050 0,0053 0,0057 0,0062 0,0067 0,0072 0,0077
0,30 1 0,0032 0,0035 0,0036 0,0040 0,0043 0,0046 0,0050 0,0054 0,0059 0,0064
15
113
35.13.26
Таблицы коэфициентов
Таблица значений аз
ь 0,35 0,36 0,37 0,38 0,39 0,40 0,41 0,42 0,43 0,44
ТГ = « 0,060 0,064 0,068 0,072 0,076 0,081 0,085 0,0902 0,0950 0,1000
0,01 0,058 0,062 0,066 0,070 0,074 0,078 0,083 0,0876 0,0923 0,0971
0,02 0,057 0,060 0,064 0,068 0,072 0,076 0,080 0,0850 0,0896 0,0943
0,03 0,055 0,058 0,062 0,065 0,069 0,073 0,078 0,0825 0,0869 0,0914
0,04 0,053 0,056 0,060 0,063 0,067 0,071 0,075 0,0799 0,0842 0,0885
0,05 0,051 0,054 0,058 0,061 0,065 0,069 0,073 0,0774 0,0815 0,0856
0,06 0,049 0,052 0,056 0,059 0,063 0,066 0,070 0,0747 0,0786 0,0827
0,07 0,047 0,051 0,054 0,057 0,060 0,064 0,068 0,0720 0,0758 0,0798
0,08 0,046 0,049 0,052 0,055 0,058 0,060 0,065 0,0694 0,0730 0,0769
0,09 0,044 0,047 0,050 0,053 0,056 0,059 0,063 0,0668 0,0703 0,0740
0,10 0,042 . 0,045 0,048 0,050 0,054 0,057 0,060 0,0641 0,0676 0,0711
0,11 0,040 0,043 0,046 0,048 0,051 0,054 0,058 0,0614 0,0648 0,0682
0,12 0,038 0,041 0,044 0,046 0,049 0,052 0,055 0,0597 0,0620 0,0653
0,13 0,036 0,039 0,042 0,044 0,047 0,050 0,053 0,0560 0,0591 0,0624
0,14 0,035 0,037 0,040 0,042 0,045 0,047 0,050 0,0535 0,0564 0,0595
0,15 0,033 0,035 0,038 0,040 0,042 0,045 0,048 0,0509 0,0536 0,0566
0,16 0,031 0,033 0,036 0,038 0,040 0,042 0,045 0,0482 0,0508 0,0536
0,17 0,029 0,031 0,034 0,036 0,038 0,040 0,043 0,0456 0,0480 0,0506
0,18 0,028 0,029 0,032 0,033 0,036 0,038 0,040 0,0429 0,0452 0,0476
0,19 0,026 0,028 0,030 0,031 0,033 0,035 0,038 0,0403 0,0425 0,0447
0,20 0,024 0,026 0,028 0,029 0,031 0,033 0,035 0,0377 0,0397 0,0418
0,21 0,022 0,024 0,025 0,027 0,029 0,031 0,033 0,0350 0,0368 0,0389
0,22 0,020 0,022 0,023 0,025 0,027 0,028 0,030 0,0323 0,0339 0,0359
0,23 0,019 0,020 0,021 0,023 0,024 0,026 0,027 0,0295 0,0310 0,0329
0,24 0,017 0,018 0,019 0,021 0,022 0,023 0,025 0,0268 0,0282 0,0299
0,25 0,015 0,016 0,017 0,019 0,020 0,021 0,023 0,0241 0,0254 0,0269
0,26 0,013 0,014 0,015 0,016 0,018 0,019 0,020 0,0214 0,0225 0,0239
0,27 0,011 0,012 0,013 0,014 0,015 0,016 0,017 1 0,0188 0,0198 0,0209
0,28 0,010 0,011 0,011 0,012 0,013 0,014 0,015 0,0162 0,0171 0,0180
0,29 0,008 0,009 0,009 0,010 0,011 0,012 0,012 0,0135 0,0143 0,0150
0,30 0,006 0,007 0,007 0,008 0,009 0,009 0,010 0,0108 0,0115 0,0121
114
Таблицы, коэфициентов
35.13.26
Таблица значений аз
Ьэ 0,45 0,46 0,47 0,48 0,49 0,50 0,51 0,52 0,53 0,54
Ь9 0,1052 0,1104 0,1156 0,1212 0,1271 0,133 0,139 0,145 0,151 0,158
0,01 0,1021 0,1072 0,1123 0,1177 0,1233 0,129 0,135 0,141 0,147 0,153
0,02 0,0990 0,1040 0,1090 0,1142 0,1196 0,125 0,130 0,136 0,142 0,148
0,03 0,0960 0,1008 0,1056 0,1107 0,1158 0,121 0,126 0,132 0,138 0,144
0,04 0,0930 0,0976 0,1023 0,1072 0,1123 0,117 0,122 0,128 0,134 0,140
0,05 0,0900 0,0944 0,0988 0,1037 0,1087 0,113 0,119 0,124 0,129 0,135
0,06 0,0870 0,0913 0,0953 0,1002 0,1049 0,109 0,114 0,420. 0,125 0,130
0,07 0,0840 0,0882 0,0927 0,0967 0,1011 0,105 0,110 0,115 0,120 0,126
0,08 0,0809 0,0850 0,0891 0,0932 0,0973 0,101 0,106 0,111 0,116 0,121
0,09 0,0778 0,0818 0,0855 0,0897 0,0935 0,097 0,102 0,107 0,111 0,116
0,10 0,0746 0,0785 0,0821 0,0862 0,0899 0,094 0,098 0,102 0,107 0,111
0,11 0,0717 0,0752 0,0786 0,0825 0,0861 0,090 0,094 0,098 0,102 0,107
0,12 0,0686 0,0720 0,0753 0,0789 0,0824 0,086 0,090 0,094 0,098 0,102
0,13 0,0655 0,0687 0,0720 0,0753 0,0787 0,082 0,085 0,089 0,093 0,097
0,14 0,0625 0,0655 0,0687 0,0718 0,0749 0,078 0,081 0,085 0,089 0,093
0,15 0,0595 0,0624 0,0653 0,0683 0,0713 0,074 0,077 0,081 0,084 0,088
0,16 0,0564 0,0592 0,0620 0,0648 0,0676 0,070 0,073 0,077 0,080 0,084
0,17 0,0533 0,0559 0,0585 0,0611 0,0638 0,066 0,069 0,072 0,075 0,079
0,18 0,0501 0.0527 0,0550 0,0575 0,0600 0,062 0,065 0,068 0,071 0,074
0,19 0,0472 0,0495 0,0517 0,0540 0,0564 0,058 0,061 0,064 0,066 Р,069
0,20 0,0441 0,0462 0,0482 0,0505 0,0527 0,054 0,057 0,060 0,062 0,065
0,21 0,0409 0,0429 0,0447 0,0469 0,0489 0,050 0,053 0,055 0,057 0,060
0,22 0,0378 0,0398 0,0411 0,0431 0,0450 0,047 0,049 0,051 0,053 0,055
0,23 0,0347 0,0365 0,0376 0,0394 0,0411 0,043 0,044 0,046 0,048 0,050
0,24 0,0326 0,0327 0,0343 0,0358 0,0374 0,039 0,040 0,042 0,044 0,046
0,25 0,0284 0,0295 0,0310 0,0323 0,0337 0,035 0,036 0,038 0,039 0,041
0,26 0,0252 0,0262 0,0275 0,0287 0,0300 0,031 0,032 0,034 0,035 0,036
0,27 0,0221 0,0230 0,0241 0,0252 0,0263 0,027 0,028 0,029 0,031 0,032
0,28 0,0190 0,0199 0,0208 0,0217 0,0226 0,023 0,024 0,025 0,026 6,027
0,29 0,0158 0,0166 0,0174 0,0182 0,0189 0,019 0,020 0,021 0,022 0,023
0,30 0,0126 0,0134 0,0140 0,0147 0,0153 0,015 0,016 0,017 0,018 0,018 1
115
35.13.28
Таблицы коэфициентов
Таблица значений аз
ь 0,55 0,56 0,57 0,58 0,59 0,60 0,61 0,62 0,63 0,64 0,65
0,165 0,171 0,178 0,185 0,192 0,200 0,208 0,216 0,224 0,234 0,245
э 0,01 0,160 0,166 0,173 0,180 0,187 0,195 0,203 0,210 0,218 0,228 0,238
0,02 0,155 0,161 0,168 0,175 0,182 0,189 0,197 0,204 0,212 0,221 0,230
0,03 0,150 0,156 0,163 0,169 0,176 0,183 0,191 0,198 0,206 0,214 0,223
0,04 0,145 0,151 0,158 0,164 0,171 0,177 0,185 0,192 0,200 0,208 0,216
0,05 0,140 0,146 0,153 0,159 0,165 0,171 0,179 0,186 0,193 0,201 0,208
0,06 0,135 0,141 0,147 0,153 0,159 0,166 0,173 0,179 0,186 0,194 0,201 «
0,07 0,131 0,136 0,142 0,148 0,154 0,160 0,167 0,173 0,180 0,187 0,194
0,08 0,126 0,131 0,137 0,143 0,148 0,154 . 0,161 0,167 0,174 0,180 0,187
0,09 0,121 6,126 0,131 0,137 0,142 0,148 0,154 0,160 0,167 0,173 0,180
0,10 0,116 0,121 0,126 0,131 0,137 0,142 0,148 0,154 0,160 0,166 0,172
0,11 0,111 0,116 0,121 0,126 0,131 0,136 0,142 0,147 0,153 0,159 0,165
0,12 0,106 0,111 0,115 0,120 0,125 0,130 0,136 0,141 0,147 0,152 0,158
0,13 0,101 0,106 0,110 0,115 0,120 0,124 0,130 0,135 0,140 0,145 0,151
0,14 0,096 0,101 0,105 0,110 0,114 0,118 0,123 0,128 0,133 0,138 0,143
0,15 0,092 0,096 0,100 0,104 0,108 0,112 0,117 0,121 6,127 0,131 0,136
0,16 0,087 0,091 0,095 0,099 0,102 0,106 0,111 0,115 0,120 0,124 0,129
0,17 0,082 0,085 0,089 0,093 0,096 0,100 0,105 0,109 0,113 0,117 0,122
0,18 0,077 0,080 0,084 0,087 0,090 0,094 0,098 0,102 0,106 0,110 0,115
0,19 0,072 0,075 0,079 0,082 0,085 0,089 0,092 0,096 0,099 0,103 0,107
0,20 0,067 0,070 0,073 0,076 0,079 0,083 0,086 0,090 0,093 0,096 0,100
0,21 0,062 0,065 0,068 0,070 0,073 0,077 0,080 0,083 0,086 0,089 0,093
0,22 0,057 0,060 0,063 0,065 0,068 0,071 0,074 0,076 0,079 0,082 0,086
0,23 0,052 0,055 0,057 0,060 0,062 0,065 0,067 0,070 0,072 0,075 0,078
0,24 0,048 0,050 0,052 0,054 0,056 0,059 0,061 0,063 0,066 0,068 0,071
0,25 0,043 0,045 0,047 0,049 0,051 0,053 0,055 0,057 0,059 0,061 0,064
0,26 0,038 0,040 0,041 0,043 0,045 0,047 0,049 0,050 0,052 0,054 0,057
0,27 0,033 0,035 0,036 0,038 0,039 0,041 0,043 0,044 0,046 0,047 0,050
0,28 0,028 0,030 0,031 0,032 0,033 0,035 0,036 0,038 0,039 0,040 0,042
0,29 0,023 0,025 0,025 0,02'6 0,027 0,029 0,030 0,031 0,032 0,033 0,035
0,30 0,019 0,020 0,020 0,021 0,022 0,023 0,024 0,025 0,026 0,027 0,028
116
Таблицы коэфициентов
35.13.27
Таблица значений 2* 35.13.27
6Э ь 0,06 0,07 0,08 0,09 0,10 0,11 0,12 0,13 0,14
0,000124 0,000207 0,000304 0,000435 0,000578 0,000770 0,00100 0,00128 0,00160
0,01 0,000120 0,000191 0,000293 0,000420 0,000561 0,000745 0,00097 0,00124 0,00155
0,02 0,000116 0,000184 0,000282 0,000405 0,000544 0,000722 0,00095 0,00120 0,00150
0,03 0,000113 0,000177 0,000271 0,000390 0,000527 0,000700 0,00092 0,00116 0,00146
0,04 0,000109 0,000171 0,000260 0,000375 0,000510 0,000680 0,00090. 0,00113 0,00142
0,05 0,000106 0,000164 0,000250 0,000360 0,000494 0,000660 0,00087 0,00110 0,00138
0,06 0,000102 0,000158 0,000242 0,000346 0,000478 0,000640 0,00084 0,00107 0,00134
0,07 0,000099 0,000153 0,000233 0,000334 0,000462 0,000620 0,00081 0,00104 0,00130
0,08 0,000096 0,000148 0,000226 0,000323 0,000446 0,000600 0,00078 0,00100 0,00125
0,09 0,000092 0,000142 0,000219 0,000312 0,000431 0,000580 0,00075 0,00097 0,00121
0,10 0,000089 0,000138 0,000211 0,000302 0,000417 0,000560 0,00073 0,00094 0,00117
0,11 0,000086 0,000134 0,000203 0,000292 0,000403 0,000540 0,00070 0,00090 0,00112
0,12 0,000083 0,000130 00000196 0,000283 0,000388 0,000520 0,00067 0,00087 0,00108
0,13 0,000080 0,000126 0,000190 0,000274 0,000374 0,000500 0,00065 0,00084 0,00104
0,14 0,000077 0,000122 0,000184 0,000264 0,000360 0,000480 0,00063 0,00081 0,00100
0,15 0,000074 0,000118 0,000178 0,000254 0,000346 0,000460 0,00061 0,00078 0,00096
0,16 0,000071 0,000114 0,000171 0,000244 0,000332 0,000442 0,00058 0,00074 0,00092
0,17 0,000068 0,000110 0,000164 0,000234 0,000319 0,000425 0,00056 0,00071 0,00089
0,18 0,000066 0,000106 0,000158 0,000224 0,000307 0,000410 0,00054 0,00068 0,00085
0,19 0,000063 0,000102 0,000151 • 0,000215 0,000295 0,000395 0,00052 0,00066 0,00082
0,20 0,000060 0,000098 0,000144 0,000206 0,000282 0,000380 0,00049 0,00064 0,00079
0,21 0,000058 0,000093 0,000138 0,000197 0,000270 0,000365 0,00047 0,00061 0,00075
0,22 0,000056 0,000089 0,000132 0,000188 0,000258 0,000350 0,00045 0,00058 0,00072
0,23 0,000054 0,000085 0,000126 0,000179 0,000246 0,000335 0,00043 0,00055 0,00068
0,24 0,000052 0,000081 0,000121 0,000171 0,000235 0,000320 0,00041 0,00025 0,00065
0,25 0,000049 0,000078 0,000116 0,000164 0,000224 0,000305 0,00040 0,00050 0,00062
0,26 0,000047 0,000075 0,000111 0,000157 0,000213 0,000290 0,00038 0,00048 0,00060
0,27 0,000044 0,000071 0,000106 0,000150 0,000202 0,000275 0,00036 0,00046 0,00057
0,28 0,000042 0,000068 0,000102 0,000143 0,000192 0,000260 0,00034 0,00043 0,00054
0,29 0,000040 0,000065 0,000100 0,000136 0,000182 0,000245 0,00032 0,00040 0,00051
0,30 0,000037 0,000062 0,000098 0,000129 0,000173 0,000230 0,00030 0,00038 0,00048
117
35.13.27
Таблицы коэфициентов
Таблица значений
Ьэ ь 0,15 0,16 0,17 0,18 0,19 0,20 0,21 0,22 0,23 0,24
^о.к ьэ -° 0,00191 0,00240 0,00294 0,00349 0,00408 0,00472 0,00549 0,0064 0,0074 0,0083
0,01 0,00186 0,00232 0,00284 0,00338 0,00395 0,00458 0,00534 0,0062 0,0071 0,0080
0,02 0,00182 0,00225 0,00274 0,00327 0,00383 0,00444 0,00520 0,0060 0,0039 0,0078
0,03 0,00177 0,00218 0,00265 0,00316 0,00371 0,00430 0,00506 0,0058 0,0067 0,0076
0,04 0,00173 0,00212 0,00257 0,00307 0,00360 0,00417 0,00493 0,0057 0,0065 0,0074
0,05 0,00168 0,00205 0,00249 0,00298 0,00349 0,00402 0,00480 0,0055 0,0063 0,0072
0,06 0,00163 0,00198 0,00241 0,00289 0,00338 0,00390 0,00467 0,0054 0,0061 0,0070
0,07 0,00158 0,00192 0,00233 0,00280 0,00327 0,00377 0,00454 0,0052 0,0059 0,0067
0,08 0,00153 0,00185 0,00225 0,00271 0,00316 0,00364 0,00441 0,0051 0,0057 0,0065
0,0Э 0,00148 0,00179 0,00217 0,00262 0,00305 0,00351 0,00427 0,0049 0,0055 0,0062
0,10 0,00143 0,00175 0,00210 0,00253 0,00294 0,00339 О.СО414 0,0047 0,0053 0,0060
0,11 0,00138 0,00168 0,00203 0,00244 0,00283 0,00327 0,00401 0,0046 0,0052 0,0058
0,12 0,00133 0,00161 0,00194 0,00235 0,00272 0,00315 0,00388 0,0044 0,0050 0,0056
0,13 0,00129 0,00155 0,00186 0,00223 0,00262 0,00304 0,00375 0,0042 0,0048 0,0054
0,14 0,00124 0,00149 0,00178 0,00217 0,00252 0,00293 0,00361 0,0040 0,0046 0,0052
0,15 0,00119 0,00143 0,00171 0,00208 0,00242 0,00282 0,00347 0,0039 0,0044 0,0049
0,16 0,00114 0,00137 0,00164 0,00198 0,00232 0,00271 0,00333 0,0037 0,0042 0,0047
0,17 0,00109 0,00131 0,00157 0,00190 0,00223 0,00260 0,00320 0,0036 0,0040 0,0045
0,18 0,00104 0,00126 0,00151 0,00181 0,00214 0,00250 0,00307 0,0034 0,0038 0,0043
0,19 0,00100 0,00121 0,00145 0,00173 0,00205 0,0023Э 0,00294 0,0033 0,0037 0,0041
0,20 0,00096 0,00116 0,00139 0,00166 0,00196 0,00228 0,00280 0,0031 0,0035 0,0039
0,21 0,00092 0,00111 0,00133 0,00159 0,00187 0,00218 0,00267 0,0030 0,0033 0,0038
0,22 0,00088 0,00106 0,00128 0,00152 0,00179 0,00209 0,00255 0,0028 0,0032 0,0036
0,23 0,00084 0,00101 0,00123 0,00145 0,00171 0,00200 0,00242 0,0026 0,0030 0,0034
0,24 0,00080 0,00097 0,00118 0,00139 0,00164 0,00191 0,00228 0,0025 0,0029 0,0032
0,25 0,00076 0,00093 0,00113 0,00134 0,00158 0,00182 0,00214 0,0023 0,0027 0,0031
0,25 0,00072 0,00089 0,00108 0,00128 0,00151 0,00173 0,00200 0,0022 0,0025 0,0029
0,27 0,00068 0,00085 0,00103 0,00122 0,00144 0,00164 0,00187 0,0021 0,0024 0,0027
0,28 0,00065 0,00081 0,00098 0,00116 0,00136 0,00155 0,00174 0,0020 0,0023 0,0026
0,29 0,00062 0,00076 0,00092 0,00109 0,00128 0,00146 0,00162 0,0019 0,0021 0,0024
0,30 0,00058 0,00071 0,00086 0,00102 0,00120 0,00138 0,00150 0,0017 0,0020 0,0022
118
Таблицы коэфициентов
35.13.27
Таблица значений Q*
ь 0,25 0,26 0,27 0,28 0,29 0,30 0,31 0,32 0,33 0,34
4^к=° ьэ 0,0093 0,0106 0,0119 0,0133 0,0148 0,0164 0,0183 0,0202 0,0222 0,0242
0,01 0,0090 0,0102 0,0115 0,0129 0,0143 0,0159 0,0176 0,0195 0,0214 0,0234
0,02 0,0088 0,0099 0,0111 0,0125 0,0139 0,0154 0,0170 0,0188 0,0207 0,0226
0,03 0,0085 0,0096 0,0107 0,0121 0,0134 0,0149 0,0165 0,0181 0,0200 0,0219
0,04 0,0082 0,0093 0,0104 0,0117 0,0130 0,0144 0,0160 0,0175 0,0193 0,0212
0,05 0,0080 0,0090 0,0101 0,0114 0,0126 0,0140 0,0155 0,0169 0,0186 0,0205
0,06 0,0077 0,0087 0,0098 0,0110 0,0122 0,0136 0,0150 0,0163 0,0180 0,0198
0,07 0,0075 0,0084 0,0095 0,0106 0,0118 0,0132 0,0145 0,0158 0,0174 0,0191
0,08 0,0072 0,0082 0,0092 0,0103 0,0114 0,0127 0,0140 0,0153 0,0168 0,0184
0,09 0,0070 0,0079 0,0089 0,0099 0,0110 0,0123 0,0135 0,0148 0,0162 0,0178
0,10 0,0067 0,0076 0,0086 0,0096 0,0106 0,0118 0,0130 0,0143 0,0156 0,0172
0,11 0,0065 0,0073 0,0083 0,0092 0,0102 0,0114 0.012Й 0,0138 0,0150 0,0166
0,12 0,0062 0,0070 0,0079 0,0088 0,0098 0,0109 0,0120 0,0132 0,0145 0,0160
0,13 0,0060 0,0067 0,0076 0,0085 0,0094 0,0105 0,0116 0,0127 0,0140 0,0154
0,14 0,0057 0,0064 0,0072 0,0081 0,0090 0,0100 0,0111 0.0122 0,0135 0,0148
0,15 0,0055 0,0062 0,0069 0,0078 0,0086 0,0096 0,0106 0,0117 0,0130 0,0142
0,16 0,0053 0,0059 0,0066 0,0075 0,0083 0,0093 0,0102 0,0113 0,0125 0,0136
0,17 0,0051 0,0057 0,0064 0,0072 0,0080 0,0090 0,0099 0,0109 0,0120 > 0,0132
0,18 0,0049 0,0055 0,0061 0,0069 0,0077 0,0086 0,0095 0,0105 0,0115 0,0126
0,19 0,0046 0,0053 0,0059 0,0066 0,0074 0,0083 0,0091 0,0101 0,0110 0,0121
0,20 0,0045 0,0050 0,0056 0,0063 0,0071 0,0080 0,0087 0,0097 0,0106 0,0116
0,21 0,0043 0,0048 0,0053 0,0060 0,0068 0,0076 0,0083 0,0092 0,0101 0,0111
0,22 0,0041 0,0046 0,0051 0,0058 0,0065 0,0073 0,0080 0,0088 0,0097 0,0106
0,23 0,0039 0,0044 0,0049 0,0055 0,0062 0,0070 0,0076 0,0084 0,0092 0,0100
0,24 0,0037 0,0042 0,0047 0,0052 0,0059 0,0066 0,0072 0,0080 0,0088 0,0096
0,25 0,0035 0,0040 0,0045 0,0050 0,0056 0,0063 0,0069 0,0076 0,0084 0,0091
0,26 0,0033 0,0038 0,0043 0,0048 0,0053 0,0060 0,0С66 0,0073 0,0080 0,0087
0,27 0,0032 0,0036 0,0040 0,0045 0,0050 0,0057 0,0062 0,0069 0,0076 0,0083
0,28 0,0030 0,0034 0,0038 0,0043 0,0048 0,0054 0,0059 0,0065 0,0072 0,0077
0,29 0,0029 - 0,0032 0,0036 0,0040 0,0045 0,0050 0,0055 0,0061 0,0067 0,0073
0,30 0,0027 0,0030 0,0034 0,0038 0,0042 0,0047 0,0052 0,0057 0,0062 0,0068
119
35.13.27
Таблицы коэфициентов
Таблица значений 24
Ьэ ь 0,35 0,36 0,37 0,38 0,39 0,40 0,41 0,42 0,43 1 0,44
0,0262 0,0285 0,0310 0,0337 0,0367 0,0398 0,0432 0,0466 0,0502 0,0537
0,01 0,0254 0,0276 0,0300 0,0327 0,0356 0,0386 0,0419 0,0452 0,0486 0,0521
0,02 0,0246 0,0267 0,0290 0,0317 0,0345 0,0374 0,0406 0,0438 0,0471 0,0505
0,03 0,0238 0,0258 0,0281 0,0308 0,0335 0,0362 0,0393 0,0424 0,0456 0,0489
0,04 0,0231 0,0250 0,0272 0,0299 0,0324 0,0350 0,0380 0,0410 0,0441 0,0473
0,05 0,0224 0,0242 0,0264 0,0290 0,0314 0,0339 0,0368 0,0397 0,0427 0,0458
0,08 0,0217 0,0235 0,0256 0,0280 0,0304 0,0328 0,0355 0,0384 0,0412 0,0443
0,07 0,0210 0,0228 0,0248 0,0270 0,0294 0,0317 0,0342 0,0370 0,0397 0,0427
0,08 0,0203 0,0220 0,0240 0,0261 0,0284 0,0306 0,0330 0,0357 0,0383 0,0412
0,09 0,0196 0,0212 0,0232 0,0252 0,0274 0,0296 0,0318 0,0344 0,0369 0,0397
0,10 0,0189 0,0205 0,0224 0,0242 0,0264 0,0285 0,0307 0,0332 0,0356 0,0382
0,11 0,0182 0,0198 0,0216 0,0233 0,0254 0,0275 0,0296 0,0320 0,0343 0,0367
0,12 0,0175 0,0191 0,0208 0,0224 0,0244 0,0264 0,0285 0,0308 0,0330 0,0353
0,13 0,0168 0,0183 0,0200 0,0216 0,0235 0,0254 0,0275 0,0296 0,0328 0,0340
0,14 0,0162 0,0175 0,0192 0,0207 0,0226 0,0244 0,0264 0,0285 0,0306 0,0328
0,15 0,0155 0,0168 0,0184 0,0199 0,0217 0,0234 0,0253 0,0273 0,0294 0,0316
0,16 0,0149 0,0161 0,0176 0,0191 0,0208 0,0224 0,0243 0,0262 0,0282 0,0303
0,17 0,0143 0,0155 0,0168 0,0183 0,0199 0,0214 0,0232 0,0251 0,0270 0,0290
0,18 0,0138 0,0148 0,0161 0,0175 0,0190 0,0204 0,0222 0,0240 0,0258 0,0278
0,19 0,0132 0,0142 0,0154 0,0168 0,0182 0,0195 0,0212 0,0229 0,0247 0,0266
0,20 0,0126 0,0136 0,0147 0,0161 0,0174 0,0186 0,0202 0,0219 0,0236 0,0254
0,21 0,0120 0,0130 0,0140 0,0154 0,0166 0,0177 0,0193 0,0209 0,0225 0,0242
0,22 0,0115 0,0124 0,0134 0,0147 0,0159 0,0169 0,0185 0,6199 0,0215 0,0232
0,23 0,0110 0,0119 0,0128 0,0140 0,0151 0,0162 0,0178 0,0190 0,0206 0,0222
0,24 0,0105 0*0113 0,0122 0,0133 0,0143 0,0155 0,0170 0,0182 0,0197 0,0212
0,25 0,0100 0,0108 0,0117 0,0126 0,0136 0,0148 0,0162 0,0174 0,0188 0,0202
0,28 0,0095 0,0103 0,0112 0,0120. 0,0130 0,0141 0,0154 0,0166 0,0178 0,0192
0,27 0,0090 0,0098 0,0106 0,0115 0,0124 0,0134 0,0146 0,0157 0,0169 0,0182
0,28 0,0085 0,0093 0,0100 0,0109 0,0118 0,0127 0,0138 0,0148 0,0160 0,0172
0,29 0,0080 0,0088 0,0094 0,0103 0,0112 0,0120 0,0130 0,0140 0,0151 0,0162
0,30 0,0075 0,0082 0,0089 0,0097 0,0106 i 0,0114 0,0122 0,0132 0,0142 0,0152 1
120
Таблицы коэфициентов
35.13.27
Таблица значений 24
6э ' ь' д_-_ 0,45 0,46 0,47 0,48 0,49 0,50 0,51 0,52 0,53 0,54
А.к „ х=0 0,0572 0,0612 0,0654 0,0700 0,0748 0,079 0,085 0,090 0,096 Q, 102
0,01 0,0556 0,0595 0,0636 0,0680 0,0726 0,077 0,082j 0,087 0,093 0,098
I о,о2 0,0540 0,0579 0,0618 0,0660 0,0704 0,075 0,080 0,085 0,090 0,095;
0,03 0,0524 0,0562 0,0600 0,0640 0,0682 0,072 0,077 0,082 0,087 0,092
0,04 0,0507 0,0544 0,0581 0,0617 0,0659 0,070 0,074 0,079 0,084 0,089
, 0,05 0,0490 0,0525 0,0561 0,0395 0,0638 0,067 0,072 0,076 0,081 0,086
0,06 0,0473 0,0505 0,0540 0,0575 0,0616 0,065 0,070 0,074 0,078 0,083
0,07 0,0457 0,0488 0,0520 0,0555 0,0594 0,063 0,067 0,071 0,076 0,080
0(08 ' 0,0440 0,0470 0,0500 0,0535 0,0572 0,060 0,064 0,069 0,073 0,077
0,09 0,0424 0,0452 0,0481 0,0516 0,0550 0,058 0,062 0,066 0,070 0,074 '
0,10 0,0408 0,0437 0,0462 0,0497 0,0530 0’056 0,060 0,064 0,068 0,072
0,11 0,0392 0,0420 0,0442 0,0479 0,0510 0,054 0,058 0,061 0,065. 0,069
0,12 0,0377 0,0404 0,0432 0,0461 0,0491 0,052 0,055 0,059 0,062 0,066 :
0,13 0,0363 0,0388 0,0414 0,0444 0,0473 0,050 0,053 0,057 0,060 0,064 ;
0,14 0,0350 0,0373 0,0397 0,0427 0,0456 0,048 0,051 0,054 0,058 0,061
0,15 0,0337 0,0358 .0,0381 0,0410 0,0438 0,046 0,049 0,052 0,055 0,059
0,16 0,0323 0,0344 0,0366 0,0393 0,0420 0,044 0,047 0,050 0,053 0,056
0,17 0,0310 0,0331 0,0352 0,0378 0,0404 0,043 0,045 0,048 0,051 0,054 !
0,18 0,0296 0,0319 0,0340 0,0364 0,0388 0,041 0,043 0,046 0,049 0,052 '
0,19 0,0284 0,0307 0,0328 0,0350 0,0371 0,039 0,042 0,044 0,047 0,049
0,20 0,0271 0,0294 0,0315 0,0335 0,0354 0,037 0,040 0,012 0,044 0,047
0,21 0,0260 0,0281 0,0301 0,0319 0,0338 0,035 0,038 0,040 0,042 0,045
0,22 0,0249 0,0269 0,0287 0,0303 0,0322 0,034 0,036 0,038 0,040 0,043 -
0,23 0,0238 0,0256 0,0273 0,0287 0,0306 0,032 0,034 0,036 0,038 0,041 :
0,24 0,0228 0,0244 0,0260 0,0274 0,0292 0,030 0,033 0,035 0,037 0,039
0,25 0,0218 0,0232 0,0246 0,0261 0,0277 0,029 0,031 0,033 0,035 0,037 ,
0,26 0,0207 0,0220 0,0234 0,0248 0,0262 0,027 0,029 0,031 0,033 0,035
0,27 0,0196 0,0208 0,0222 0,0236 0,0258 0,026 0,028 0,029 0,031 0,033
0,28 0,0185 0,0197 0,0210 0,0223 0,0235 0,025 . 0,026 0,028 0,029 0,031
0,29 0,0174 0,0186 0,0198 0,0211 0,0222 0,023 0,025 0,026 0,028 0,029
0,30 0,0162 0,0174 0,0186 0,0198 0,0210 0,022 0,023 0,025 0,026 0,028
16
121
35.13.27
Таблицы коэфициентов
Таблица значений
ь 0,55 0,56 0,57 0,58 0,59 0,60 0,61 0,62 0,63 0,64 0,65
о 1 • я о 0,107 0,114 0,121 0,127 0,134 0,141 0,149 0,157 0,166 0,174 0,182
0,01 0,104 0,110 0,117 0,123 0,130 0,137 0,144 0,152 0,160 0,168 0,176
0,02 0,100 0,106 0,113 0,119 0,126 0,133 0,140 0,147 0,155 0,163 0,171
0,03 0,097 0,103 0,109 0,115 0,122 0,128 0,135 0,142 0,150 0,158 0,165
0,04 0,094 0,099 0,105 0,111 0,118 0,124 0,131 0,138 0,145 0,153 0,160
0,05 0,091 0,096 0,102 0,108 0,114 0,120 0,126 0,133 0,140 0,148 0,154
0,06 0,088 0,093 0,098 0,104 0,110 0,116 0,122 0,129 0,135 0,143 0,149
0,07 0,085 0,090 0,095 0,100 0,106 0,111 0,118 0,124 0,130 0,138 0,144
0,08 0,082 0,087 0,092 0,097 0,102 0,107 0,114 0,120 0,126 0,133 0,139
0,09 0,079 0,083 0,088 0,093 0,098 0,104 0,110 0,115 0,121 0,128 0,134
0,10 0,076 0,080 0,085 0,090 0,095 0,100 0,106 0,111 0,117 0,123' 0,129
0,11 0,073 0,077 0,082 0,086 0,091 0,096 0,102 0,107 0,112 0,118 0,124
0,12 0,070 0,074 0,079 0,083 0,088 0,092 0,098 0,103 0,108 0,114 0,119
0,13 0,068 0,071 0,076 0,080 0,084 0,089 0,094 0,099 0,104 0,109 0,114
0,14 0,065 0,069 0,073 0,077 0,081 0,085 0,090 0,095 0,100 0,105 0,110
0,15 0,062 0,066 0,070 0,074 0,078 0,082 0,086 0,091 0,096 0,100 0,105
0,16 0,059 0,063 0,067 0,071 0,075 0,078 0,083 0,087 0,092 0,096 0,101
0,17 0,057 0,060 0,064 0,068 0,072 0,075 0,079 0,083 0,088 0,0912 0,096
0,18 0,055 0,058 0,061 9,065 0,069 0,072 0,076 0,080 0,084 0,088 0,092
0,19 0,052 0,055 0,059 0,062 0,066 0,069 0,072 0,076 0,080 0,084 0,088
0,20 0,050 0,053 0,056 0,059 0,063 0,065 0,069 0,073 0,076 0,080 0,084
0,21 0,047 0,050 0,053 0,056 0,060 0,063 0,066 0,069 0,073 0,077 0,080
0,22 0,045 0,048 0,050 0,053 0,057 0,060 0,063 0,066. 0,070 0,073 0,076
0,23 0,043 0,045 0,048 0,051 0,054 0,057 0,060 0,063 0,066 0,070 0,073
0,24 0,041 0,043 0,046 0,048 0,051 0,054 0,057 0,060 0,063 0.066 0,069
0,25 0,039 0,041 0,043 0,046 0,049 0,051 0,054 0,057 0,060 0,062 0,065
0,26 0,037 0,039 0,041 0,043 0,046 0,048 0,051 0,054 0,057 0,050 0,062
0,27 0,035 0,037 0,039 0,041 0,043 0,046 0,048 0,051 0,054 0,056 0,059
0,28 0,033 0,035 0,036 0,039 0,041 0,043 0,045 0,048 0,051 0,053 0,055
0,29 0,031 0,033 0,034 0,036 0,038 0,041 0,043 0,045 0,049 0,050 0,052
0,30 0,029. 0,031 0,032 0,034 0,036 0,038 0,040 0,042 0,045 0,047 0,049
122
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Е. П. Гроссман. Флаттер. Труды ЦАГИ, вып. 284, 1937.
2. Е. П. Г р о с с м а н, М. В. Келдыш, Я. М. Пархомовский. Вибрации
крыла с элероном. Труды ЦАГИ, вып. 337, 1937.
3. А. И. Комай. Совместные колебания крыла с сосредоточенными грузами.
Труды ЦАГИ, вып. 472, 1940.
4. М. В. К е л д ы ш. Вибрации крыла с мотором. Технический отчет ЦАГИ за
2-е полугодие 1939 года (для служебного пользования).
5. М. В. К ел ды ш и Я. М. П а р х о м о в с к и й. Колебания крыла с упруго-
подвешенным мотором. Труды ЦАГИ, вып. 535, 1941.
6. Е. П. Гроссман. Изгибно-элеронный флаттер. Труды ЦАГИ, вып. 534, 1941.
7. Е. П. Г россман. Флаттер хвостового оперения. Труды ЦАГИ, вып. 501,1940.
8. Я. М. Пархомовский. Крутильно-рулевой флаттер хвостового оперения.
Труды ЦАГИ, вып. 524, 1940.
9. Я. М. Пархомовский и Л. С. Попов. Об учете инерции проводки
управления и расчете весовой балансировки элеронов и рулей. „ТВФ“ № 7, 1940.
10. Я. М. Пархомовский. Инерционные демпферы как средство повышения
критической скорости флаттера. Труды ЦАГИ, вып. 542, 1941.
11. Е. П. Гроссман. Курс вибраций частей самолета. Оборонгиз, 1940.
СОДЕРЖАНИЕ
Стр. Л4
Объем расчета самолета на флаттер..........................’......... . 3 35100
Основные конструктивные мероприятия по устранению флаттера................. 6 35200
Метод определения критической скорости изгибно-крутильного флаттера
крыла'..................................................................... 8 35300
Метод определения критической скорости изгибно-крутильного флаттера крыла
с сосредоточенными грузами . . ...........................................14 35400
Метод определения критической скорости изгибно-крутильного флаттера,
крыла С мотором.......................................................... 19 35500
Метод определения критической скорости .флаттера крыла с подкосом . . 25 35600
Элеронный флаттер........................................................ 29 35700
Расчет горизонтального хвостового оперения на флаттер..................... 35 35800
Балансировка органов управления и инерционное демпфирование............... 53 35900
Определение инерционных характеристик..................................... 58 35.10.00
Расчет частот собственных колебаний и корректировка расчетов флаттера . . 65 35.11.00
Проектирование, изготовление и испытание на флаттер динамически подобных
моделей крыльев 73 35.12.00
Формулы и таблицы аэродинамических коэфициентов вибрирующего крыла
с элероном и хвостового оперения с рулями................................. 84 35.13.00
Для служебного пользования
Экз. №
РАСЧЕТ ЭЛЕМЕНТОВ
КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА
— 36000 —
РУКОВОДСТВО
ДЛЯ
КОНСТРУКТОРОВ
Том I
ИЗДАНИЕ 2
ИЗДАТЕЛЬСТВО
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НКАП
19 4 3
Оос + авиЛИ:
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
А. С. ГРИГОРЬЕВ, инженер
А. А. ДУБРОВИН, инженер
Н. Н. КОРЧЕМКИН, инженер
М. Л. ЛУРЬЕ, кандидат технических наук
М. П. МАРКОВЕЦ, кандидат технических наук (ВИАМ)
К. А. МИНАЕВ, кандидат технических наук
Г. А. ОЛЕЙНИКОВ, инженер
А. Ю. РОМАШЕВСКИЙ, профессор
И. И. ФАЕРБЕРГ, кандидат технических наук
Редактор раздела 6 (36000)
М. Л. ЛУРЬЕ, кандидат технических наук
Редактор части 3 (30000)
С. Н. ШИШКИН, доктор технических наук
Редактор Руководства для конструкторов
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
Ответственный редактор А. А. Горяйнов
Объем 15 печ. л„ 42 880 зн. в печ. л.
Подписано к печати 13/1V 1943 г.
Учетно-авторских листов J6
ЦВЦ РККА № 4865
Тип. изд-ва БИТ НКАП
Зак. № 182
ТАБЛИЦЫ ФИЗИЧЕСКИХ И МЕХАНИЧЕСКИХ СВОЙСТВ
АВИАЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ
Принятые обозначения физических и механических
свойств материалов
36100
36101
Наименование свойства Обозна- Единица
чение измерений
Вес единицы объема....................................... 7 г!см3
Металлы
Временное сопротивление разрыву (коэфициент крепости) . . кг'мм-
Условный предел текучести при растяжении (остаточная
деформация 0,2%) . ..................................... а,
Предел усталости при изгибе при симметричном цикле ... aw
Относительное удлинение после разрыва на длине I — 5 d,
Z = 10 d и Z = 11,3 yrF................................% 8ln и Si 1,3/? %
Сопротивление срезу...................................... тср кг.и.и2
Относительное сужение шейки после разрыва................ ф %
Удельная ударная вязкость при изгибе образца 10Х10Х
X 60 мм с надрезом Менаже глубиной 2 мм нг=1 мм . . ak кг м!см‘>-
Твердость по Бринеллю (шарик d = 10 мм)................... Нр кг’мм2
Модуль упругости (модуль Юнга)............................ Е
Модуль касательной упругости (модуль сдвига).............. G
Коэфициент Пуассона....................................... ц . —
Древесина
Временное сопротивление сжатию, растяжению вдоль волокон айсж, аь
Временное сопротивление статическому поперечному изгибу аь и
Временное сопротивление скалыванию вдоль волокон .... т
Временное сопротивление кручению.......................... ткр
Модуль упругости при растяжении и сжатии вдоль волокон . Е
Модуль сдвига при кручении ............................. G
Предел пропорциональности прис жатии, при растяжении вдоль
кг/см2
ВОЛОКОН ............................................... еж- °, р
Предел пропорциональности при сжатии поперек волокон . . 3/7СЖ_
Фанера
Временное сопротивление растяжению вдоль, поперек волокон
рубашки и под углом 45° к волокнам рубашки..............3* ' > Зг> а. и 3* 45 кг/см2
Временное сопротивление чистому срезу вдоль, поперек воло-
кон рубашки и под углом 45’ к волокнам рубашки . . Тц, и
Временное сопротивление срезу при перекашивании вдоль во-
локон рубашки и под углом 45°.............................. 'Si i| н % 45
Модуль упругости при растяжении вдоль, поперек волокон
рубашки и под углом 45" к волокнам рубашки...........Ец, Ех и Bi5
Коэфициент Пуассона при растяжении вдоль, поперек воло-
кон рубашки и под углом 45’ к волокнам рубашки ... |*ц, J*x и р45 —
Толщина фанеры.............................................. 8 мм
Число листов шпона ......................................... п —
3
36110-36112
36110
СТА
36111 Малоуглеродистые стали
Диаметр или толщи- на [мм] Механические свой
Название материала Полуфабрикат Марка Состояние материала с-1 810 [%]
Малоуглеро- дистая сталь Листы тонкие 0,8 Отожженные До 4 вклю- чительно 28-38 — 26
«> Малоуглеро- дистая сталь Прутки Прутки Листы тонкие Листы тонкие Листы толстые 10 Отожженные или нор- мализованные, или после высокого отпуска Нагартованные Отожженные • Отожженные и оцин- кованные Отожженные или нор- мализованные, или после высокого отпуска ) До 4 1включи- । тельно 1 Выше 4 СЧ СЧ ОО сч rf rf СО М* II III СЧ СЧ rf СО СО СО СЧ СЧ 18 85 30 30 22 27
Малоуглеро- дистая сталь Листы тонкие Листы толстые Трубы тонкостен- ные Трубы толстостен- ные Полосы горячека- танные Трубы тонкостен- ные электро- сварные 20А 20 20А 20 20А 20А Отожженные Отожженные или нор- мализованные, или после высокого отпуска Отожженные Горячекатанные без термической обработки Нормализованные Отожженные До 4 Выше 4 40—55 40—55 40 40 40 40 22 24 24 20 20 24 20
Малоуглеро- дистая сталь Прутки Прутки Трубы толсто- стенные 25 Отожженные или нор- мализованные, или после высокого отпуска Нагартованные Горячекатанные без термической обработки 43-55 43 24 ®5 18 18 ’
Для всех марок Е — 21 000 кг/мм2 и -( = 7,85
36112
Среднеуглеродистые стали
Название материала Полуфабрикат Марка Состояние материала Диаметр или толщи- на [мм] Механические свой
[5и'И'/гл] «о I [кг/мм2] ч [и]
Прутки Отожженные или мализованные, или высокого Отпуска нор- после • — 52-65 28 15
Среднеуглеро- дистая сталь Прутки 35 Нагартованные — —. —
Листы толстые Отожженные или мализованные, или высокого отпуска нор- после Выше 4 50-65 — 18
4
Материалы
Л И
марок 08, 10, 20, 20А и 25
ства при поставке Технологические свойства Сопротив- ление кор- розии Применение
V© О4 х со тср [кг/мм2] .1 о -Д со х пластич- ность сваривае- мость обработка резанием
— — — — — Высокая Отличная — -
55 — 88—117 — —
— Не более 269 — — •
III J — 1 1 1 — — Высокая Отличная Сваренные и штампованые детали: баки, узлы, уши
— 112-152 — —
50 55 — 112 — — Высокая Хорошая Удовлетво- рительная — Сварные и штампованые де- тали (подмоторные рамы пфю- зеляжи для учебных машии, башмаки, узлы, косынки и т. п.). После алитирования сталь при- меняется для выхлопных кол- лекторов взамен стали HIT
50 — 118— 152 — --
— — Не более 269 — — Хорошая Удовлетво- рительная’ — Болты, гайки, винты и шайбы
50 118 — — 1
марок 35, 45А и 45 1 !
ства при поставке Технологические свойства i О.
ffl С-1 S °
[%] Ф нв [кг/мм \р [кг/мм о -д. х пластич- ность сваривае- мость обработка резанием । Conpoi 1 ление розии Применение
45 — 143-181 — —
— -— Не более 269 — — — Удовлетво- рительная Хорошая — Болты, гайки, винты, шайбы и т. п.; поковки малых и сред- них размеров
— — 140-181 — — i 1 *
5
36112-36113
Название материала Полуфабрикат Марка Состояние материала 1 Диаметр или толщи- на [мм\ М< гханические свой
[кгмм-] [’/»] .
36113 Среднеуглероди- стая сталь для лент-расчалок Прутки для расчалок 45А (PC) Закаленные с отпуском 600°— 650° Закаленные с отпуском 600°-650° — 70-85 70-90 — 11 11
Среднеуглероди- стая сталь Для всех марок Прутки Прутки Трубы толстостен- ные Полосы горячека- танные £ = 21 000 кг, мм2 45 и t = 1,1 Отожженные или норма- лизованные, или после высокого отпуска Калиброванные Горячекатанные без тер- мической обработки Нормализованные 5 Хромо-ма{ )ганцевс 60-75 60 60 )-крем 32 32 нистг 8а 12 °п,з Г 12 15 1я сталь
Название материала Полуфабрикат Марка Состояние материала Диаметр или толщи- на [лш] j Механические свой
рр S о S? п см 1 ь 1 [кг/мм2]' 8и,зУ^' [%]
Хромансиль Листы тонкие Листы толстые Трубы тонкостен- ные Трубы тонкостен- ные Трубы тонкостен- ные Трубы тонкостен- ные Трубы толстостен- ные Профили Профили 1 (рутки горячека- танные Прутки калибро- ванные Прутки горячека- танные Полосы горячека- танные Поковки Готовые изделия Готовые изделия ЗОХГСА После низкого отжига Отожженные или норма- лизованные, или после высокого отпуска Отожженные Нормализованные или по- сле высокого отпуска Закаленные с отпуском Закаленные с отпуском Закаленные с отпуском 510”—570° После низкого отжига Отожженные 890° Закаленные в масле 880°—900°, отпуск 200° -225° с охлажде- нием иа воздухе После низкого отжига Нагартованные без тер- мической обработки Закаленные в масле с отпуском 510°—570° Закаленные,' в масле с отпуском’510°-570° Закаленные в масле с отпуском 510°—570° Закаленные в масле 870°—890°, отпуск 375°—600° Закаленные в масле 870°—890°, отпуск 200°—225° До 4 Свыше 4 55—75 50-75 50 70-95 125-145 140-160 но 50—70 > 160 50-70 50-95 ПО НО 110 90-140 160 30 30 30 30 85 85 85 65—100 130 16 15 18 И 5 5 10 16 8ц, зУ £ >5 10 10 10 11 -5 5
6
Материалы
ства ггри поставке | Технологические свойства Сопротив- ление кор- розии Применение
и' 1 CQ Й ts* х тср [кг/мм2] во х пластич- ность сваривае- мость обработка резанием
55 50 6 .6 194—235 194—247 — — Хорошая — — Ленты-расчалки, валики и муфты
40 40 1 I 40 1 — 167-207 Не более 269 167 — — Удовлетво- рительная Хорошая Обрабатываемые резанием де- тали с прочностью до 90 кг/мм2; болты, гайки, винты и т. п.; различные^.поковки малых и средних размеров
(хромансиль) ЗОХГСА и Л35ХГСА
:тва при поставке Технологические свойства Гр Оч
3? « 3? х 3- g сТ"1 A. S о х со ° N пластич- ность сваривае- мость обработка резанием 1 Сопроти 1 ЛСИИС КС розии Применение
45 55 55 45 45 45 55-45 45 6 8 8 10-5 6 152-221 302—363 152—223 152-212 152-269 302—363 302-363 302-363 255-400 450-510 64-100 120 25-33 25-33 25-33 25-33 40-54 60 В отожжен- ном состоянии удовлетвори- тельная 1 Хорошая Удовлетво- рительная Ответственные сварные и клепаные детали и конструк- ции: сварные узлы, фюзеляж, лонжероны, подмоторная рама, детали шасси и др.; болты, цилиндры амортизаторов, сое- динительные стаканы и проч. -
7
36113-36115
Название материала Полуфабрикат Марка Состояние материала Диаметр или толщи- на [.ил] Механические свой
гл] во 6И,3 /£ [%1
Закалка в масле 890° + + 10°, отпуск 570°—600° — 100 85 8
• Сталь хромансиль для фасонных отливок Литье в песок.очи- щено в барабане или на песко- струйном аппа- рате Л35ХГСА Закалка в масле890°+10°, отпуск 630°—670° Нормализованные для деталей сечения не бо- лее 8—10 мм при 900°—950° и отпуске 620°—660° — 80 80 60 50 12 20
Отжиг 840°—860° 65 40 20
Для хроманснля Е = 21 000 кг.'мм2 и у =7,85
36114 Хромо-молибденовая
36115 Хромомолибдено- вая сталь £ = 21 000 кг Аустенитная хромо-пикелевая сталь (нержавею- щая) Листы Трубы Трубы Трубы Прутки Прутки Прутки Готовые изделия Готовые изделия мм’’- и у = 7,85 Ленты Ленты Ленты ЗОХМА Я1-Я2 Отожженные Отожженные Нормализованные Закаленные с отпуском После низкого отжига Нагартованные Закаленные с отпуском 300°—600° Закалка 870°—890° в масле, отпуск 550° - 575° Закалка 870°-890° в масле, отпуск 350° — 375° А Холоднокатанные Холоднокатанные Термически обработан- ные устенит 45—65 45-65 70-90 120-140 130-95 95 130 ные 1 100-110 110 58 75 105 1ержа 75-90 90 22 16 18 11 5 7-15 10 5 веющие 15 8 45
Аустенитная хромо-марганце- во-никелсвая сталь (нержавею- щая конструк- ционная) Ленты Ленты Ленты ЭИ-100 Термически обработан- ные мягкие „М“ Нагартованные „1Г Особо нагартованные .он- — 65 100-120 120 __ 40 15 10
Аустенитная хромо-никелевая сталь с титаном Для всех марок 1 Леиты Листы £= 21 000 кг[мм2 } Я1-Т и у = 7 Термически обработан- ные мягкие ,М“ Т равленые ,85 — 54-70 54 — 40 6-, 40
8
Материалы
В ства уФ о4 при ле 'j « s7 £ поставке S? у? тср 1 [кг/мм2] S- Технол пластич- ность огические се сваривае- мость ойства обработка резанием Сопротив- ление кор- розии Применение
20 30 40 40 ста 50 40 ста 2,5 4 4 4 ль г 9 6 ЛИ 285 225 220 180 ЮХМА 152—212 152—269 280 375 И, Я2, — 86 115 ЭИ-1 z 42 56 00 В отож- женном состоя- нии удов- летвори- тельная и Я1-Т В зака- ленном состоя- I НИИ очень высокая Хорошая Отличная Хорошая — Узлы фюзеляжа, крыла и лонжероноц. Детали ног шасси: траверса, муфта, уши, кре- стовины, кронштейны, гнездо, упор, зажим, рым, верхний подкос шасси и пр. Детали костыля: башмак, крюк, вилка. Детали лафета пушки: крон- штейн задний, кронштейн пе- редний, хомут передний, ниж- няя часть хомута, хомут со стержнем задний и др. Применялась до 1940 г. для изготовления ответственных сварных, штампованых деталей, узлов, косынок, деталей шасси. В настоящее время заменена марками 25ХГСА и ЗОХГСА Детали крыла, фюзеляжа, лонжеронов, оперения; поплав- ки, лодки, обшивка лыж; дета- ли вооружения. Может быть заменена сталью ЭИ-100. В по- следние годы применение не- ржавеющих конструкционных сталей в самолетостроении не- значительно
I — — — — В зака- ленном состоя- нии до- вольно высокая Отличная — Повы- шен- ное Применяется как заменитель сталей Я1 и Я2 для деталей, не подверженных действию высо- ких температур. В последние годы применение нержавеющих конструкционных сталей в са- молетостроении незначительно
— — — — - После закалки очень высокая Отличная — — Выхлопные коллекторы, глу- шители, сопловый аппарат тур- бокомпрессора и другие дета- ли, работающие при высоких температурах (не выше 900°); частично заменяется сталью марки 20 алитированной
9
9
36120—36122
36120
36121
ЦВЕТНЫЕ
Алюминий А и алюминиево-
Механические
Название Полуфабрикат Марка Состояние или [мм] по техниче- ским условиям типич
материала материала Диаметр толщина Ж о «5й [кг/мм2] 5Г* со [%] 018
Листы и ленты АН AM AM Нагартованные Отожженные Отожженные 0,3—10 0,3—0,8 1-10 и <11 < 11 6 20 25 14 Для 10 нагар 12
Алюминий Прутки АН AM Нагартованные О гожженные ОО 00 1 1 о о 11 < 11 6 25 9 Для 3 ото» 30
Трубы АН AM Нагартованные Отожженные — 12 <И 6 20
Листы и ленты АМцМ АМцМ АМцП Отожженные Отожженные Пол у нагартованные 1 _р о ! f Г “ И Й С5 1 11-14,5 11-14,5 14,5-20 20 18 6 Для Haraf 5
Алюминиево- марганцевый сплав Прутки После горячей совки После горячей совки После горячей совки После горячей совки прес- прес- прес- прес- 8-50 51—100 101—150 151 200 11 10 9 8 18 16 14 12 22 18
Трубы АМцН АМцМ Нагартованные Отожженные — 13,5 >13,5 1 — 16 Для г 13 олуна 10
Профили прес- сование АМцМ j Отожженные — 10 16 13 Для 5 ото» 20
Проволока и заклепки — Нагартованные до 15% 2—4
Для всех сплавов Е = 7 200 кг/мм2, 0 = 2 700 кг1мм2 и (л = 0,33. Удельный вес f для сплава
36122 Дураль для листовых полуфабри- катов Д-17 Листы и ленты Ал к л ед Д17-М Алклед Д17-Т Дураль Отожженные Закаленные ДЛЯ ли 0,3—1,5 1,6-3 3,1-10 0,3-6 6,1—10 стовь <22 <23 <24 35 33 X по. 12 12 10 15 12 чуфабрикатов Для закален 38 22 18 Для отож 18 | 11 18
Плиты Закаленные 12—19 20-30 34 30 10 8
10
Материалы
МЕТАЛЛЫ
марганцевый сплав АМц
свойства Технологические свойства Сопротивление ! коррозии Применение
ные пластич- ность сваривае- мость обработка резанием
[%] 57" Т Ср [кг;мм2] &k 1 [кг м см2] Cd 3* х
тованиого
60 жени 80 32 ого 25 — — 5 4 Высокая Хорошая Неудовле- творитель- ная Высо- кое Для элементов конструкции, не несущих нагрузки и требую- щих применения ' материала с высокими пластическими свой- ствами, хорошей свариваемо- стью, высоким сопротивлением коррозии или высокой тепло- и электропроводимостью (де- тали вентиляционной системы самолета, защитные трубки электропроводки и т. д.)
товаииого
50 55 11 7 Для иагар- тованного низкая
гарте 55 жеин >ваиног 40 ого о 10 — 6,5 Для полуна- гартованно- го средняя Хорошая
70 30 8 — 5,5 Для отож- женного высокая
А — 2,71 и для АМц -= 2,72
Высо-
кое
Сварные авиабаки, нагру-
женные детали, изготовляемые
глубокой вытяжкой, бензино- и
маслопроводка, проволока и
заклепки, арматура баков
Д-17 и дураль повышенной прочности Д-16
иого (алклед)
32 100
жеиного (алклед)
40 45
В отож- В отож-
женном женном
состоянии состоянии
средняя обрабаты-
Удовле- вается с 4) CD
твори- трудом,
тельная в закален- и СХ<
ном— удов- и
летвори-
тельно
Силовые элементы конструк-
ции самолета (детали каркаса,
обшивка, шпангоуты, нервюры,
лонжероны и т. д.)
11
36122—36123
Название материала Полуфабрикат Марка Состояние материала Диаметр или толщина [мм] । ло те ским у о -Л Sa g | 8io [%] р [гЯ0ИГ'2Л] | 1 1 ° 1 ехани м ае о4* тескис ТИПИ1 у©1 О'- о бЗ"1
Листы и ленты Алклед Д16-М Алклед Д16-Т Алклед Д16-ТН Отожженные Закаленные Нагартованные после закалки , 0,3-6 6,1-10 0,3-3 3,1-4 4,1—6 6,1—10 0,3-1,2 <21,5 <21,5 40 39 38 36 43 12 10 15 15 13 И 8 42 Для з 28 зкалег 18
Дураль повы- шенной проч- ности д-16 Плиты Закаленные 12-19 20 -24 25-30 35 35 33 ООО lO 18 Для 10 Дл 30 ото» 18 я закг 17
Профили прессование Д16-М Д16-Т <25 40 10 10 46
Для всех Проволока сплавов Е = 7 20 ) кг/мм2, Нагартованные до 15% G = 2 700 кг! мм? и р 1,54-2,54 2,94—3,44 3,94 4,92 4,92-6,92 = 0,33, v <26 <25 <25 <25 <25 = 2,8 4 5 6 7 8 21 Для 11 отож 18
36123
Дураль Д1 и дураль повы
Прутки Д1-Т Д1-М Закаленные Отожженные 8—50 52—80 85—120 130—150 160—200 8-50 38 36 34 32 32 <25 10 10 10 10 8 10 ! 1 1 Для зака 42 । 24 15
Профили Д1-Т Д1-М Закаленные Отожженные — 35 <25 10 10 Для отож 21 И 18
Дураль Д1 Катаная заготовка Закаленная 40-60 61-80 81-100 38 35 32 12 8 5
Штамповки Д1-Т Закаленные — 38 10
Трубы Д1-Т Д1-М Закаленные Отожженные <20 >20 все раз- меры 38 36 <25 10 10 10
Проволока Нагартованные до 15% 1,54—1,94 2,24—3,44 3,94-7,92 20—30 20—30 20—30 3 4 6
Материалы
свойства Технологические свойства Сопротивление коррозии Применение
ные пластич- ность .сваривае- мость обработка резанием
(р [%] CI 3S со ie сТ1 si S-»S ak [кг м;смг] Cl »S co x
ного 28 жени 38 лени женн uieFi лени 30 женн (алкле 105 ого (а; 42 ого 105 ого 42 1НОЙ ого Д1 100 ого Д1 45 д) шлед) - проч -т -м - ! 1 - 3 ноет 3 ) t - 11,5 t И Д6 10,5 В отож- женном состоянии средняя В отож- женном состоянии средняя Удовле- твори- тельная В закален- ном со- стоянии удовлетво- рительная В отожжен- ном состоя- нии пони- женная Для отож- женного состояния понижен- ная Для зака- ленного состояния удовлетво- рительная Среднее Среднее — , Силовые элементы конструк- ции самолета (детали каркаса, обшивка, шпангоуты, нервю- ры, лонжероны, заклепки и т. д.). Заклепки ставятся в кон- струкцию в свежезакаленном состоянии (не позже 20 мин после' закалки) Силовые элементы конструк- ции самолета (детали каркаса, шпангоуты, стрингеры, лонже- роны, стойки, заклепки, лопа- сти воздушных винтов). За- клепки ставятся в конструкцию свежезакаленными (не позднее 2 час после закалки)
13
36123 36124
Название материала Полуфабрикат Марка Состояние материала Диаметр или толщина [ил] М эхани веские
по техниче- ским условиям типич
’0 [кг/мм2] Вщ [%] [кг/мм2]\ [ггги''гл] [%] °'8
Дураль повышенной прочности Д6 Листы и ленты Алклед Д6-Т Алклед Д6-ТН Алклед Д6-Н Закаленные Нагартованные после закалки Отожженные 0,3—2,5 2,6-4 4,1 - 6 6,1- 10 0,3-1,2 0,3-3 >3,1 40 39 38 36 43 <23 <24 15 15 13 11 8 12 10 42 20 46 22 Дл{ 28 Для 11 Для 30 Для 11 зака 17 ОТОЖ 15 зака 15 отож 15
Плиты Алклед Д6 Закаленные 12—19 20 -24 25-30 36 36 34 8 6 5
Прутки Д6-Т Д6-М Закаленные Отожженные 8—50 52—100 110—150 160—200 8-50 43,5 42 ' 40 38 <25 10 10 10 8 10
Трубы Д6-т Д6-М Закаленные Отожженные Толщина стенки до 3 мм 3,5-6 6,5—7 До 3 мм С вы ше 3 мм 44 43 42 <25 <25 10 10 10 12 10
Для всех сплавов Е = 7 200 кг! мм2, G = 2 700 кг/мм2, р = 0,33 и f = 2,8
36124
Силумин АЛ-2, силумин специальный
Название материала Полуфабрикат Марка Состояние материала Диаметр или толщина [леи] 1 о Г с уог 'гл] «о техниче словиям । «о‘ М :кнм щ S; -С м °b S [кг!мм2] ® ческне типи * ч
Силумин АЛ-2 Отдельно отлитые образцы АЛ-2 Литой в землю или в кокиль модифициро- ванный Литой в кокиль не мо- дифицированный 16 15 4 3 50 50 Л 18 нтой 8
Силумин специаль- Отдельно отлитые образцы АЛ-9 Литой в землю термо- обработанный Литой в кокиль Литой под давлением 18 16 15 4 2 1 50 50 50 Лг 20 1ТОЙ £ 11
ный АЛ-9 Вырезанные из деталей образцы Литой в землю термо- обработанный 14 2,5 50
14
Материалы
свойства Технологические свойства Сопротивление коррозии Применение
ные пластич- ность сваривае- мость обработка рззаиием
Ф [%] ТГ1 * -С w [ънгк!гя] d\ гм] сч «——t
тенш - женн ленн женн 48 эго (ал 105 ого (ал эго Д6 105 ого Д6 клед) клед) -Т ~~ -М Д6-Т - Д6-М 2,5 — В отож- женном состоянии низкая Для зака- ленного состояния удовлетво- рительная В отожжен- ном состоя- нии обраба- ты вается с трудом - Силовые элементы конструк- ции самолета (детали каркаса, обшивка, шпангоуты, нервюры, лонжероны, стойки и т.' д.)
АЛ-9 и алюминиевый сплав АК-6
свойства ные Технол пластич- ность огнческие с сваривае- мость зопства обработка резанием 1 Сопротивление 1 коррозии' Применение
S5 [%] [%] ф 1 т ; ср [кг/мм2] Л с» 5*
землю б МОДГ 1фици 55 эоваш 13 тый 4 Удовле- твори- тельная Удовлетво- рительная Удов- летво- ри- тсль- ное Детали авиаколес, во- оружения, агрегатов и приборов
землю 6 тер иообр 55 аботаг ШЫЙ 4,5 Хорошая Удовлетво- рительная Высо- кое Кронштейны, приборы и другие самолетные детали- небольшой или средней нагруженности, имеющие сложную кон- фигурацию, а также де- тали, подвергаемые свар- ке
15
36124—36125
Механические
Название Полуфабрикат Марка Состояние ИЛИ [лги] по техническим условиям ТИПИЧ
материала материала Диаметр толщина 1 । .. сТ"1 со х О' я* со ОТ"1 со х 3S [кг,1 мм2]
Штамповки Закаленные 38 8|0 6 95
Авиаль 3 (оригиналь- ный отече- ственный сплав) АК-6 Поковки Закаленные 34 5 95
Прутки Закаленные 8-50 50—100 100—150 Больше 150 36 34 32 32 12 10 10 8 42 Для 24
Катаная заготовка Закаленная 40-60 61-80 81—100 37 36 32 10 7 4
Для всех сплавов £"= 7 200 лгг/.ил2, G = 2 700 кг!мм2 и р. = 0,33. Удельный вес 7 для сплава АД-2
36125 Магниевые сплавы
Название материала Полуфабрикат Марка Состояние материала Диаметр или толщина [мм] ПО т л ехничес условия о *©" М КИМ и ЕТ"1 £ и 5? 1 ехани •й* t> ie веские ТИПИЧ сч «——t
МА-1 Листы и ленты Отожженные 0,6—3 3-10 19 17 4 3 Для 21 ОТОИ 12,
Прутки Прессование 12-180 18 2
МА-2 Прутки Прессование 12-180 24 5 26 16
МА-4 Отдельно отли- тые образцы Отдельно отли- тые образцы Отдельно отли- тые образцы Литой в землю Литой в землю, термо- обработка Т4 Литой в землю, термо- обработка Тб 16 21 22 85 3 4 2 55 55 65 Для 24 1ИТОГС 10
МА-5 Для сп Для сп Для сп Для сп Отдельно отли- тые образцы Отдельно отли- тые образцы Отдельно отли- тые образцы лава МА-1 Е = лава МА-2 Е — лава МА-4 Е = лава МА-5 Е — 4 000 кг'л 4 100 кг) л 4 300 кг: л 4 300 кг!л Литой в землю Литой в землю, термо- обработка Т4 Литой в землю, термо- обработка Т-6 !м2, G = 1 600 кг] мм2, im2, G = 1 600 кг/мм2, iM2, G = 1 700 кг: мм2, гм2, G — 1 700 кг, мм2, > = 0,34 и л = 0,34 и х = 0,34 и а = 0,34 и 15 21 22 7=1,' 7=1, 7=1, 7=1,1 2 4 2 Гб 78 S3 3 55 55 70 Для л 24 итого 10
16
Материалы
свойства Технологические свойства Сопротивление коррозии Применение
ные пластич- ность сваривае- мость обработка резанием
[%] ф [%] сд 5* I; se Cl р ье «——t Л <3 3 £ 04 t> -< to х
закале вю 10 равен зниого 2,65, 100 для А Л-9- 2,66 и ДЛЯ АК-6—2,75 Хорошая Среднее Штампование и ко- ваные детали сложной формы
МА-1, МА-2, МА-4 и МА-5
свойства Технологические свойства 1 Сопротивление коррозии Применение
аые eix О ео ф [%] С-1 тср [кг/мм2] 1 ak [кг м1см*] ез Я* £ пластич- ность сваривае- мость обработка резанием
же инс 8 го 45 — 0,5 7,5 В горячем состоянии высокая, при комнат- ной—пони- женная Хорошая Отличная Отио- си- тель- ио высо- кое Сваренные баки, арма- тура и детали самолета, несущие невысокие на- грузки
10 55 — 0,9 11 В горячем состоянии высокая, при 20°— умеренная — Отличная Пони- жен- ное Кованые и штампо- вание детали сложной формы
в земз 85 7 по, те 6 змооб i. забот <а Т-4 0,5 8 — Отличная t Тормозные барабаны и другие детали авиако-. лес; штурвалы, вилки хвостовых колес, колон- ки управления, фермы шасси, кронштейны, пе- дали управления
в земл 5 ю, те] змооб 60 заботз са Т-4 0,5 10 — — Отличная — Литые детали автопи- лота и приборов, а также самолетные детали, испы- тывающие динамические нагрузки. Может заме- нять сплав МА-4 во всех областях применения по- следнего в самолето- строении
3
17
QO 36126 _ Латунь Л-62, ЛС59-1 и бронза алюминиево-железная БрАЖ9-4 о*
s: =f Механические свойства прн поставке Технологические свойства аз Л ю
Название материала Полуфабрикат Марка Состояние материала Диаметр ИЛИ Т0Л1 на [мм] ТГ" 1 510 [Ч ф [И] гл] a. S о [лгг/жл2] пластич- ность сваривае- мость обработ- ка реза- нием Сопроти! ление ко розии Применение
Листы и ленты холоднокатан- ные Мягкие — 30 — 40 — — — —
Латунь То же То же Листы и ленты горячекатан- ные Трубы тянутые То же Трубы прессо- ваные Проволока от- ветственного назначения То же . Л-62 Полутвердые Твердые Мягкие Мягкие Полутвердые Мягкая Твердая II III III 35 42 30 30 34 30 31-35 50-60 — 20 10 30 38 30 38 38-30 5—0,5 III Illi 1 ill Illi 1 Ill Illi 1 1 Illi III Ill Illi 1 В отож- женном состоя- нии пластич- на Хорошая Хорошая — Для глубокой штампе в ки, шайбы, уплот- нительные про- кладки (из ли- стов и лент). Различного на- значения трубо- проводы, пат- рубки (трубы); заклепки, кон- тровки, оплетки шлангов (про- волока)
Прутки тяну- тые — — 38 15 — — —- —
Прутки тяну- тые — — 40 — 12 — — — — —
Прутки прессо- ваные — — 35-40 — 15—20 — — — — —
Латунь Прутки ката- ные Листы холодно- катанные Листы холодно- катанные ЛС59-1 Мягкие Твердые — 40 35 45 — 12 20 5 — — — — — Пластич- на в го- рячем состоя- нии Хорошая Хорошая — Втулки, гай- ки, кольца, кра- ны, сухари, угольники. Про- волока для кон- тровки
Листы горяче- катаниые Мягкие — 35 — 25 — — — —
Трубы прессо- ваные — — 40 — 20 — — — — й 5
Бронза алю- мнниево- железная Литье в кокиль БрАЖ9-4 — — 50 — 12 — — 110 — — Хорошо куется при темпера- туре 850° Поддает- ся сварке Удовле- твори- тельная Высо- кое Втулки, под- шипники, нип- пеля, футерки Чз й
Материалы.
36130-36141
ПЛАСТИЧЕСКИЕ МАТЕРИАЛЫ
36130
Дельта-древесина и балинит
36131
Вес единицы объема: дельта-древесины 1,30 1,40 г/сл*3
балинита 1,20 — 1,35 г/сл/3
Механические свойства: аЬ сж Е
[кг/см2] [кг/см2] [кг/см2] [кг/см2]
Дельта-древесина ДСП 10 сорт А 2650 2550 1750 300 000—
сорт Б 2400 2300 1700 340 000
Балинит листовой ДСП 20 или ли-
стовая дельта-древесииа
Толщина 1 мм ВДОЛЬ волокон 1400
поперек волокон 900
под углом 45° 800
Толщина 1,5 — 3,0 мм вдоль волокон 1800 1 ОА ЛАЛ
поперек волокон 1400 1о1> VUU— ПАл АЛА
под углом 45° 800 22U VUU
Толщина 3,5 — 6,0 мм вдоль волокон 1700
поперек волокон 1200
под углом 45° 700
ДРЕВЕСИНА И ФАНЕРА
36140
Влажность древесины оказывает влияние на большинство показателей механических свойств
таким образом, что с увеличением влажности показатели крепости уменьшаются.
Наибольшее влияние влажность оказывает на временное сопротивление сжатию вдоль волокон—
уменьшение приблизительно на 5% при увеличении влажности на 1%. Временное сопротивление
статическому изгибу падает соответственно на 4%, временное сопротивление скалыванию вдоль
волокон — на 3%. Временное сопротивление растяжению вдоль волокон и модуль упругости из-
меняются незначительно; практически влажность не оказывает влияния на сопротивление ударному
изгибу. Изменение влажности за точкой насыщения волокон не оказывает влияния на механические
свойства. Характеристику крепости древесины дают при влажности W— 15%.
Древесина пониженного качества
36141
Механические свойства и объемный (расчетные величины) вес Стандарт Г. У. 129СО
Порода Район °t>v Тск ткр сж Е G 7 рсж ZPP
кг/см? Кг'сМ2
Сосна СССР 280 670 520 40 60 30 90 000 4500 0.43 240 500
Ель обыкновенная Ель аянская Европейская часть СССР двк j 280 660 520 40 60 30 100 000 5000 0,39 240 490
Пихта кавказская Кавказ 300 640 510 45 65 30 90 000 4500 0,39 260 440
Дуб Бук Европейская часть СССР Кавказ 350 350 880 '840 660 660 60 65 90 85 50 50 80 000 100 000 5000 6500 0,60 0,58 260 280 650 630
Береза желтая и черная ДВК 400 1060 760 70 115 60 100 000 6500 0,65 300 800
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Для клееной древесины с числом планок в поперечном сечении деталей
сплошного сечения или отдельных полок деталей несплошного сечения от четырех и выше расчет-
ные величины следует повысить: на 10% для аь сж и аЬи и на 15% для <тйр.
2. Рекомендуется для более полного использования древесины и облегчения конструкции
в деталях, максимальные напряжения в которых не превышают указанных в таблице величин.
Перечень подобных деталей устанавливается главным конструктором завода и утверждается НКАП.
19
36142-36143
Материалы
36142
Древесина нормального качества
Механические свойства и объемный (расчетные величины) вес Стандарт Г. У. 129СО
Порода ' Район сж ТкР а рсж. _L Е G 7 ар сж 9Р р
кг 1см2 г/с.«3| кг/см2
Сосна СССР 350 830 650 50 80 35 110 000 5500 0,52 300 610
Ель обыкновенная Европейская часть СССР | 320 750 600 50 80 30 110 000 5500 0,47 270 560
Ель аянская ДВК
Пихта кавказская Кавказ 340 720 580 50 75 35 100 000 5000 0,44 290 490
Лиственница си- бирская Ясень обыкновен- ный Свердловская область Восточная Си- бирь Европейская часть СССР 420 400 930 1100 750 820 70 85 100 120 40 80 120 000 120 000 6000 6500 0,68 0,71 330 270 670 740
Ясень манчжур- ский ДВК 350 1000 750 .80. 110 70 110 000 6000 0,68 230 670
Дуб Европейская часть СССР 400 1000 740 70 100 60 100 000 6500 0,70 290 740
Бук Кавказ 390 930 730 75 120 60 100 000 6500 0,65 290 700
Береза черная и желтая Липа ДВК Европейская часть СССР 450 270 1200 600 850 470 80 50 130 75 65 40 100 000 90 000 6500 4500 0,73 0,48 340 200 900 450
ПРИМЕЧАНИЕ. Для клееной древесины с числом планок в поперечном сечении
деталей сплошного сечения или отдельных полок деталей несплошного сечения от 4 до 8
расчетные величины следует повысить: на 10% для ^сжизЛи и на 15% для айр.
Если число этих планок будет больше 8, расчетные величины следует повысить:
на 15% для аЛсж.иаЛ и, на 20% для zf) р и на 10% для Е.
Применение. Силовые детали (исключая липу):
Сосна: лонжероны фюзеляжа, полки лонжеронов крыла, центроплана, оперения, стрингеры
крыла и фюзеляжа, полки килевой балки и кильсонов, бобышки.
Ель обыкновенная, ель аяпская, пихта кавказская см. сосна.
Лиственница сибирская: полки лонжеронов, килевой балки, кильсонов, стрингеры.
Ясень обыкновенный: гнутые элементы и детали фюзеляжа, крыла, лодки.
Ясень манчжурский—см. ясень обыкновенный.
Дуб, бук—см. ясень обыкновенный. ’
Береза желтая и черная: полки лонжеронов крыла, центроплана, лонжероны фюзеляжа,
стрингеры.
Липа: бобышки, мелкие соединительные части.
36143
Древесина повышенного качества
Механические свойства и объемный вес (расчетные величины) Стандарт Г. У. 129СО
Порода Район сж 3*р °* и тск ткр j Е G 7 п р СЖ °Р Р
кг/см2 г/см3 KZ/CM2
Сосна СССР 400 940 720 55 80 40 120 000 6000 0,55 340 700
Ель обыкновенная Ель аянская Европейская часть СССР ДВК | 400 940 720 55 80 40 120 000 6000 0,51 310 700
Пихта кавказская Кавказ 400 840 670 60 90 40 120000 5500 0,47 340 570
20
Материалы
36143-36144
Механические свойства и объемный (расчетные величины) вес Стандар г Г. У. 129СО |
Порода Район сж °йр °ь и ТСК TKpjBpeiK-L Л G 7 Gpсж °р р
кг/см* г/смЗ к г-см-
(" Свердловская 450 1000 800 75 100 45 120 000 6000 0,70 350 720
Лиственница си- J область
бирская 1 Восточная 500 1100 880 85 125 50 120 000 6500 0,72 390 790
1 Сибирь
Ясеиь обыкновен- Европейская 450 1300 880 90 130 90 120 000 6500 0,74 300 870
ный часть СССР
Ясень манчжур- ДВК 400 1100 820 85 120 80 120 000 6500 0,71 270 740
ский
Дуб Европейская 450 1100 800 75 НО 65 110 000 7000 0,73 330 810
часть СССР
Бук Кавказ 450 1070 820 85 125 65 100 000 6500 0,68 340 800
Береза желтая и ДВК 500 1300 920 90 135 75 100 000 6500 0,75 380 980
черная 1 1 1
ПРИМЕЧАНИЕ. Для клееной древесины с числом планок в поперечном сечении
деталей сплошного сечения или отдельных полок детален несплошиого сечения от четырех
и выше расчетные величины следует повысить: на 5% для аь сж и и и на 10% для зйр.
Применение. См. 36132.
Рекомендуется для производства наиболее напряженных силовых деталей ввиду
весьма ограниченного количества древесины повышенного качества.
Замена сосны и дуба 36144
В исключительных случаях (с разрешения НКАП) допускается замена
сосны елью и пихтой и дуба ясенем, буком и березой желтой и черной. Отбор
и приемка пород-заменителей производятся согласно стандарту 195 СУТ.
Физико-механические свойства пород-заменителей приведены в табл. 36144.
Таблица 36144
Порода Район Механические свойства и объемный вес (расчетные величины)
сж "ск ткр р сж Е G 7
кг; см- г/с .и8
Замена СОСНЫ повышенного качества
Сосна СССР 400 940 720 55 80 40 120 000 6000 0,55
Ель обыкновенная Ель аянская Европейская часть СССР ДВК j 400 940 720 55 80 40 120 000 6000 0,51
Пихта кавказская Кавказ 430 920 730 60 90 45 120000 6000 0,49
Замена сосны нормального качества
Сосна СССР 350 830 650 50 80 35 110 000 5500 0,52
Ель обыкновенная Ель аянская Европейская часть СССР ДВК | 350 820 650 50 80 35 110 000 5500 0,48
Пихта кавказская Кавказ 380 800 650 55 80 35 110 000 5500 0,46
21
36144-36145
Материалы
36145
сплошного сечения или отдельных полок деталей несплошного сечения свыше четырех
расчетные величины временного сопротивления сжатию и растяжению вдоль волокон, стати-
ческому изгибу, а также модуля упругости следует повысить согласно примечаниям к соот-
ветствующим таблицам для древесины того или иного качества.
Березовая авиационная фанера БС-1 и БП-1 (удовлетворяющая
требованиям ГОСТ 102-43)
Толщина фанеры Число слоев Механические свойства (расчетные ве. и объемный вес шчины)
3 II °М5 1 дп ^43 Е ± GII G4B Тп|| тп45 'II т45 t_l р II Р4Б Р± 7
мм кг/см2 кг/см* г! см2
Фане Р а 1 - г О с О Р г а
1.0 3 750 300 450 130 000,28 0001 65 000 8000 42000 150 1801200:450 250 0,07 0,71 0,04 0,80
1,5-2,5 3 750 250 450 130 000 28 000| 65 000 8000 42 000 150 180 150 400 200 0,07 0,71 0,04 0,80
2,5 5 750 300 600 120 000 30 000 80 000 9000 45 000 180 180 200 400 200 0,08 0,67 0,05 0,80
3,0 3 750 250 410 130 000 28 000| 65 000 8000 42 000 150 180 150 350 200 0,07 0,71 0,04 0,80
3,0-4,0 5 750 300 600 120 000 30 000 80 000 9000 45 000 180 180 150 350200 0,08 0,67 0,05 0,80
5,0 5 750 300 500 120 000 30 000 80 000 9000 45 000 —. — 150 350 200 0,08 0,67 0,05 0,77
6,0 5и7 700 300 450 — — — — — — — — — — — — 0,77
8,0 5 и 7 610 300 450 — — — — — — — — — — — — 0,77
10,0 7и9 610 300 450 0,77
12,0 9и11 610 300 450 0,77
Ран е F а 2- г о с О р 1 а
1-3 3 550 200 2501120 000 26 000 55 000 7500 36 000 150 180 120 280 160 0,07 0,71 0,04 0,80
2,5—6 5 550 250 350 105 000 27 000 70 000 8000 40 000 180 180 120 280 160 0,08 0,67 0,05 0,80
8 5 500 250 2501
6-10 10-12 7 9 500 450 250 250 250 250 100 000 25 000 75 000 7000 40000 150 150 120 280 160 0,06 0,70 0,06 0,77
12 11 450 250 250 1
ПРИМЕЧАНИЕ. Временное сопротивление срезу при перекашивании установлено
для габаритов рабочего поля фанерной обшивки от 100ХЮ0 до 500X500 мм. Для фанер-
ной обшивки с габаритами рабочего поля от 100X100 до 200X200 мм (включительно) для
фанеры 1-го сорта следует принимать величины тп на 10 °/0 выше указанных в таблице.
22
РАСЧЕТ МЕТАЛЛИЧЕСКИХ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ
САМОЛЕТА
РАСЧЕТ ТРУБ
Расчет труб на кручение
Расчет труб ведется на разрушение. При 25 расчетное напряжение
определяется по эмпирической формуле:
тКр = ^1,416 - 0,0167 .
При -^-<25 принимается тКр = ^|-.
Обозначения:
ай — временное сопротивление на разрыв материала трубы,
D — наружный диаметр трубы,
8 — толщина стенки трубы.
36200
36210
36211
Расчет труб на изгиб
36212
Расчетное напряжение определяется по формулам:
для дуралевых труб
с* и = 1,2с6 1 - 0,01 f у- — ЗО') ;
для хромомолибденовых и закаленных хромансилевых
при -г- >30 а6и=1,2ай 1—0,01 (-j------30
О \ о
при ~<30 а6и= 1,2зй;
для хромансилевых нормализованных
при 4г >'30 сйи=1,1сй
при — <30 айи = 1,1ой.
1—0,01 (<--30
V о
Обозначения:
— временное сопротивление на разрыв материала трубы,
D — наружный диаметр трубы,
8 — толщина стенки трубы.
Расчет труб на совместное действие изгиба и кручения
Расчет- труб на совместное действие изгиба и кручения ведется в следую-
щем порядке.
Определяются напряжения ткр и а6и> как указано в 36211 и 36212.
Напряжения в трубе
М Мкр
°и — и т ,
36213
23
36213-36214
Расчет труб
где W — момент сопротивления сечения трубы,
Wp — полярный момент сопротивления сечения трубы,
т — изгибающий момент,
Л4кр — скручивающий момент,
должны удовлетворять неравенству
36214
Расчет труб на сжатие
Расчет труб на сжатие производится по графикам фиг. 36214.
На графиках фиг. 36214 обозначено:
Р
— расчетное напряжение сжатия,
Р~ площадь поперечного сечения трубы,
Р — расчетная сила сжатия,
— временное сопротивление на разрыв материала трубы,
Е — модуль упругости материала трубы,
/ — длина трубы,
• 1 Г I
1 = I/ -р- — радиус инерции поперечного сечения трубы,
(I—момент инерции поперечного сечения трубы),
С — коэфициент защемления концов, который принимается для труб,
имеющих шаровые (шарнирные) опоры, равным 1, а для труб,
опертых на торец, и для труб сварных, а также клепаных кон-
струкций— равным 2,
8 — толщина стенки трубы.
(£)Х^Г°ТИВ КРИВЫХ НЭ гРаФиках даны размеры поперечного сечения трубы в мм
Геометрические и весовые данные труб приведены в 36218.
24
сл
Фиг. 36214—11
Фиг. 36214—III
О
Отношение опины трубы к радиусу инерции поперечного сечения
Фиг. 36214—IV
Расчет труб______________ 36214
кэ
Расчетная сипа Расчетная сила
Фиг. 36214—VI
Фиг. 36214—VII
Расчетная сила Расчетная сила
36214 „ ................Расчет труб
Фиг. 36214—IX
Фиг. 36214—X
Длина, трубы
Фиг. 36214—XII
Фиг. 36214—XIII
Расчет труб________ 36214
36214
Расчет труб
Длина трубы
Фиг. 36214—XIV
28
Фиг. 36214—XVI
Длина трубы
Фиг. 36214—XVIII
Фиг. 36214—XVII
Расчет труб_____________________________________________36214
36214
Расчет труб
Расчетная сила Расчетная сила
Длина трубы
Фиг. 36214—XXI
30
l£
Расчетная сила Расчетная сила
Нб9£
gfahu wSMVfj
Расчетная сила
Расчетная сила
gfchu wahovd
И (Ж
Расчет труб
36214
Расчетная сила Расчетная сила
Фиг. 36214—XXVIII
Фиг. 36214—XXIX
5
33
Фиг. 36214—XXXII
30214 Расчет труб
Фиг. 36214—ХХХШ
es
Расчетная сила
HZ9£
gifdw wdh0V(j
36214
Расчет труб
Расчетная сила Расчетная сила
Длина трубы
Фиг. 36214—XXXVIII
36
££
100 160 200 240 280 320 l[c#] 0 40 80 120 160 200 240 280 320 l [см
Фиг. 36214—XLII Фиг. 36214—XLIII
Расчетная сила
00009
Cjtidw W3h3V(J
co
ос
Фиг. 36214—XLVI
36214.............. . ______________ Расчет труб
Фиг. 36214—XLVII
Расчёт труб
36214
Фиг. 36214—XLV11I
Длина, трубы
Фиг. 36214—XL1X1
Фиг. 36214-LI
39
36215
Расчет труб
36215 Расчет труб на одновременное действие изгиба и сжатия
Подбор сечения по известным продольной силе и поперечной^ нагрузке
производится с помощью графика фиг. 36215—1.
Фиг. 36215-
40
Расчет труб
36215
Для этого задаются сечением трубы и определяют напряжение сжатия
только от продольной силы (зсж) и напряжения изгиба только от поперечной
нагрузки (зи ) по моменту в середине трубы и по ббльшему опорному моменту.
Значения зн должны быть меньше расчетного напряжения изгиба (см. 36212);
если хотя бы одно из них больше расчетного, то выбирается сечение других
размеров.
Вычисляют значения
_ fs®. ср =-2!ЕР_ та==^2!_ (дВа значения).
Здесь аКр — критическое напряжение сжатия только от продольной силы, опре-
деляемое по графикам фиг. 36214,
— временное сопротивление материала трубы.
Точки шкалы т графика, соответствующие вычисленным значениям т,
соединяются с началом координат, и определяются точки пересечения этих
прямых с кривыми: 1) прямой, соответствующей значению т для опорного
момента, с кривой А, 2) прямой, соответствующей значению момента в середине
трубы, с кривой вычисленного значения ср. Определяется меньшая из абсцисс
точек пересечения. Если значение меньшей абсциссы равно или немного больше
вычисленного значения Е, то сечение выбрано правильно; в противном случае
делается расчет следующего приближения.
Поверочный расчет, когда известны сечение трубы и нагружение, делается
в том же порядке.
Вычисляются значения т и по графику определяется меньшее значение Е.
Затем определяются расчетное напряжение сжатия
°сж. р =
и расчетное напряжение изгиба
*и. р == р»
По найденным расчетным напряжениям определяются расчетные значения
продольной силы и поперечной нагрузки:
== °сж. pF> Абр = Зи. pW'.
Если’хотя бы одна из этих величин больше заданных, размеры сечения
трубы малы, труба заданной нагрузки не выдержит.
______________________ Пример. Определить расчетную силу 5р для дуралевой
е р——„ трубы 30X 28, схема нагружения которой показана на фиг. 36215—11.
3 S г Известно, что / = 45 см, gj = 0,4 см, е2 = 0,2 см, F = 0,911 см2,
Фиг. 36215—11 W = 0,699 см3, i = 1,025 см и = 4 400 кг/см2.
Подсчитывается и определяется по графикам:
I 45
~ । Q25 =44; <гкр = 2370 (по графику фиг. 36214—1);
5
F
°и 2 0,5 0,3 X 0,911
/”2 “ асж ~ 5 = Ц699 ~0>43;
F
$1 = 0,795 и $а = 0,435 (по графику фиг. 36215—1).
Тогда 5р = i2abF = 0,435 X 4400 X 0,911 = 1740 кг.
6
41
36216-36218
Расчет труб
36216
Расчет труб с отверстиями на растяжение
Расчет труб ведется по живому сечению.
Расчетное напряжение определяется по табл. 36216.
Т а б л и ц а 36216
Число отверстий в сечении Материал труб 1 2 3 4 и больше
Дураль 0,87ай 0,89ай 0,92 аь 0,95 <гь
Хромансиль и хро- момолибден . . . 0,93 0,95ай 0,98 zb °ь
временное сопротивление
на разрыв материала трубы.
36217
Расчет труб с отверстиями на кручение
Расчетные напряжения в случае отверстий, заполненных заклепками или
болтами, определяются по формулам 36211. Для дуралевых труб можно поль-
зоваться теми же формулами и в случае свободных отверстий.
36218
Таблицы геометрических и весовых данных круглых труб
(составлены соответственно нормалям 88АС и 118АС)
D%d [мм] Тол- щина 8 [мм] D 8 Площадь сечения F [сл2] Момент инерции I [с.и4] Момент сопротивле ния сечение W [слЧ Радиус инерцш сечения i [сл<] Теоретический вес 1 м [кг]
сталь (удельный вес 7,85) дураль (удельный вес 2,85)
4X3 0,5 8,0 0,055 0,001 0,004 0,12 0,043 —
5X3 1,0 5,0 0,126 0,003 0,001 0,15 0,099 —
5X4 0,5 10,0 0,070 0,002 0,007 0,16 0,055 —
6X4 1,0 6,0 0,157 0,005 0,017 0,18 0,123 0,045
6X5 0,5 12,0 0,086 0,004 0,011 0,20 0,068 0,024
7X5 1,0 7,0 0,188 0,009 0,025 0,22 0,148 —
8X5 1,5 5,3 0,306 0,017 0,043 0,24 — 0,087
8x6 - 1,0 8,0 0,220 0,014 0,034 0,25 0,173 0,063
8X7 0,5 16,0 0,118 0,008 0,021 0,27 0,093 0,034
10X8 1,0 10,0 0,283 0,030 0,060 0,32 0,220 0,080
10-Х 8,5 0,75 13,3 0,218 0,024 0,047 0,33 0,171 —
ЮХ9 0,5 20,0 0,149 0,017 0,034 0,34 0,117 0,042
11X8 1,5 7,3 0,448 0,052 0,094 0,34 0,353 ——
п хю 0,5 22,0 0,165 0,023 0,041 0,50 0,296 —
12X9 1,5 8,0 0,495 0,070 0,116 0,37 0,388 0,141
12 X Ю 1,0 12,0 0,346 0,053 0,088 0,39 0,295 0,099
12 X 10,5 0,75 16,0 0,265 0,042 0,070 0,40 0,212 —
12 X 11 0,5 24,0 0,181 0,030 0,050 0,41 0,141
13ХИ 1,0 13,0 0,377 0,068 0,105 0,42 0,296 —
14Х Н 1,5 9,3 0,589 0,117 0,167 0,45 0,463 —
14 X 12 1,0 14,0 0,408 0,087 0,124 0,46 0,322 0,117
14 X 12,5 0,75 18,7 0,312 0,069 0,098 0,47 0,243 —
14X13 0,5 28,0 0,212 0,048 0,070 0,48 0,165 0,060
15X12 1,5 10,0 0,636 0,147 0,196 0,48 0,499 0,181
42
Расчет труб
36218
D'Ad [мм] Тол- щина 8 {мм} D 8 Площадь сечения F [см2] Момент инерции I [с.И4] Момент сопротивле- ния сечения U7 [сл<з] Радиус инерции сечения 1 [с-и] Теоретический вес 1 м [кг]
сталь (удельный вес 7,85) дураль (удельный вес 2,85)
15 X 13 1,о 15,0 0,441 0,108 0,144 0,50 0,345 0,125
15Х 13,5 0,75 20,0 0,336 0,085 0,114 0,50 0,264 '
15 X 14 0,5 30,0 0,228 0,060 0,080 0,51 0,179 —.
16 X 13 1,5 10,7 0,683 0,182 0,227 0,52 0,534 0,195
16 X 14 1,0 16,0 0,471 0,133 0,166 0,53 0,369 0,134
16 X 14,5 0,75 21,4 0,359 0,105 0,131 0,54 0,283 —.
16 X 15 0,5 32,0 0,243 0,073 0,091 0,55 0,191 0,069
18 х 15 1,5 12,0 0,777 0,267 0,296 0,58 0,610 —.
18 х 16 1,0 18,0 0,534 0,191 0,215 0,60 0,419 0,152
18 X 16,5 0,75 24,0 0,406 0,152 0,169 0,61 0,318 —
18Х 17 0,5 36,0 0,274 0,105 0,117 0,62 0,216 0,078
20 X 16 2,0 10,0 1,131 0,464 0,464 0,64 0,886 —
20 X 17 1,5 13,3 0,872 0,375 0,375 0,66 0,684 0,248
20 X 18 1,0 20,0 0,597 0,270 0,270 0,67 0,469 0,170
20 X 18,5 0,75 26,7 0,454 0,210 0,210 0,68 0,354 0,129
20 X 19 0,5 40,0 0,306 0,146 0,146 0,69 0,240 —.
22 X 18 2,0 11,0 1,257 0,635 0,576 0,71 0,986 0,359
22 X 19 1,5 14,7 0,966 0,510 0,464 0,73 0,758 —
22 X 20 1,0 22,0 0,660 0,364 0,331 0,74 0,518 0,188
22 X 20,5 0,75 29,3 0,500 0,283 0,257 0,75 0,392 —
22x21 0,5 44,0 0,338 0,195 0,177 0,76 0,265 —
23x20 1,5 15,3 1,013 0,588 0,512 0,76 0,795 —
24x22 1,0 24,0 0,722 0,479 0,399 0,81 0,567 0,206
25X20 2,5 10,0 1,767 1,132 0,906 0,80 1,387 —
25x21 2,0 12,5 1,445 0,963 0,770 0,82 1,134 —
25 X 22 1,5 16,7 1,107 0,768 0,614 0,83 0,869 0,316
25X23 1,0 25,0 0,754 0,544 0,435 0,85 0,592 0,215
25X23,5 0,75 33,3 0,571 0,420 0,336 0,86 0,448 0,163
25X24 0,5 50,0 0,385 0,338 0,270 0,93 0,302 0,110
26 X 23 1,5 17,3 1,154 0,869 0,668 0,87 0,906 ^0,329
27X24 1,5 18,0 1,202 0,980 0,726 0,90 0,944
27 X 25 1,0 27,0 0,817 0,691 0,511 0,92 0,641 0,233
27 X 25,5 0,75 36,0 0,618 0,533 0,395 0,93 0,486 —
28x23 2,5 11,2 2,003 1,644 1,174 0,91 1,570 —
28X24 2,0 14,0 1,634 1,389 0,992 0,99 1,282 —
28X25 1,5 18,7 1,249 1,100 0,786 0,94 1,980 0,356
28X26 1,0 28,0 0,848 0,774 0,553 0,96 0,666 0,242
28 X 26,5 0,75 37,3 0,642 0,596 0,426 0,96 0,504 —
30X24 3,0 10,0 2,545 2,348 1,564 0,96 1,998 —
30X25 2,5 12,0 2,160 2,059 1,373 0,98 1,696 0,616
30X26 2,0 15,0 1,759 1,733 1,156 0,99 1,390 0,501
30X27 1,5 20,0 1,343 1,367 0,912 1,01 1,054 0,383
30 X 28 1,0 30,0 0,911 0,959 0,639 1,02 0,715 0,260
30 x 28,5 0,75 40,0 0,689 0,736 0,491 1,03 0,541 0,196
32X26 з,о 10,7 2,733 2,904 1,815 1,03 2,14 —
43
36218
Расчет труб
D%d [мм] Тол- щина 8 [мм] D 6 Площадь сечения F [СЛ<2] Момент инерции / [сл4] Момент сопротивле- ния сечения U7 [сл«з] Радиус инерции сечения Z [сл«] Теоретический вес 1 м [лгг]
сталь (удельный вес 7,85) дураль (удельный вес 2,85)
32 X 27 2,5 12,8 2,317 2,539 1,587 1,05 1,820
32X28 2,0 16,0 1,885 .2,130 1,330 1,06 1,480 0,537
32 X 29 1,5 21,3 1,437 . 1,675 1,046 1,08 1,128 0,410
32 X 30 1,0 32,0 0,974 1,171 0,732 1,10 0,765 0,277
32 X 30,5 0,75 42,6 0,736 0,899 0,562 1,10 0,578 —
ззхзо 1,5 22,0 1,484 1,845 1,117 1,Н 1,116 0,423
33 X 31,5 0,75 44,0 . 0,760 0,941 0,570 1,11 0,595 0,217
34 X 32 1,0 34,0 1,037 1,412 0,831 1,17 0,814 0,296
35 X 29 3,0 11,7 3,016 3,894- 2,225 1,14 2,37 —
35 ХЗО 2,5 14,0 2,533 3,390 1,937 1,15 2,00 0,728
35X31 2,0 17,5 2,074 2,838 1,169 1,17 1,627 0,591
35 X 32 1,5 23,3 1,579 2,219 1,270 1,19 1,239 0,450
35 X 33 1,0 35,0 1,068 1,545 0,883 1,20 0,838 0,304
35 X 33,5 0,75 46,7 0,807 1,196 0,684 1,22 0,634 —
36 х зз 1,5 24,0 1,625 2,423 1,275 1,14 1,275 —
36X34 1,0 36,0 1,100 1,685 0,936 1,24 0,864 0,313
37X34 1,5 24,7 1,673 2,640 1,424 1,26 1,312 —
37X35 1,0 37,0 1,131 1,834 0,992 1,27 0,886 0,322
38 X 32 3,0 12,7 3,299 5,088 2,680 1,24 2,59 —
38 X 33 2,5 15,2 2,788 4,414 2,325 1,30 2,19 —
38 X 34 2,0 19,0 2,262 3,676 1,934 1,27 1,775 0,644
38 X 35 1,5 25,3 1,720 2,869 1,510 1,29 1,350 0,491
38 X 36 1,0 38,0 1,162 1,990 1,047 1,31 0,911 0,331
38 X 36,5 0,75 50,6 0,878 1,523 0,802 1,32 0,688 к
40 X 32 4,0 10,0 4,524 7,419 3,710 1,28 3,55 —
40Х 34 3,0 13,3 3,487 6,006 3,003 1,31 2,74 —
40 X 35 2,5 16,0 2,945 5,200 2,600 1,33 2,31 0,840
40 X 36 2,0 20,0 2,388 4,327 2,164 1,34 1,874 0,68-1
40X37 1,5 26,7 1,814 3,367 1,683 1,36 1,423 0,517 .
40 X 37^ 1,25 32,0 1,522 2,859 1,430 1,37 1,194 —
40 X 38 1,0 40,0 1,225 2,331 1,166 1,38 0,961 0,349
40 X 38,5 0,75 53,3 0,925 1,781 0,891 1,39 0,726 —
42 X 34 4,0 10,5 4,774 8,713 4,144 1,35 3,74 —’
42 X 36 3,0 14,0 3,676 7,030 3,348 1,38 2,88 —
42 X 37 2,5 16,8 3,102 6,075 2,893 1,40 2,43 —
42X38 2,0 21,0 2,513 5,040 2,402 1,42 1,970 0,716
42 X 39 1,5 28,0 1,908 3,920 1,867 1,43 1,497 0,544
42 X 40 1,0 42,0 1,288 2,708 1,289 1,45 1,011 0,367
42 х 40,5 0,75 56,0 0,972 2,067 0,984 1,46 0,763 —
43 X 40 1,5 28,7 1,956 4,216 1,960 1,47 1,535 0,558
43Х 41 1,0 43,0 1,319 2,910 1,354 1,48 1,032 —
44 X 42 1,0 44,0 1,351 3,123 1,420 1,52 1,061 . —
45X37 4,0 11,25 5,152 10,93 4,857 1,46 3,93 —
45 X 39 3,0 15,0 3,958 8,773 3,899 1,49 3,1 —
45X40 2,5 18,0 3,338 7,563 3,360 1,51 2,62. 0,952
44
Расчет труб
36218
DXd [мм] Тол- щина 1 6 [.и.и] D 8 Площадь сечения F Момент инерции / [с.и4] Момент сопротивле- ния сечения Г [сл*з] Радиус инерции сечения Z [сл<] Теоретический вес 1 м [лгг]
сталь (удельный вес 7,85) дураль (удельный вес 2,85)
45 X 41 2,0 22,5 2,702 6,258 2,780 1,52 2,12 0,770
45 X 42 1,5 30,0 2,050 4,854 2,157 1,54 1,610 0,584
45 X 42,5 1,25 36,0 1,718 4,114 1,828 1,55 1,349 —
45 X 43 1,0 45,0 1,382 3,347 1,488 1,56 1,084 0,394
45 X 43,5 0,75 60,0 1,043 2,553 1,134 1,57 0,818 —
47X45 1,0 47,0 1,445 3,824 1,627 1,63 1,134 —
48 X 40 4,0 12,0 5,528 13,49 5,622 1,56 4,34 —
48 X 42 3,0 16,0 4,241 10,78 4,493 1,59 3,33 —
48 X 43 2,5 19,2 3,574 9,276 3,865 1.61 2,81 —
48X44 2,0 24,0 2,890 7,659 3,191 1,63 2,27 —
48 X 45 1,5 32,0 2,191 5,929 2,470 1,64 1,720 0,624
48 X 46 1,0 48,0 1,477 4,079 1,703 1,66 1,160 —
50 X 40 5,0 10,0 7,067 18,11 7,244 1,61 5,55 —
50 X 42 4,0 12,5 5,781 15,40 6,162 1,63 4,54 —
50 X 44 3,0 16,7 4,430 12,28 4,912 1,67 3,48 —
50 X 45 2,5 20,0 3,731 10,55 4,220 1,68 2,93 1,060
50 X 46 2,0 25,0 3,016 8,701 3,480 1,70 2,37 0,859
50 X 47 1,5 33,5 2,286 6,727 2,691 1,71 1,795 0,652
50 X 47,5 1,25 40,0 1,914 5,692 2,277 1,73 1,503 —
50 X 48 1,0 50,0 1,539 4,622 1,848 1,73 1,208 0,438
52 X 50 1,0 52,0 1,602 5,211 2,004 1,80 1,257 0,456
53X50 1,5 35,3 2,427 8,053 3,040 1,82 1,905 0,692
54X51 1,5 36,0 2,473 8,529 3,159 1,86 1,941 0,705
55X45 5,0 и,о 7,854 24,79 9,015 1,78 6,17 —
55X47 4,0 13,75 6,409 20,96 7,988 1,81 5,03 —
55 X 48 3,5 15,7 5,663 18,34 6,669 1,80 4,44 —
55 X 49 3,0 18,3 4,901 16,62 6,050 1,84 3,85 —
55 X 50 2,5 22,0 4,123 14,24 5,185 1,86 5,24 1,175
55X51 2,0 27,5 3,330 11,79. 4,285 1,88 2,61 ^0,949
55 X 51,5 1,75 31,4 2,928 10,39 3,777 1,88 2,30
55X52 1,5 36,7 2,521 9,027 3,280 1,89 1,98 0,718
55 X 52,5 1,25 44,0 2,111 7,626 2,777 1,90 1,66 —
55X53 1,0 55,0 1,697 6,186 2,250 1,91 1,33 0/84
60X50 5,0 12,0 8,639 32,94 10,98 1,95 6,78 —
60X52 4,0 15,0 7,037 27,73 9,242 1,99 5,52 —
60 X 54 3,0 20,0 5,372 21,88 7,300 2,02 — 1,531
60 X 55 2,5 24,0 4,516 18,70 6,230 2,03 3,54 1,285
60 X 56 2,0 30,0 3,664 15,34 5,110 2,05 2,88 1,038
60 х 56,5 1,75 34,2 3,203 13,59 4,531 2,06 2,51 —
60 X 57 1,5 40,0 2,757 11,80 3,935 2,07 2,16 0,786
60 X 57,5 1,25 48,0 2,307 9,957 3,319 2,08 1,812 —
60 X 58 1,0 60,0 1,854 8,068 2,690 2,09 1,45 0,528
62X57 2,5 24,8 4,673 20,72 6,683 2,10 3,67 —
63x60 1,5 42,0 2,898 13,71 4,350 2,17 — 0,826
65 X 55 5,0 13,0 9,425 42,71 13,13 2,13 7,40 —
45
36218
Расчет труб
D^d [жж] Тол- щина В [мм] D В Площадь сечения F [сж2] Момент инерции I [сж4] Момент сопротивле- ния сечения Г Радиус инерции сечения / [СЛ£] Теоретический вес 1 ж [кг]
сталь (удельный вес 7,85) дураль (удельный вес 2,85)
65 х 57 4,0 16,25 7,666 35,81 11,01 2,16 6,01
65X58 3,5 18,6 6,762 32,07 9,870 2,18 5,31 —
65X59 3,0 21,7 5,843 28,14 8,660 2,20 4,58 1,665
65X60 2,5 26,0 4,909 24,01 7,390 2,21 3,85 1,398
65 X 61 2,0 32,5 3,958 19,66 6,050 2,23 3,11 1,125
65X61,5 1,75 37,1 3,477 17,40 5,354 2,24 2,73 —
65x62 1,5 43,3 2,992 15,09 4,645 2,25 2,35 0,852
65 X 62,5 1,25 52,0 2,504 12,72 3,914 2,26 1,96 —
65 X 63,5 0,75 86,7 1,512 7,811 2,404 2,27 1,187 —.
70 X 60 5,0 14,0 10,24 54,24 15,50 2,31 8,04 —
70 х 62 4,0 17,5 8,294 45,33 12,95 2,34 6,51 —
70x64 3,0 23,3 6,315 35,50 10,13 2,37 4,96 1,799
70X65 2,5 28,0 5,301 30,23 8,650 2,39 4,16 1,509
70X66 2,0 35,0 4,273 24,72 7,063 2,41 3,35 1,218
70 Х'66,5 1,75 40,0 3,752 21,86 6,247 2,41 2,94 —
70x67 1,5 46,7 3,228 18,94 5,411 2,42 2,53 0,920
73 X 70 1,5 48,7 3,369 21,54 5,910 2,53 — 0,960
'75 X 65 5,0 15,0 11,00 67,69 18,05 2,48 8,63 —
75X67 4,0 18,75 8,922 56,40 15,04 2,51 7,00 2,543
75X68 3,5 21,4 7,862 50,36 13,43 2,53 6,17 —
75X69 3,0 25,0 6,786 44,05 11,73 2,55 5,33 —
75 X 70 2,5 30,0 5,695 37,47 9,990 2,57 4,47 1,623
75 X 71 2,0 37,5 4,587 30,76 8,154 2,58 3,60 1,307
75X71,5 1,75 42,85 4,027 27,02 7,206 2,59 3,16 —
75 X 72 1,5 50,0 3,464 23,40 6,240 2,60 2 72 —
80 X 70 5,0 16,0 11,78 83,20 20,80 2,66 9,25 —
80X71 4,5 17,8 10,67 76,32 19,06 2,67 8,38 —
80 х 72 4,0 20,0 9,551 69,14 17,28 2,69 7,50 2,72
80 X 74 3,0 26,7 7,257 53,87 13,47 2,73 5,70 2,07
80 X 75^ 2,5 32,0 6,087 45,75 11,44 2,74 4,78 1.74
80X76 2,0 40,0 4,901 37,30 9,324 2,76 3,85 1,40
82 х 72 5,0 16,4 6,046 90,00 21,95 3,65 4,75 —
85X75 5,0 17,0 12,56 100,9 23,74 2,83 9,86 3,58
85X77 4.0 21,2 10,18 83,68 19,69 2,87 7,99 2,90
85 X 78 3,5 24,3 8,961 74,54 ' 17,54 2,88 7,03 2,55
85X79 3,0 28,4 7,728 65,04 15,30 2,90 6,07 2,20
85 X 80 2,5 34,0 6,479 55,18 12,98 2,92 5,08 1,846
85 X 81 2,0 42,5 5,215 44,93 10,57 2,93 4,09 1,485
90 X 80 ' 5,0 18,0 13,35 121,0 26,88 3,01 10,48 3,804
90 X 82 4,0 22,5 10,81 100,1 22,25 3,05 8,54 —
90 X 83 3,5 25,7 9,511 80,10 19,80 3,07 7,47 —
90 х 84 3,0 30,0 8,200 77,67 17,26 3,08 6,44 2,335
90 X 85 2,5 36,0 6,872 65,82 14,63 3,10 5,39 1,958
90 х 86 2,0 45,0 5,529 53,55 11,90 3,11 4,34 1,576
90X 86,5 1,75 51,4 4,852 47,24 10,50 3,12 3,81 —
46
Расчет, труб
36218
£>Xd [мм] Тол- щина 8 [мм] D 8 Площадь сечения F [СЩ2] Момент инерции / [СЛ‘] Момент сопротивле• ния сечения W [сжЗ] Радиус инерции сечения Z [сщ] Теоретический вес 1 м [кг]
сталь (удельный вес 7,85) дураль (удельный вес 2.85)
90 X 87 1,5 60,0 4,171 40,84 9,074 3,13 3,27
95 X 85 5,0 19,0 14,14 143,6 30,23 3,19 — 4,030
95X87 4,0 23,8 11,14 118,6 24,97 3,22 8,98 3,260
95 X 88 3,5 27,1 10,06 105,4 22,18 3,24 7,90 —
95 X 89 3,0 31,6 8,681 91,83 19,33 3,25 6,81 —
95 X 90 2,5 38,0 7,265 77,76 16,37 3,27 5,70 2,070
95X91 2,0 47,5 4,843 63,20 13,31 3,29 3,80 1,666
95 X 91,5 1,75 54,3 5,126 55,75 11,76 3,29 4,02 —
100 X 90 5,0 20,0 14,92 168,8 38,80 3,36 11,71 4,255
100 X 91 4,5 22,2 13,50 154,3 30,85 3,38 10,60 —
100X92 4,0 25,0 12,06 139,2 27,84 3,40 9,47 —
100 X 93 3,5 28,6 10,61 123,7 24,74 3,41 8,33 3,024
100X94 3,0 33,3 9,142 107,6 21,53 3,43 7,16 —
100 X 95 2,5 40,0 7,658 91,05 18,21 3,45 6,01 2,183
100 X 96 2,0 50,0 6,158 73,95 14,79 3,46 4,83 —
105 X 94 5,5 19,1 17,19 213,0 40,64 3,52 13,49 —
105 X 95 5,0 21,0 15,71 196,8 37,49 3,54 12,33 —
105 X 97 4,0 26,2 12,69 162,1 30,88 3,57 9,96 —
105 X 98 3,5 30,0 11,16 143,9 27,41 3,59 8,76 —
105 X 99 3,0 35,0 9,613 125,1 23,84 3,61 7,55 —
105 X ЮО 2,5 42,0 8,050 105,8 20,15 3,62 — —
105 X 101 2,0 52,5 6,471 85,85 16,35 3,64 5,08 —
НО х юо 5,0 22,0 16,49 227,8 41,42 3,72 12,94 4,700
НО X Ю2 4,0 27,5 13,32 187,4 34,06 3,75 10,46 —
110X103 3,5 31,4 11,71 166,2 30,22 3,77 9,19 —.
пох 104 3,0 36,7 10,08 144,4 26,26 3,79 7,91 2,87
110Х 105 2,5 44,0 8,443 122,0 22,19 3,80 6,62 2,40
110 X 106 2,0 55,0 6,786 98,97 17,99 3,82 5,33 ——•»
115 X 107 4,0 28,8 13,95 215,1 37,40 3,92 10,95 —
115 X Ю8 3,5 32,9 12,26 190,7 33,17 3,94 9,62 W —
115 X Ю9 3,0 38,4 10,56 165,6 28,80 3,96 8,29 —
115 X ПО 2,5 46,0 8,836 139,8 24,30 3,98 6,93 —
115 X Н1 2,0 57,5 7,100 113,4 19,72 3,99 5,57 —
120 X НО 5,0 24,0 18,06 299,2 49,87 4,07 14,17 5,15
120 X 112 4,0 30,0 14,58 245,5 40,91 4,10 11,44 —
120 X ИЗ 3,5 34,3 12,81 217,5 35,70 4,12 10,06 —
120 X И4 3,0 40,0 11,27 188,9 31,47 4,14 8,85 —
120 X 115 2,5 48,0 9,228 159,3 26,56 4,15 7,24
120Х 116 2,0 60,0 7,414 129,1 . 21,51 4,17 5,82 —
125 X Н6 4,5 27,8 17,04 309,6 49,54 4,26 13,38 —
125 X 117 4,0 31,3 15,20 278,6 44,60 4,28 11,93 —
125 X 118 3,5 35,7 13,36 246,7 39,48 4,30 10,49 —
150 X 139 5,5 27,3 24,97 652,6 87,02 5,11 19,60 7,12
150 X 140 5,0 30,0 22,78 599,3 79,96 5,13 17,88 6,49
150 X 141 4,5 33,3 20,57 544,8 72,65 5,14 16,15 5,86
47
36220—36221
Расчет катаных дуралевых профилей
36220 РАСЧЕТ КАТАНЫХ ДУРАЛЕВЫХ ПРОФИЛЕЙ
36221
Общие указания
Катаные дуралевые профили в зависимости от их конфигурации и харак-
тера их крепления к обшивке рассматриваются при расчете на прочность, как
закрытые (если они зашиты) или как открытые профили (фиг. 36221).
Открытые профили
Фиг. 36221
Закрытые профили
У зашитых профилей рассчитываются только стенки, а у открытых — и
стенки и полки.
Стенкой называется тот прямо- или криволинейный элемент профиля, у которого продольные
стороны являются общими для соседних элементов, а полкой — тот элемент профиля, одна про-
дольная сторона которого свободна.
Расчет профилей производится на местную и общую устойчивость (см. 36222—
36224). Меньшее из напряжений принимается за расчетное напряжение для
профиля в целом.
Местная устойчивость определяется устойчивостью стенки или полки.
Для зашитых профилей за расчетную стенку надо брать ту, для которой
отношение (ширины к толщине) является средним значением из подобных
же отношений для других стенок При определении среднего значения отно-
b ,
шения за ширину стенки профиля берутся его габаритные размеры за вычетом
толщин, а для обшивки — расстояние между центрами заклепочных швов. При
этом шов для рассматриваемой стенки принимается за свободную опору. Если
толщина обшивки равна или меньше половины толщины стенок профиля, то
обшивку за расчетную стенку принимать не следует.
В тех случаях, когда боковые стенки профиля являются расчетными, не-
симметрией заделок продольных сторон можно пренебрегать. Пренебрегается
также и влиянием крайних полок (ОС, фиг. 36221), площадь же их при опре-
делениж силы сжатия на профиль учитывается полностью.
Для открытых профилей за расчетную стенку выбирается обычно та полка,
для которой отношение будет наибольшим. В практике возможны случаи,
когда полки открытого профиля более устойчивы, чем стенки. В этом конкрет-
ном случае за расчетную стенку надо брать наиболее слабую из них, т. е. ту,
для которой отношение будет наибольшим.
При определении критических напряжений стенки или полки профиля
любого типа концевыми условиями заделки пренебрегается.
Все числовые расчеты для приводимых графиков и формул произведены
в предположении, что модуль упругости материала £' = 7,2X10s кг/сл2, коэфи-
циент Пуассона р. = 0,3 и временное сопротивление ай=36 кг; мм2.
Расчет профилей на общую потерю устойчивости производится по формуле
Эйлера, если напряжения не превосходят предела пропорциональности, или по
эмпирическим формулам, если напряжения превзошли предел пропорциональ-
ности.
Для определения момента инерции профиля при работе его с обшивкой
в системе крыла или фюзеляжа необходимо вводить в расчет присоединенную
ширину обшивки (см. 36252).
48
Расчет катаных дуралевых профилей,
36222
Расчет на местную потерю устойчивости 36222
Критическое напряжение <зкр местной потери устойчивости стенки или полки
профилей определяется по формуле:
кг
см2
где
^кр
рЛЛ2-8,41 ХЮ6
b и 8 — ширина и толщина расчетной стенки
, b
(для которой значение & является
средним из таких же отношений
для всех стенок зашитого профиля)
или полки профиля,
k — коэфициент, характеризующий сте-
пень влияния смежных стенок на
устойчивость расчетной стенки или
полки, зависящий от величины С =
/ * Y h
= [2_) _1 (здесь и 8j — ширина
\ 8,/ b
и толщина стенки или полки, смеж-
ной с расчетной).
Зависимость k от С представлена на
фиг. 36222 — I.
На фиг. 36222 — II дан расчетный
, b
график аКр по у , подсчитанный по при-
веденной формуле, для расчета стенок про-
филей на местную потерю устойчивости,
а на фиг. 36222 —Ш —для расчета полок.
7
49
36222-36223
Расчет катаных дуралевых профилей
36223
Расчет на общую потерю устойчивости
Если расчетом установлено, что стенки и полки профиля устойчивы, то
необходимо проверить профиль на общую устойчивость по графику фиг. 36223
или по формулам:
в случае шаровых опор:
= при -г,? 70,
\ i I
акр = 2900 — 21,2 4 Г
v ’ i см2
при
70;
50
Расчет катаных дуралевых профилей,
36223—36226
в случае торцевых опор:
а =2900- 14,8 4
кг
см2
при 4<100.
Здесь I — длина профиля,
i — минимальный радиус инерции сечения профиля (в случае профиля,
прикрепленного к обшивке, радиус инерции берется относительно оси,
параллельной касательной линии к обшивке),
С—коэфициент защемления, определяемый по формуле:
С=0,02 1.
i
при 100 <4 <200,
а при у> 200 принимаемый равным 4.
Расчет на опрокидывание
36224
В случае крепления профилей к обшивке, как указано на фиг. 36224—I,
необходимо сделать расчет на случай опрокидывания (фиг. 36224—11). Для
этого по формуле
<зкр = 2900—14,8 4 при 4<100 (см. 36223)
или по формуле
2^£ I
’кр = / I ПРИ > Ю0
\ * 7
определяется критическое напряжение уголка abc.
Фиг. 36224—1
Фиг. 36224—И
При этом уголок рассматривается, как изолированный, а радиус инерции
его сечения берется относительно оси, проходящей через центр тяжести сечения
уголка, или просто относительно оси, совпадающей с внешним краем стенки Ьс
уголка.
Выбор расчетного напряжения 36225
Из полученных по формулам или графикам 36222 — 36224 критических
напряжений за расчетное для профиля надо взять наименьшее.
Расчет на изгиб со сжатием 36226
Для расчета зашитых и открытых профилей на изгиб со сжатием в случае,
если изгиб происходит в плоскости симметрии сечения, можно пользоваться
графиком фиг. 36226, применяя шкалу ш0, а в случае изгиба в другой плоскости —
применяя шкалу т}. На графике фиг. 36226 введены обозначения:
^KD
9 =—L- — отношение критического напряжения к временному со-
°* противлению материала,
ФцЗ
то и /«j =-— — отношение напряжения изгиба, определяемого только от
сж изгибающего момента без учета продольных сил, к напря-
жению сжатия O'k продольных внешних нагрузок,
—22? _ отношение искомого напряжения сжатия к временному
аь сопротивлению материала.
51
36226 Расчет катаных дуралевых профилей
Фиг. 36226
52
Расчет катаных дуралевых профилей,
36226-36228
Предварительно определяются значения ср и тй или тх, если изгиб проис-
ходит не в плоскости симметрии сечения. Далее начало координат соединяется
прямой с соответствующей значению та или тг точкой на шкале тй или тг. Из
точки пересечения этой прямой с кривой <р (кривая <р берется соответственно
определенному значению <р) опускается перпендикуляр на ось 0?. По значению
координаты 5 и определяется допускаемое напряжение сжатия профиля.
_ b
Рациональное отношение стенки
О
Рациональным отношением -g ширины стенки к ее толщине является то,
при котором критические напряжения общей и местной потери устойчивости
равны между собой.
Рациональное отношение
ляется по формулам:
Н3’3/г"3'1)*
X (2,64-0,64/с)
36227
при £ < 85,
= 0,303 (2,64 — 0,64 ~
I
при у >85
или по графику фиг. 36227—I
(обозначения см. в 36222 и
36223).
Для профилей с торце-
выми опорами—по формулам:
М2'33]/1- 2-19)х
Х(2,64- 0,64/f)
I
при -<100,
| = 0,214 (2,64 —0,64/С)
I
при - > 100
или по графику фиг. 36227—И.
„ b
Для определения - при
значениях С иных, чем указаны
на графиках, можно пользо-
ваться интерполяцией.
г» й
Рациональное* отношение г полки
О
Рациональное отношение ширины к толщине
с шаровыми опорами определяется по формулам:
| = ^2,9|/4_ 3,l^(l,13 — 0,48Q
| = 0,303 (1,13 — 0,489^ при
или по графику фиг. 36228 — I (обозначения см. в 36222 и 36223).
полки
открытого профиля
при
-т>70
I
4 <70,
I
36228
53
36228—36231
Расчет прессованых дуралевых профилей
36
0. 20 40 60 80 1 100
’ Фиг. 36228—1
Для профилей с торцевыми опорами — по формулам:
g- = ^2,33|//'y-2J9)(l>13-O;48Q при 4 <100,
^ = 0,204(1,13 — 0,48С) 4 при у>Ю0
или по графику фиг. 36228 — II.
36230
36231
РАСЧЕТ ПРЕССОВАНЫХ ДУРАЛЕВЫХ ПРОФИЛЕЙ
Общие указания
Основные формы сечений прессованых дуралевых профилей приведены
на фиг. 36231. Расчет производится на местную и общую потерю устойчивости.
Величина критического напряжения акр при выпучивании стенок профиля
мало зависит от того, работает ли профиль изолированно или в системе с об-
шивкой.
54
Расчет прессованых дуралевых профилей
36231-36232
Защемление концов профиля на акр полок и стенок профиля не влияет.
Дополнительные плоские накладки на спаренный или одиночный профиль
устойчивости его стенок и полок не повышают, даже если критическое напря-
жение самой накладки больше или равно акр расчетного элемента (полки, стенки)
Фиг. 36231
профиля. Если же акр накладки меньше акр расчетного элемента профиля, то
значение среднего напряжения на профиль соответственно уменьшится.
В случае постановки того или иного профиля в качестве пояса лонжерона
с нетеряющей устойчивость стенкой расчетную величину критических напря-
жений следует брать по горизонтальному участку расчетной кривой, независимо
от расстояния между усиленными нервюрами.
Пояса ферменных лонжеронов или лонжеронов с тонкой стенкой Должны
быть проверены и на общую устойчивость, предполагая, что потеря устойчи-
вости пояса возможна лишь в плоскости самого лонжерона.
Все числовые расчеты для приводимых в 36230 графиков и формул про-
изведены в предположении, что Е~ 7,4ХЮ" кгфм2, р = 0,3 и зй -44 кг\мм2.
Расчет на местную потерю устойчивости
36232
Критическое напряжение окр в случае местной потери устойчивости эле-
мента профиля определяется по формуле:
акр = Д — У А2 — 16 ХЮ6
кг
см2
где
/ д \4
Л = И +4ХЮ3
к о /
Значения коэ-
фициента k берутся
по графику фиг.
36232 — 1. Величина
С определяется из
формулы:
b и 8 — ширина и
толщина расчетной
стенки или полки
профиля,
Ьх ив] — ширина и
толщина стенки и
полки, смежной с
расчетной.
Соответствующий
формуле расчетный
график для акр сте-
нок профиля дан
на фиг. 36232 — II, а
для полок — на фиг.
36232 - III.
55
36232
Расчет прессованых дуралевых профилей.
56
Расчет прессованых дуралевых профилей
36233
36233
в случае шаровых опор:
^Е
при
\ i )
4->62,
I
а =4000-33,3 4-
v I см2
в случае торцевых опор (заделка в узле):
С^Е1
= при
4-> 100,
I ' ’
кг
см2
при
4<62;
акр = 4000 — 20,5-4
Здесь I — длина профиля,
г —минимальный радиус инерции сечения профиля, который при работе
профиля в системе крыла или фюзеляжа подсчитывается относительно
оси, параллельной касательной к обшивке в точке крепления профиля
к обшивке,
С—коэфициент защемления, определяемый по формуле
С = 0,026-4 + 0,1 при 100<4<150,
I I
при
4-<100.
I
а при 4_> 15о принимаемый равным 4.
I
8
57
36234—36235
Расчет прессованых дуралевых профилей.
36234
Расчет на опрокидывание
В случае крепления профиля к обшивке, как указано на фиг. 36234, необ-
ходимо сделать расчет на случай опрокидывания. Для этого по кривой фиг. 36233
d
а Ь
4ZZZZZZZ&2
Ac d
....
Фиг. 36234
для случая торцевой опоры определяется критическое напряжение уголка abc.
При этом уголок рассматривается, как изолированный, а радиус инерции его
сечения берется относительно оси, проходящей через центр тяжести сечения,
или просто относительно внутреннего края стенки Ьс.
Можно поступать и так: радиус инерции определять только для полки ab относительно
той же оси, после чего по кривой фиг. 36233 для случая торцевой опоры находить критическое
напряжение.
В этом случае расчетные напряжения будут несколько выше, что вполне допустимо, так
как при расчете не учитывается влияние прикрепленной к обшивке полки cd.
36235 Расчет на изгиб со сжатием
Для расчета прессованых профилей на изгиб со сжатием в случае, если
изгиб происходит в плоскости симметрии сечения профиля, можно пользоваться
графиком фиг. 36235, применяя шкалу /п0, а в случае изгиба в другой плос-
кости — применяя шкалу тЛ.
На графике введены обозначения:
ф = L-----отношение критического напряжения к временному сопро-
тивлению материала,
®из
т()ит1=---------отношение напряжения изгиоа, определяемого только от изги-
°сж бающего момента без учета продольных сил, к напряжению
сжатия от продольных внешних нагрузок,
£ = ----отношение искомого напряжения сжатия к временному сопро-
тивлению материала.
Предварительно определяются значения ? и м0 или если изгиб проис-
ходит не в плоскости симметрии сечения. Далее начало координат соединяется
прямой с соответствующей значению т0 или точкой на шкале т0 или тЛ.
Из точки пересечения этой прямой с кривой у (кривая ® берется соответственно
определенному значению ?) опускается перпендикуляр на ось ();. По значению
координаты 5 и определяется допускаемое напряжение сжатия профиля.
58
Расчет прессованых дуралевых профилей
36235
ЕП.
2- ч
_|______1_
о
to Ш
О О'
J________|_
о' о
-J______I
Фиг. 36235
59
36236
Расчет прессованых дуралевых. профилей
36236 Рациональное отношение у
Рациональное отношение -у ширины к толщине полки прессованых про-
филей с шаровыми опорами определяется по формулам:
т=(2'7/ т-2-9)х
х (1,13 —0,48С)
при -4- < 62,
^- = 0,303 (1,13 — 0,48С) 4-
б I
или по графику фиг.
36236 — I, а для профи-
лей с торцевыми опора-
ми — по формулам:
М2'2/ т-3’2)х
X (1,13 — 0,48;)
при 4 <100,
4 = 0,189(1,13 —0,489 4-
О I
при
при
60
Расчет прессованых дуралевых профилей
36237
Расчетные графики для 36237
прессованых профилей
Для ряда прессованых про-
филей на фиг. 36237 представлены
графики критических напряжений
в зависимости от длины профиля.
Номера кривых на этих графиках
соответствуют номерам профиля.
Ке профиля 1 2 3 4 5 6
F [ел3] 0,234 0,294 0,434 0,564 0,684 0,584
В [л/л/] 12 15 15 15 18 20
s „ 1,0 1,0 1,5 2,0 2,0 1,5
№ профиля 7 8 9 10 11 12
F [сл/2] 0,764 0,734 0,964 1,164 1,72 2,3 2
В [л/л/] 20 25 25 30 30 40
8 ,, 2,0 1,5 2,0 2,0 3,0 3,0
№ профиля 13 14 15 16 17 18
F [ел’] 3,057 3,457 4,277 3,875 4,777 5,777
В [л/л/] 40 45 45 50 50 60
6 , 4,0 4,0 5,0 4,0 5,0 5,0
Фиг. 36237—I. Критическое напряжение прессованых профилей
продольном изгибе относительно оси
с торцевыми опорами
X—X
при
Фиг. 36237—И. Критическое напряжение прессованых профилей с торцевыми опорами
при продольном изгибе относительно оси х — х
№ профиля 1 2 3 4 5
F [с«3[ 0,395 0,761 0,517 0,943 1,14
И [«; 12 15 25 25 25
в „ 12 15 15 18 18
в 1,5 2,5 1,0 2,0 2,5
8, „ 2,0 3,0 1,5 2,5 3.0
№ профиля 6 7 8 9 10
F [ел3] 0,845 1,29 2,25 2,80 4,67
Н [мм] 30 30 40 50 65
В „ 18 18 25 30 40
1,5 2,5 3,0 3,0 4,0
81 „ 2,0 3,0 4,0 4,0 5,0
I
61
36237
Расчет прессованых дуралевых профилей.
! № профиля 1 2 а , ;_4 5 6 7
F [см1] 0,292 0,372 0,651 0,518 0,771 0,876 1,061
Н 13 20 20 23 25 25 25
в „ 12 13 15 13 18 18 20
г ., 1,0 1,0 1,5 1,2 1,5 1,8 2,0
а „ 3 3 5 4 5 5 6
№ профиля 8 9 10 11 12 13 14
F [СЛ<3] 0,876 1,161 1,261 1,825 3,533 5,687 7,650
Н [леи] 30 30 35 40 50 65 75
в „ 20 20 20 25 30 40 40
8 ,, 1,5 2,0 2,0 2,5 4,0 5,0 6,0
d „ 5 6 6 7 10 12 15
Фиг. 36237— III. Критическое напряжение прессованых профилей с торцевыми опорами
при продольном изгибе относительно оси х—х
Фиг. 36237—IV. Критическое напряжение прессованых профилей с торцевыми опорами
при продольном изгибе относительно оси х — х
№ профиля 1 2 3 4 5
F (с.«2) 0,855 1,119 1,421 1,875 2,127
И [лглг] 25 25 35 35 30
в 30 . 30 35 40 40
S „ 1,5 2,0 2,0 2,5 3,0
№ профиля 6 7 8 9 10
F [с-м=] 2,277 2,427 2,834 2,54 3,69
И [Af.w] 35 40 40 45 40
в ,, 40 40 40 40 50
8 ,, 3,0 3,0 3,5 3,0 4,0
62
Расчёт прессованых дуралевых профилей
36237
№ нрефиля 1 2 3
F 0,851 1,223 1,432
Н 20 25 25
В „ 15 20 20
д „ 1,5 1.5 1,8
Л 6 7 7
d „ 2,5 2,5 3 .
№ профиля 4 5 6
: F (с.«5] : 1,554 1,854 2,214
Н [-W.M] 25 30 35
В. „ 20 25 30
.. 2,0 2,0 2,0
Н, „ 7 7 8
d „ 3 3 3
Фиг. 36237—V. Критическое напряжение прессованых профилей с торцевыми опорами
при продольном изгибе относительно оси х—х
№ профиля 1 2 3
F М - 0,951 1,226 1,432
Н [мм] 20, 25 25
В „ 15] 20 20
5 „ 1,5 1,5 1,6
h „ 6 7 7
№ профиля 4 5 6
F [ел1] 1,554 1,854 2,214
Н [л*л*] 25 30 .35
В „ 20 25 30
8 „ 2,0 2,0 2,0
Л „ 7 7 8
Фиг. 36237—VI. Критическое напряжение прессованых профилей с торцевыми опорами
на случай опрокидывания
63
36237
Расчет прессованых дуралевых профилей
Фиг. 36237—VII. Критическое напряжение прессованых профилей с торцевыми опорами
при продольном изгибе относительно оси х— х
№ профиля 1 2 3 4
/•' [сл«’1 Н [л.и] В „ 8 Si „ 1,048 25 18 2,0 1,5 1,320 25 18 2,5 2,0 1,553 40 25 2.0 1,5 2,209 40 25 3,0 2,0
№ профиля 5 6 7
F [сЛ1а] Н Ljw.m] В „ 8 8. „ 3,011 40 25 4,0 3,0 5,180 50 35 5,0 4,0 6,216 50 35 6,0 5,0
Фиг. 36237.—VIII. Критическое напряжение прессованых профилей, с торцевыми опорами
на. случай опрокидывания
64
Расчет прессованых дуралевых профилей
36237
Фиг. 36237—IX. Критическое напряжение прессованых профилей с торцевыми опорами
при продольном изгибе относительно оси х — х
№ проф. 1 2 3 4 5 6
Н |лл«] В „ 8 .. 0,795 25 15 1,5 1,52 25 20 2,5 0,870 30 15 1,5 0,960 30 18 1.5 1,453 40 18 2,0 1,795 40 18 2,5
№ проф. 7 8 9 10 И 12
е Н[мм] в „ 8 „ 2,129 40 18 3,0 2,556 40 25 3.0 3,331 50 20 4,0 4,131 50 30 4,0 3,299 55 30 3,0 4,131 60 25 4,0
№ проф. 13 14 15 16 17
F [сл<’] Н [л«л<] В „ 8 „ 4,931 50 35 4,0 3,449 70 25 3,0 4,931 70 30 4.0 7,08 70 40 5,0 6,131 80 40 4,0
Фиг. 36237—X. Критическое напряжение прессованых профилей с торцевыми опорами
при продольном изгибе относительно оси у — у
9
65
36237
Расчет прессованых дуралевых профилей
№ проф. 1 2 3 4 5 6
F [сл!] 0,795 1,520 0,870 0,960 1,453 1,795
Н ]лл<] 25 25 30 30 40 40
В „ 15 20 15 18 18 18
8 „ 1,5 2,5 1,5 1,5 2,0 2,5
№ проф. 7 8 9' 10 И 12
F [с-и2] 2,129 2,556 3.331 4,131 3,299 4,131
И [jwjw] 40 40 50 50 55 60
в „ 18 25 20 30 30 25
8 3,0 3,0 4,0 4,0 3,0 4,0
№ проф. 13 14 15 16 17
F [см2] 4,931 3,449 4,931 7,080 6,131
Н [ .и.и] 60 70 70 70 80
В „ 35 25 30 40 40
8 „ 4,0 3,0 4,0 5,0 4,0
Фиг. 36237—XI. Критическое напряжение прессованых профилей с торцевыми опорами
на случай опрокидывания
№ проф. 1 2 3 4 5 6
F |сл(2] 0,704 0,804 1,235 .1,626 1,726 2,126
Н [леи] 25 25 25 25 30 40
в „ 18 18 20 20 20 25
8 ,, 1,6 1,2 1,5 2,0 2,0 2,0
d „ 3 3 5 6 6 6
№ проф. 7 8 9 10 И 12
F [см2] 2,526 3,156 3,792 4,702 4,392 5,884
Н [мм] 50 50 50 50 90 60
В „ 30 30 30 30 35 35
8 2,0 2,5 3,0 3,5 3,0 4,0
d „ 6 7 6 10 8 10
Фиг. 36237—XI]. Критическое напряжение прессованых профилей с торцевыми опорами
при продольном изгибе относительно оси х — х
66
Расчет прессованых дуралевых профилей
36237
№ проф. 1 2 3 4 5 6
F (сл»] 0,704 0,804 1,235 1,626 1,726 2,126
Н |льи] 25 25 25 25 30 40
в „ 18 18 20 20 20 25
6 » 1.0 1,2 1,5 2,0 2,0 2,0
d tr 3 3 5 6 6 6
Nt проф. 7 8 9 и И 12
F [сл<а] 2,526 3,156 3,792 4,702 4,392 5,384
Н [мм] '50 50 50 50 60 60
в „ 30 30 30 30 35 35
8 .. 2,0 2,5 3,0 3,5 3,0 4,0
d „ 6 7 8 10 8 10
Фиг. 36237—ХШ. Критическое напряжение прессованых профилей с торцевыми опорами
при продольном изгибе относительно оси у—у
№ проф. 1 2 3 4 5 6
F [сл»] 0,704 0,804 1,235 1,623 1,726 2,126
Н 15 15 20 20 20 25
в ,. 25 25 25 25 30 40
5 „ 1,0 1,2 1,5 2.0 2,0 2,0
d ,» 3 3 5 6 6 6
№ проф. 7 8 9 10 И 12
F [ел2] 2,526 3,196 3,792 4,702 4,392 5,884
Н[мм] 30 30 30 30 35 35
В ,, 50 50 50 50 60 60
5 » 2,0 2,5 3,0 3,5 3,0 4,0
d „ 6 7 8 10 8 10
Фиг.
36237—XIV.
Критическое напряжение прессованых профилей с торцевыми опорами
иа случай опрокидывания
67
36237
Расчет прессованых дуралевых профилей.
№ проф. 1 2 3
F 1,235 1,626 1,726
Н [лл] 25 25 30
В „ 20 20 20
8 1,5 3,0 2,0
74 проф. 4 5 6
F [сл<а] 2,126 3,792 5,884
Н [.ил] 40 50 60
В „ 25 30 35
5 „ 2,0 3,0 4,0
Фиг, 36237—XV.' Критическое напряжение прессованых профилей с торцевыми опорами
при продольном изгибе относительно оси х—х
Фиг. 36237—XVI. Критическое напряжение прессованых профилей с торцевыми опорами
при продольном изгибе относительно оси у—у
№ проф. 1 2 3
F [сла] 1,235 1,628 1,726
Н <мм\ 25 25 30
В „ 20 20 20
8 „ 1,5 2,0 2,0
№ проф. 4 5 6
F [сл<3] 2,126 3,792 5,884
Н [лсм] 40 50 60
в „ 25 30 35
8 „ 2,0 3,0 4.0
68
Расчет прессованых дуралевых профилей.
36237
№ профиля 1 2
F [ел2] 0,830 1,291
Н [лл] 20 25
В „ 30 35
8 „ 1.5 2,0
81 „ 2,0 2,5
№ профиля 3 4
F [ел2] 1,665 2,815
Н [лл] 30 35
В „ 40 40
8 2,0 2,5
81 „ 3,0 4,0
Фиг. 36237—XVII. Критическое напряжение прессованых профилей с торцевыми опорами
при продольном изгибе относительно оси х — х
№ профиля 1 2 3 4 5
F [сл2] 0,467 0,846 0,958 1,161 0,825
Н [.и.и] 25 25 25 25 30
в „ 15 20 20 20 20
8 „ 1,5 2,5 2,5 3,0 2,0
8t 1,0 1,5 2,0 2,5 1,5
№ профиля 6 7 8 9
F [сл2] 1,286 2,101 2,601 4,432
Н [мм] 30 40 50 65
в „ 20 25 30 40
8 „ 3,0 4,0 4,0 5,0
а, „ 2,5 3,0 3,0 4,0
Фиг. 36237—XVIII. Критическое напряжение прессованых профилей с торцевыми опорами
при продольном изгибе относительно оси х — х
I
69
36237
Расчет прессованых дуралевых профилей
№ профиля 1 2 3 4 j 5
F [ с.ч’1 0,29 0,365 0,349 0,513 0,768
Н [.hjw) 13 20 20 . 23 25
в „ 12 13 15 13 18
S 1.0 1,0 1.5 1.2 1,5
R 46 52 58,5 51,5 20
а „ 3 3 5 4 5
№ профиля 6 7 8 9 10
F [ел*3] 1.016 2,873 1,154 1,254 1,813
Н [л<л<] 25 30 30 35 40
В „ 18 20 20 20 25
8 „ 2,0 1,5 2,0 2,0 2,5
R „ 95 95 95 95 115
а „ 6 5 6 6 7
О 20 40 60 60 100 120
Фиг. 36237—XIX. Критическое напряжение прессованых профилей с торцевыми опорами
при продольном изгибе относительно оси х — X
Фиг. 36237—XX. Критическое напряжение прессованых профилей с торцевыми опорами
при продольном изгибе относительно оси х — х
70
Расчет хромансилевых профилей
36240-36242
РАСЧЕТ ХРОМАНСИЛЕВЫХ ПРОФИЛЕЙ
Общие указания
Стальные профили в основном применяются в качестве поясов лонжерона.
Основные формы сечений хромансилевых профилей представлены на фиг. 36241.
36240
36241
Фиг. 36241
Если лонжерон имеет не теряющую устойчивость стенку, то профиль пояса
рассчитывается только на местную устойчивость. Если стенка лонжерона заве-
домо теряет устойчивость или лонжерон ферменный, то профиль пояса необхо-
димо проверить на общую потерю устойчивости, предполагая, что потеря
устойчивости произойдет лишь в плоскости лонжерона.
Дополнительные плоские накладки не увеличивают <зкр профиля, если окр
самой накладки равно илй больше, чем <зкр профиля. Если же <зкр накладки
меньше зкр профиля, то среднее значение критического напряжения такой кон-
струкции соответственно уменьшится.
Расчет стальных термически обработанных профилей на местную и на
общую устойчивость производится по формулам, полученным для стержней,
работающих в области упругих деформаций. При вычислениях принято: модуль
упругости материала £'=2Х10': кгфм2, коэфициент Пуассона р = 0,3.
Расчет на местную потерю устойчивости
Критическое напряжение акр потери устойчивости стенки или полки про-
филя определяется по формуле:
акр = 1,81 X Ю8 k
Значение коэфициента k в зависимости от С определяется по графику
фиг. 36242 — I.
36242
b / ‘
Фиг. 36242—1
Величина коэфициента С определяется из выражения
г_Ш3А
) ь ’
71
3624236243
Расчёт хрбмансилевых профилей.
где 8 и b — толщина и ширина расчетной стенки или полки,
и Ьх — толщина» и ширина смежного с расчетной стенкой или полкой
элемента.
Критические напряжения стенки и полки профиля, соответственно рас-
четной формуле, можно определять по графику фиг. 36242 — II.
36243
Расчет на общую потерю устойчивости
Критическое напряжение <зкр при общей потере устойчивости профиля
определяется по графику фиг. 36243 (при 160 лгг/лгл/2) или по формулам:
72
Расчет хромансилевых профилей.
36243-36244
в случае шаровых опор:
Окр; о*' при у
к^Е I
~кр == / \2 При
\ i J
риала при соответствующей термической обработке материала профиля,
С —коэфициент защемления, определяемый по формуле
С =
i
26.
Расчет на изгиб со сжатием 36244
Если профиль подвергается одновременно изгибу и сжатию, то допускаемая
сила сжатия определяется по графику фиг. 36244; при этом для случая изгиба
10
73
36244
Расчет хромансилевых профилей
Фиг. 36244
74
Расчет хромансилевых профилей
36244
36246
в плоскости симметрии сечения для определения напряжения сжатия приме-
няется шкала тй, а для случая изгиба в другой плоскости — шкала mY.
На графике фиг. 36244 введены обозначения:
= — отношение критического напряжения профиля к временному
сопротивлению материала,
а
тй и тг =-----отношение напряжения изгиба, определяемого только от изги-
°сж бающего момента без учета продольных сил, к напряжению
сжатия от продольных внешних нагрузок,
— отношение искомого напряжения сжатия к временному сопро-
°ъ тивлению материала.
Предварительно определяются значения <р и тй или mlt если изгиб проис-
ходит не в плоскости симметрии сечения. Далее начало координат соединяется
прямой с соответствующей значению /п0 или тх точкой на шкале т0 или
Из точки пересечения этой прямой с кривой (кривая <р берется соответственно
определенному значению ср) опускается перпендикуляр на ось 0£. По значению
координаты £ и определяется допускаемое напряжение сжатия профиля.
Рациональное отношение -к-
О
Рациональное отношение стенки или полки профиля с шаровыми опо-
рами определяется по формуле
= 0,302 Vk ,
36245
а для профилей с торцевыми опорами — по формуле
|- = 0,213Уа4.
Коэфициент k определяет-
ся по графику фиг. 36242 — I;
/—длина профиля, г—наимень-
ший радиус инерции сечения
профиля.
Расчетные графики
Для ряда хромансилевых
профилей на фиг. 36246—I—V
даны расчетные кривые зкр в
зависимости от длины профи-
ля /. Номера кривых на этих
графиках соответствуют номе-
рам профилей.
36246
№ проф. 12 3
F [с№] 3,489 5,089 4,799
Ц=В [лыс] 45 45 50
$ [лж] 4,0 6,0 5,0
Фиг. 36246—1. Критическое напряжение хромансилевых профилей с торцевыми опорами
при продольном изгибе относительно оси х—х
75
36246
Расчет хромансилевых Профилей
№ типов 203 202
№ проф. 1 1
ХГсл’] 1,615 1,432
Н [л1х] 26 30
В „ 23,5 20
«1 „ 3 3
4 3
№ типов 204 202
№ проф. 1 2
F [с№] 2,755 2,889
Н Гл<л<] 31 45
В „ 28 30
S1 6 4
8. „ 4 4
-ч
Фиг. 36246—II. Критическое напряжение хромансилевых профилей с торцевыми
опорами при продольном изгибе относительно оси х — х
Фиг. 36246—III. Критическое напряжение хромансилевых профилей с торцевыми
опорами при продольном изгибе относительно оси х — х
№ проф» 1
F 2,675
/Y 1л<л<] 38
В „ 35
Bl „ 3
8. „ 5
Rx „ 50
76
Расчет хромансилевых профилей,
36246
Фиг. 36246—IV. Критическое напряжение хромансилевых профилей с торцевыми
опорами при продольном изгибе относительно оси х — х
№ Проф. 1 2 3 4 5 6
- F [cjwa] 1,264 1,792 2,117 3,693 4,802 4,096
И [лии] 20 30 32,5 28 37 37,5
В „ 34 38 40 45 45 57
81 2 2 3 4 5 3
8я >> 2,5 3 2,5 6 7 5
№ проф. 7 8 9 10 11 12
F [с-м*] 5,866 6,641 8,56 5,772 7,857 8,281
Н [ALM] 40,5 36 40 51 53 53
в t, 57 60 60 60 60 65
8i „ 4 6 8 4 6 6
®я »> 7,5 8 10 6 8 8
Фиг. 36246—V. Критическое напряжение хромансилевых профилей с торцевыми опорами
при продольном изгибе относительно оси х — х
77
36250—36252
Расчет обшивки
36250 РАСЧЕТ ГЛАДКОЙ ОБШИВКИ
36251 Расчет обшивки на растяжение
Расчет следует производить по живому сечению.
Расчетное напряжение для обшивки из материала Д-4 определяется по
формуле:
з = 0,85^1
а для обшивок из материала Д-16— ,
а = 0,9^1 — ~
Здесь d — диаметр отверстия для заклепки,
Z — шаг заклепочного шва,
аь— временное сопротивление материала на разрыв.
36252 Расчет на сжатие плоской обшивки, подкрепленной профилями
Критическое напряжение зкр обшивки определяется по формуле
s у
зкр — kE>
где Е—модуль упругости материала обшивки,
8—толщина обшивки,
b — расстояние между профилями,
, а
k — коэфициент, зависящий от отношения сторон клетки-^-.
На графике фиг. 36252—I даны значения коэфициента k для различных слу-
чаев закрепления краев обшивки. Для обычных конструкций (обшивка с про-
филями соединяется однорядным заклепочным швом) принимается, что обшивка
шарнирно оперта по всем четырем сторонам.
Разрушение обшивки, подкрепленной профилями, происходит при
достижении в подкрепленных профилях критического напряжения сжатия,
которое следует определять по графикам зкр для изолированных про-
филей (см. 36220 — 36240). Расчетную длину / при этом следует принимать равной
расстоянию между осями профилей поперечного набора; коэфициент заделки
С для обычных конструкций может быть принят равным 2; сечения i следует
подсчитывать для изолированного профиля, т. е. без учета обшивки. Разруша-
ющая нагрузка на подкрепляющий профиль определяется по формуле
Р=Зкр.п(Д+&прЗ),
где зкр. п—критическое напряжение изолированного профиля,
F— площадь поперечного сечения профиля,
8 — толщина обшивки,
ЬПр — приведенная ширина обшивки.
Приведенная ширина обшивки может быть определена по формуле
Здесь 8 — толщина обшивки,
зКр—критическое напряжение в обшивке,
зп — напряжение в продольном профиле.
Для обычных конструкций в случае открытого профиля, прикрепленного
к обшивке однорядным заклепочным швом (фиг. 36252—II), приведенная ширина
обшивки будет равна
78
Расчет обишьки
36252
Нагруженные края
х = 0 и х = а
Ненагруженные края
у = О | у =-- b
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
оперты
защемлены
оперты
защемлены
оперты
защемлены
оперты
защемлены
оперты
защемлены
Фиг. 36252 I
оперт
оперт
защемлен
защемлен
оперт
оперт
зяте млей
защемлен
защемлен
защемлен
свободен
свободен
свободен
свободен
оперт
оперт
оперт
оперт
защемлен
защемлен
Фиг. 36252— И
Фиг. 36252-111
В случае зашитого профиля, присоединенного к обшивке двухрядным
заклепочным швом (фиг. 36252—III), приведенную ширину обшивки следует опре-
делять по формуле:
Z’np = 1,9? -f- |-Z>3 — в случае &3 < 1,9? ,
/~~Р /~ Е
Ь? = 3,8?|/ — —в случае &3 > 1,9? | / ,
где &з — расстояние между заклепочными швами.
79
36252- 36254
Расчет обшивки
ПРИМЕЧАНИЕ.Для удобства вычислений расчет можно производить,пользуясь методом
редукционных коэфициентов. В этом случае разрушающая нагрузка на подкрепленный
профиль определяется ио формуле
/’=3кр. рЬР
।де sr|1 u --критическое напряжение изолированного профиля,
F -площадь поперечного сечен,ы профиля,
ь толщина обшивки,
b — расстояние между профилями,
Ь
а — редукционный коэфициент: ? -- -у- .
36253 Расчет на сжатие криволинейной обшивки, подкрепленной профилями
Критическое напряжение обшивки, свободно опертой по всем
четырем сторонам, определяется по формуле
shp —0,3 £-° - ,
1 г
где S--толщина пластины,
г — радиус начальной кривизны обшивки,
Е модуль упругости материала обшивки.
ПРИМЕЧАНИЕ. Формула—эмпирическая и может применяться для обшивок с началь-
ным радиусом кривизны г, лежащим в пределах 300 . '.'/' ./2i)00 [лм/].
Критическое напряжение обшивки, свободно опертой по нагру-
женным сторонам и заделанной по двум другим, определяется по формуле:
5Kp^O,3£-^4-5£0J .
Пределы применимости этой формулы такие же, как и в случае обшивки,
свободно опертой ио всем четырем сторонам (как и в предыдущем случае).
Разрушающая нагрузка определяется в предположении, что обшивка
плоская (см. 36252).
36254 4 Расчет обшивки на сдвиг
Напряжение сдвига в тонкостенной обшивке определяется по формуле:
Значение коэфициента k,- для двух случаев заделки
фике (фиг. 36254 II).
где Q--перерезывающая сила,
действующая па об-
шивку,
F—площадь сдвига.
Напряжение т должно
быть меньше допускаемого
напряжения или равно ему.
Допускаемое напряжение
сдвига плоских и криволи-
нейных дуралевых обшивок,
подкрепленных стрингерами,
определяется по графику фиг.
36254- ( (основной график по-
строен для случая 5 = 1 мм\
для определения тд в случаях
другой толщины служит вну-
тренний график).
Критическое касательное на-
пряжение сдвига п л о с к ой о б-
III и в к и определяется по формуле
/ 6 \2
И •
краев обшивки представлено па гра-
80
Расчет обшивки
36254 36261
Для обычных конструкций обшивки с подкреплением рекомендуется рассчитывать на случай
свободного опирания всех четырех краев.
Критическое касательное напряжение сдвига криволинейной обшивки определяется
по формуле
где г—радиус кривизны обшивки.
РАСЧЕТ ГОФРА И ГОФРА С ОБШИВКОЙ 36260
Расчет гофра на сжатие 36261
Критическое напряжение сжатия панели кругового гофра с торцевыми опо-
рами при общей (на длине /) и местной потере устойчивости определяется по
графику фиг. 36261—1. Меньшая из этих величин будет расчетным напряжением
для панели.
Радиус инерции гофра i и отношение радиуса волны г к толщине гофра
3 определяются по формулам:
. t
1 ~ '° 50 ;
8 j \ о j 50 "8 '
/ \ • /о
(г \
-g- ] и 80 определяются по графику фиг. 36261 —II взависи-
/ о
мости от отношения длины волны (шага гофра) t к высоте гофра h.
11
81
36261
Расчет, гофра
Для гофра из материала Д-16Т с отношением — 2, 2,4 и 3 расчетные
напряжения могут быть получены из графиков фиг. 36261 —III, IV и V непосред-
ственно по заданным значениям I, t и 8.
Критическое напряжение при общей потере устойчивости определяется пересечением кривой
f (/) с прямой, параллельной оси ординат и проходящей через заданное значение t, а критическое
I--------------------1 .................1---------'----------1-------------------Т--------------------1
О 10 20 30 40 % 50
82
Расчет гофра
36261
напряжение при местной потере устойчивости — пересечением кривой f (S) с той же прямой
(см. фиг. 36261 - - IV).
i 76
Для гофра с из материала Д-16Т по заданным значениям I ио
п оЛ
расчетные напряжения определяются непосредственно по графику фиг. 36261—VI.
При подборе гофра следует иметь в виду, что наиболее выгодным по весу
является гофр с отношением -^- = 2. Значение ~ не следует выбирать больше 3.
83
36261
Расчет гофра
84
Расчет гофра с обишвкой
36262
Расчет панелей гофра с обшивкой
36262
Расчет панелей гофра с обшивкой производится по формуле:
Р = (F -ф » Fo6) а = Ь (£5 Ц- <роо6) а,
где
а —расчетное напряжение для
изолированного гофра,
F—площадь сечения гофра,
Роб — площадь сечения обшивки,
b — ширина панели,
8 — толщина гофра,
%б — толщина обшивки,
k —отношение длиныдугикдли-
не волны гофра, определяе-
моепо графику фиг. 36262—I,
<р—редукционный коэфициент
обшивки, определяемый по
графику фиг. 36262 — II.
Среднее напряжение сжа-
тия в панели аср равно:
__ Р _______ kb у8о6
с₽ F Fo6 k'j ®об
85
36270—36273
Расчет тонкостенной балки
36270 РАСЧЕТ ТОНКОСТЕННОЙ БАЛКИ
36271 Подбор толщины стенки 8 должен производиться с соблюдением условия,
чтобы напряжение сдвига т, определенное по формуле т —— ,где(? — пере-
резывающая сила и Н — высота балки, не превосходило величины 10-г-12 кг]мм\
При 0 < -^5- <0,05 стенка балки считается тонкой, а расчет балки про-
изводится по теории диагонально растянутого поля (36272). Здесь через ткр
обозначено критическое касательное напряжение (см. 36254), а через о6 — времен-
ное сопротивление разрыву материала.
При > 0,05 стенка оказывается более нагруженной за счет напряжений
изгиба, а пояса стойки и стрингеры от потерявшей устойчивость стенки нагружа-
ются значительно меньшими усилиями, чем по теории диагонально растянутого
поля, и расчет ведется с учетом напряжений изгиба стенки (36273).
36272 Случай — <0,05. При действии
сосредоточенной силы Q на свободном
конце (фиг. 36272) расчет производится
по формулам:
напряжение растяжения в обшивке:
2Q .
//8 sin 2 а
сжимающее усилие'в стойке:
а.
Максимальный изгибающий момент в середине крайней стойки: Л4тах
= Qrg-ctga.
о । М. Q ,
Усилие в верхнем и нижнем поясах: >, = + —%- ctg a.
Максимальный изгибающий момент в верхнем и нижнем поясах посередине
пролета, между соседними стойками, возникающий после потери устойчивости
стенкой, равен:
36273
„ Q*3 4
Мтах = tg a.
В этих формулах a—угол наклона
волны, величина которого для практи-
чески применяемых в самолетостроении
балок изменяется в интервале от 40°
до 45°.
Случай ——>0,05. Сжимающее уси-
аь •
лие в стойке вследствие потери устой-
чивости стенкой определяется по фор-
муле:
Значение k определяется по графи-
ку фиг. 36273.
Каждая кривая фиг. 36273 соответ-
ствует определенному значению отноше-
ния площади сечения стойки к площади
сечения стенки между стойками.
86
Расчет оболочка
36273-36283
Дополнительное осевое усилие в поясе вследствие потери устойчивости
стенкой и местный изгибающий момент в поясах балки определяются по тем же
формулам, что и для балки с очень тонкой стенкой (см. 36272).
Напряжения в поясах балки, полученные от общего изгиба и местного
изгиба, алгебраически суммируются.
РАСЧЕТ ТОНКОСТЕННОЙ ЦИЛИНДРИЧЕСКОЙ ОБОЛОЧКИ, 36280
ПОДКРЕПЛЕННОЙ ШПАНГОУТАМИ
Расчет на изгиб
36281
Критическое напряжение сжатия при чистом изгибе круговой цилиндри-
ческой оболочки радиуса R и толщины о определяется по графику фиг. 36281.
Для оболочек с сечениями, мало отличаю-
щимися от кругового, критическое напряжение
определяется по графику фиг. 36281 по значе-
R
нию -у для наиболее напряженного места.
Расчет на кручение
36282
Критическое касательное напряжение при
кручении круговой цилиндрической оболочки
радиуса R и толщины 8 определяется по фор-
муле:
ЬР( Ъ Y'35
'кр =kcl — I
Значение коэфициента k в зависимости
от отношения -L- (расстояния между шпангоута-
к
ми к радиусу оболочки) определяется по графику
Расчет на изгиб и кручение 36283
Оболочка будет устойчивой, если величины а и -с будут удовлетворять не-
равенству:
f—У + (— Y<L
\ Зкр / к ^кр J
Величины критических напряжений аКр и сКр, входящие в это неравенство,
вычисляются по графикам и формулам, приведенным в 36281 и 36282.
87
36300
36310
36311
36312
РАСЧЕТ ЭЛЕМЕНТОВ ДЕРЕВЯННЫХ КОНСТРУКЦИИ
И КОНСТРУКЦИЙ ИЗ ДЕЛЬТА-ДРЕВЕСИНЫ
РАСЧЕТ ЛОНЖЕРОНОВ НА ИЗГИБ
Общие указания
Определение разрушающих нагрузок на деревянную балку основано на
гипотезе плоских сечений и упрощенной диаграмме деформаций. На фиг. 36311
штриховыми линиями показаны типовые диаграммы деформаций при растяже-
нии и сжатии дерева, а сплошными линиями — упрощенные диаграммы.
Конец упрощенной диаграммы растяжения характеризуется координатами:
временное сопротивление на разрыв — предельная деформация е“, причем
Упрощенная диаграмма сжатия представляет собой ломаную прямую,
верхняя часть которой, параллельная оси абсцисс, — касательная к линии типо-
вой диаграммы. Конец прямой ОА характеризуется координатами: временное
оастяжения
сжатия
Фиг. 36311
сопротивление сжатию
а* сж — деформация нача-
ла текучести ет, причем
гт = На участке АВ
£
увеличение деформации
считается происходящим
при постоянном напряже-
нии. Конец площадки те-
кучести В, характери-
зуемый предельной де-
формацией е°ж, берется
там, где на действитель-
ной диаграмме начинает-
ся заметное падение на-
пряжения, причем
о вЬ сж
:сж = ^ ==Г\—Е~ •
Модуль упругости Е на растяжение' и
Величина для сосны принята равной 4 и
сжатие принимается одинаковым,
для дельта-древесины равной 2,5.
Расчетные формулы изгиба балки, имеющей сечение
произвольной формы
На фиг. 36312 показано распределение напряжений в момент разрушения
при изгибе деревянной балки, имеющей произвольную фсг:.гу сечения.
Между ординатами границы упругой зоны h и цс :тральной линии h0
имеется следующая зависимость:
/г0 = ah,
где
Iх
а = — -
и р. = —
3Z> сж
88
Расчет деревянных лонжеронов
36312—36314
Высота упругой зоны определяется из уравнения
и из уравнения
/ F \ — 5
( 1 | Ф р J == 1 | Ф pjp ’ ^СЛИ £с;к =±= £сж .
Разрушающий изгибающий момент определяется по формуле
М =[5— (р. + !)(5i — ^1)1 а*сЖ , если гсж<е’ж,
и по формуле
М =
5-ф—
1 — h
если есж=е’ж.
В приведенных формулах:
т- h
п = —относительная высота упру-
77 гой зоны,
F — площадь всего сечения,
Fj — площадь упругой зоны се-
чения,
5—статический момент всего се-
чения относительно оси z,
Sj — статический момент упругой
зоны сечения относительно
оси z,
W\ = ~ , где Д — Момент инерции
оси z,
Ф = 71 — 1.
Фиг. 36312
упругой зоны сечения относительно
Расчетные формулы изгиба балки, имеющей сплошное 36313
прямоугольное сечение (фиг. 36313)
Относительная высота упругой зоны:
2
^+1’
где
а.
сж
Разрушающий изгибающий момент определяется по формуле:
Зр—1 BFF
" i—;----£ &b сж
ц-4- 1 6
Расчетные формулы изгиба балки, имеющей коробчатое сечение 36314
При изгибе деревянных балок коробчатого сечения возможны четыре
расчетных случая в зависимости от величины упругой зоны (фиг. 36314—1).
М =
12
89
36314
Расчет, деревянных лонжеронов
Случай 1 Случай 2 Случай 3 СлучлйЬ
h>H H>h>(H-T) (Н-Т)>Ъ>Ъ h<t
Фиг. 36314—1
Расчетные формулы приведены в табл. 36314.
Таблица 36314
Случай М В№ aZ> сж 6 _ h h = 77 Примечание
1 • |г --7“— — За (1 — Y)] (р- + В 1 2я/
2 (р +1) [2 -=^~ -3«(1-7)+ (з-| -h 2)] зО-тЭ+Да (3’<-2Г-л0 1 -aj +/(!-«7)2-1 1-Л/ + + ]/>72-2(14-7)7+27 при гсж < <ж ПРИ есж — есж
3 3(2 — 7) 7 — (47—р7) 7 3(1 _т) (ЗА -27) Г 1 i^L Ь4**’ । а. ч? -э- " + + ПР“ %ж < гсж ПРИ есж = гсж
4 В т Зи. — 1—9 — р + 1 /2+6(1-/)7' h 3 3(1-7)-Ф1__- абл. 36314 приняты следующие обо р = —— ; а Зсж 2 _ р. + 1 2 1 + /' + 27 значения: _ Р . р. -|- 1 ’ при гсж < е°ж ПРИ есж Есж 1
'{-=1-1; в = 1 + Д2;
т = (1 —
90
Расчет деревянных лонжеронов
36314
В ширину полки толщина фанерных стенок не включается.
Для установления расчетных случаев при данных толщинах сжатой и растя-
91
36314—36315
Расчет деревянных лонжеронов
36315
Случай балки с полками разной ширины
На фиг., 36314—IV показано сечение балки с полками разной ширины.
Разрушающий изгибающий момент в расчетном случае 3 определяется по формуле:'
В = ~Г И а = -т- •
Фиг. 36314—IV
Оптимальное коробчатое сечение
При заданных внешних размерах (В и Н) и изгибающем моменте (Л4)
оптимальным будет сечение с наименьшей площадью, что может быть обеспе-
чено выбором надлежащего соотношения между сжатой и растянутой полками.
На фиг. 36315—I приведен график, позволяющий подобрать оптимальное
сечение для коробчатой балки с сосновыми полками, и на фиг. 36315—II — из
$ = —а по оси ординат —относительные толщины сжатой и растянутой
/Ио
полок (Т и t).
Для определения Т и t, соответствующих оптимальному сечению, по
заданным габаритам сечения [В и И) находят сначала разрушающий момент
соответствующего сплошного сечения:
м “ 1
^0 —6” а*сж’
где
с ж
Для сосны при ок = 350 кг/см2 и аь = 830 кг/см2
ВН2
= 635 -g—,
92
Расчет деревянных лонжеронов
36315—36316
для дельта-древесины при а6сж= 1 600 кг/см2 и аь = 2 500 кг/см2
ВН2
Мй = 2 300 .
Фиг. 36315—II
Определив для взятого сечения по эпюре изгибающих моментов^ вели-
чину /И, находят отношение и для сосны по графику фиг. 36315—I, а для
дельта-древесины по графику фиг. 36315—II—относительные величины сжатой
и растянутой полок оптимального сечения.
Приближенный метод поверочного расчета балок коробчатого сечения 36316
С достаточной для практики степенью точности расчет деревянных балок
коробчатого сечения можно производить с помощью графика оптимального
сечения (фиг. 36315—I и II).
93
36316-36321
Расчет стержней
Обычно заданное сечение отличается от оптимального: при данной отно-
сительной толщине сжатой полки (Г) относительная толщина растянутой
полки (F) меньше или больше оптимальной.
Расчет состоит в следующем: по заданным относительным толщинам сжа-
той и растянутой полок Т и t по графику фиг. 36315 для соответствующего
материала определяются соответственные значения $ и за расчетное принимается
меньшее из них.
Расчетное значение М вычисляется затем по формуле
М=1М0.
Для упрощения вычислений на фиг. 36316—1 и II приведены расчетные гра-
фики для лонжерона с полками из сосны и дельта-древесины.
Графики составлены без учета предельной деформации сжатых волокон,
так как ограничение деформаций для сосны (?[ = 4) и дельта-древесины (г; = 2,5)
влияет заметно только на размер высоты упругого участка, а на величину
изгибающего момента — незначительно.
36320 РАСЧЕТ СТЕРЖНЕЙ ИЗ СОСНЫ, ДЕЛЬТА-ДРЕВЕСИНЫ
И БАЛИНИТА
36321 Расчет стержней прямоугольного и трапецевидного поперечного
сечения на продольный изгиб
Критическое напряжение для стержней из сосны, дельта-древесины и ба-
линита в зависимости от временного сопротивления на сжатие а6сж определяется
по формуле:
акр .
В случае шарнирно заделанных концов стержня коэфициент ф в зависи-
мости от отношения -у длины стержня к радиусу инерции поперечного сече-
ния его определяется по графику фиг. 36321.
Для других случаев заделки концов стержней коэфициенты ср определяются
94
Расчет фанерных Пластин
36321-36331
где
по тому же графику, но по отношению у, умноженному на
С — коэфициент, характеризующий ,в формуле Эйлера заделку концов стержня.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. График фиг. 36321 построен для средних постоянных значений :
Е Е
для сосны -----= 300, а для дельта-древесины и балинита —-= 160.
°Рсж “й.сж
2. -Трапецевидное поперечное сечение можно заменить при расчете прямоугольным с
а 4- b
размерами сторон h и —, где h -— высота, а а и Ь — основания трапеции.
РАСЧЕТ ФАНЕРНЫХ ПЛАСТИН
Расчет фанерных пластин на устойчивость при сжатии
36330
36331
Пластины, свободно опертые по контуру. Величина критичес-
кого напряжения фанерной пластины (с размерами сторон а и Ь. и толщиною 8,
с нечетным числом слоев), сжимаемой вдоль внешних волокон (вдоль оси х,
фиг. 36331—I), определяется по приближенной формуле
/ g \ 2
ох кр = kx (-у ) [кг/см2],
а сжимаемой поперек внешних волокон (вдоль оси у, фиг. 36331—II)—по фор-
муле
/ 8 У
°хкР==^(-у1 [кг/см2].
Значения коэфициентбв kx и ky в зависимости от отношения сторон -~
приведены на графиках фиг. 36331—I и II.
95
3бз31
36332
Расчет фанерных пластин
36332
Пластины с заделанными продольными сторонами. Величи-
на критического напряжения фанерной пластины, сжимаемой вдоль внешних
волокон (вдоль оси х) для отношения сторон-^- > 4, определяется по формулам:
/ § V
Ъкр = 3,74X104 у) [кг/см2],
а сжимаемой поперек внешних волокон (вдоль оси у) для того же отношения
сторон — по формуле
/ 5 у
оукр = 2,63 X Ю4 у J [кг/см2].
Расчет фанерных пластин на устойчивость прн сдвиге
Величины критических касательных напряжений ткр для березовой фанер-
ной пластины (со сторонами а и Ь, толщиною 8, с нечетным числом слоев) при
Фиг. 36332-1
равномерном нагружении по контуру касательными
напряжениями определяются по следующим прибли-
женным формулам:
при направлении внешних волокон параллель-
но длинной стороне а (фиг. 36332—I):
ткр0= 1,193X104"
L
3,74 ХЮ5'
М V’5
\ ^ /
[кг/см2] ;
96
Расчет фанерных пластин
36332—36333
при направлении внешних волокон парал-
лельно короткой стороне b (фиг. 36332—II):
т кр 90 —
Г4.14/. Ю‘+
( ь }
[кг/см2] ;
Фиг. 36332 -II
е
при направлении внешних волокон под уг-
лом р = 45° к сторонам пластины (фиг. 36332—III)
'\а л
при ^->4:
/ й \з
тк₽45 = 1,17Х1Р6( — ) [кг[см2];
с
при направлении внешних волокон под углом
р = 135° к сторонам пластины (фиг. 36332—IV)
при -у>4:
/ g \ 2
Ткр 135 = 6,54 X 10Б ( у ) [кг/см2].
Фиг736332—III
Расчет фанерных пластин на устойчивость при одновременном
действии сжатия и сдвига
При одновременном действии сжатия и сдвига критическое состояние для
шарнирно опертой по контуру пластины, состоящей из нечетного числа слоев,
определяется по графикам фиг. 36333—I—III следующим образом:
36333
13
97
36333-36334
Расчет фанерных пластин
По найденным из расчета нормальному и касательному напряжениям о и и
вычисляются коэфициенты по формулам:
_ 0,816 о 100§
и
k-.= 0,816 т
Если полученное
значение kz будет мень-
ше значения kz , опре-
деляемого при данном
значении k„ по графи-
ку, то пластина будет
устойчивой.
На фиг. 36333—III по-
ложительным значением k-.
соответствует сдвиг под уг-
лом 45°, а отрицательным
значением k. соответствует
сдвиг под углом 135°.
Если длинные стороны пластины защемлены, то критические усилия сжа-
тия и сдвига увеличиваются в 1,7 раза.
36334
Расчет фанерной обшивки, подкрепленной стрингерами
При сжатии фанерной обшивки с нечетным числом слоев, подкрепленной
стрингерами вдоль внешних волокон фанеры (фиг. 36334), редукционный коэ-
фициент обшивки, потерявшей устойчивость, определяется по формуле:
£*стр
где
\ 2 & I гло
акр == 2,0 X Ю5 ( т ) t5,4X10"-F
р \Ь J 1 4 г \ см
Фиг. 36334
г — радиус кривизны обшивки,
£стр—модуль упругости стрингера,
’стр — критическое напряжение сжатия стрингера, определяемое по графику
фиг. 36321, при коэфициенте заделки С=2.
98
Расчет, фанерных пластая
36334 - 36335
При этом отношение -г следует определять относительно той оси, от-
носительно которой стрингер может изгибаться, работая в присутствии обшивки.
Для обшивки, направление внешних волокон которой составляет угол у с
направлением силы сжатия, редукционный коэфициент можно определять по
следующей приближенной формуле:
г / v°\ 1 F
Т, = Т. [1 -0,245^]-А
где <р0 — величина редукционного коэфициента, определяемая по приведенной
выше формуле,
Е-, —модуль упругости фанеры при сжатии под углом у к направлению
внешних волокон,
Ех— модуль упругости фанеры при сжатии вдоль внешних волокон.
Расчет тонкой фанерной обшивки, теряющей устойчивость 36335
при перекашивании *
Расчет тонких фанерных обшивок следует вести по касательным напря-
жениям по формуле
Тп м ’
где Q — перерезывающая сила,
h — высота обшивки,
8 — толщина обшивки.
При этом следует принимать тп по данным 36145.
36400
36410
36411
РАСЧЕТ СОЕДИНЕНИЙ
РАСЧЕТ ПРОСТЕЙШИХ МЕТАЛЛИЧЕСКИХ УЗЛОВ
Расчет болта
Расчет стального болта в узловых соединениях (например, типа, указанного на
фиг. 36411-—I), следует производить на срез по формуле:
4Р
т^-^—<0,6<
где Р—нагрузка, действующая на болт,
d — диаметр болта,
п — число плоскостей среза болта,
— временное сопротивление материала болта.
Для пустотелых болтов во избежание потери формы сечения болта (ова-
лизации) толщину стенок рекомендуется брать не менее 0,25 d.
Расчет узлов с коническими болтами следует вести по суммарной площади
среза болта, а разрушающее напряжение среза понижать на 0,03 <зь.
Фиг. 36411—I
Г
Если болт одновременно подвергается растяжению и сдвигу, то расчет
болта производится на срез, причем разрушающее напряжение среза опреде-
ляется по формуле:
где
(фиг. 36411—II),
о — напряжение растяжения в болте,
ъ — напряжение среза в болте.
В этом случае нагружения, кроме расчета болта на срез, необходимо произ-
вести проверку прочности болта в сечении нарезной части на растяжение; при
этом должно быть о <0,65 <зй.
100
Расчет, соединений,
36412
Расчет проушин 36412
Расчет проушин, нагруженных, как показано на фиг. 36412—1, производится
по формуле:
° = ~р Ьрь, ?
где Р—нагрузка на проушину,
F = (b — d)S— площадь поперечного сечения проу-
шины по центру отверстия, -— —-
kx — поправочный коэфициент, определяе-
мый по графикам фиг. 36412—II—VII,
у
зависящий от эксцентриситета е—
(см. фиг. 36412—I) и от отношения
ширины проушины b к диаметру от-
верстия d:
для одинарных проушин из:
дураля с <зь — 35 н- 40 кг]мм2 — по гра-
фику фиг. 36412—II,
стали с аь = 65 н- 80 кг1мм2 — по графику фиг. 36412—III,
хромансиля с ой=120 кг! мм2-— по графику фиг. 36412—IV;
для двойных проушин из:
дураля с ой=18~н22 кг\мм2 — по графику фиг. 36412—V,
стали с <зь — 65 -4- 80 кг)мм2— по графику фиг. 36412—VI,
хромансиля с ой=120 кг/мм2 — по графику фиг. 36412—VII.
Проушины должны быть проверены на смятие; для малоподвижных сочле-
нений (шарниры шасси, костыля) временное сопротивление на смятие должно
быть принято равным 0,65 аь, а для подвижных сочленений (в проводке управ-
ления) — не более 0,20 <зй.
101
36412
Расчёт соеданёний.
102
Расчет соединений
36412
103
36412-36413
Расчет соединений
36413
Расчет газосварных соединений хромансилевых труб
Расчет труб с газосварными швами производится по погонному усилию,
вычисляемому по формуле:
n{D — 8) ’
При телескопическом соединении труб
определяется по формуле:
где Рраз — разрушающая нагрузка
на трубу,
D — диаметр трубы,
8 — толщина стенки трубы,
5—разрушающее погонное
усилие.
Разрушающее погонное уси-
лие 5 для сварки встык под углом
а = 30° н-90° определяется по фор-
муле:
5=8(ой — 20)—f—5 [кг/мм],
где <зь — временное сопротивление
материала,
или по графику фиг. 36413—I.
разрушающее погонное усилие 5
S==8(e6 —6) — 4 [кг/мм],
104
Расчет соединений.
36413-36421
где 8 — толщина стенки трубы меньшего
или по графику фиг. 36413—II;
ддя соединения впритык —по формуле:
S = 8(1,1 + 1,8) - (0,25^ + 4) [кг/мм],
где 8 — толщина стенки трубы пояса,
или по графику фиг. 36413—III.
Расчетные формулы и графики были получены в результате обработки эксперимента.
Для сварки экспериментальных образцов, применялась присадочная проволока из двух
материалов:
из малоуглеродистой стали с временным сопротивлением сь = 80 -г-100 кг/мм2
и из хромомолибдена 20ХМА с временным сопротивлением сь = 100 кг/мм2.
РАСЧЕТ ЗАКЛЕПОЧНЫХ СОЕДИНЕНИЙ
36420
Расчет односрезных заклепочных соединений (фиг. 36421) 36421
Расчет односрезного заклепочного соединения производится по формулам:
для заклепки:
Р . nd2
для листа:
^-<(Z-d)8a6,
—- 2z8rft,
Фиг. 36421
где т4 и осм —напряжения на срез и смятие заклепок и листа, принимаемые равными:
для заклепки из материала марки Д-18 при d — 2,0 -<-6,0 мм
Tft=19 KZjMM2,
14
105
36421
Расчет соединений
для взрывной заклепки
при d = 2,0 н- 3,5 мм тй = 14 кг/жж2,-
при d = 4,0-=-6,0 мм хь = 16,5 кг]мм2',
для заклепки из материала марки Д-1
при d = 2,0-<-3,0 мм тй=22,5 кг^мм2,
при d = 3,5 -<- 6,0 мм тй-~22,0 кг)мм2',
для листов из материала марок Д-17Т; Д-16Т; Д-6Т, толщи-
ною 0,3 —1,0 мм
осм = б0 кг; мм2,
для листов из материала марки Д-17Т, толщиною 1,2—5,0 мм
осм = 70 кг/мм2,
для листов из материала марок Д-16Т и Д-6Т, толщиною 1,2—5,0 мм
бсм = 80 кг\мм2.
Расчет листа на растяжение см. 36251.
Разрушающая нагрузка для односрезного заклепочного соединения на срез
и смятие может быть также определена по табл. 36421—I—Ш.
Таблица 36421—1
Разрушающие нагрузки на срез и смятие для односрезного соединения
заклепками из материала марки Д-18
d заклеп- ки [мм] * ft. Сила среза заклепки Рср [кг] Материал листов
2,0 3,14 60 Д-17; Д-6; Д-16
2,3 4,15 79 Д-17; Д-6; Д-16
2,6 5,31 101 Д-17; Д-6; Д-16
3,0 7,07 134 Д-17; Д-6; Д-16
3,5 9,62 183 Д-17; Д-6; Д-16
4,0 12,57 239 Д-17; Д-6; Д-16
5,0 19,63 373 Д-17; Д-6; Д-16
6,0 28,27 537 Д-17; Д-6; Д-16
Сила смятия Рси [кг] при толщине листа 8 [л<лт]
0,3 0,4 0,5 0,6 0,8 1,0 1,2 1,5 И больше
36
41
47
54
63
48
55
62
72
84
96
60
69
78
90
105
120
Разрушающая нагрузка
определяется срезом заклепки
94
108
126
144
168
192
240
300
504
106
Расчет соединений
36421
Таблица 36421—II
Разрушающие “нагрузки на срез и смятие для односрезного соединения взрывными
заклепками из материала марки Д-18
d заклеп- ки [мм] I F [м лг2] Сила среза заклепки 7?сР [кг] . Материал листов
2,0 3,14 44 Д-17; Д-6; Д-16
2,3 4,15 58 Д-17; Д-6; Д-16
2,6 5,31 74 Д-17; Д-6; Д-16
3,0 7,07 99 Д-17; Д-6; Д-16
3,5 9,62 135 Д-17; Д-6; Д-16
4,0 12,57 207 Д-17; Д-6; Д-16
5,0 19,63 324 Д-17; Д-6; Д-16
6,0 28,27 465 Д-17; Д-6; Д-16
Сила смятия Рсм [кг] при толщине листа 8 [мм]
0,3 0,4 0,5 0,6 0,8
1.5
и боль-
ше
36
41
47
54
63
55
62
72
84
96
90
105
120
Разрушающая нагрузка
определяется срезом
заклепки
126
144 192
- 240 300
Таблица 36421—III
Разрушающие нагрузки на срез и смятие для односрезного соединения
заклепками из материала марки Д-1
d заклеп- ! ки [мм] С-1 IX, Сила среза 1 заклепки Рср [кг1] Материал листов Сила смятия Рсы [кг] г 1ри толщине листа 8 [мм]
0,3 0,4 0,5 0,6' 0,8 1,0 1,2 1,5 и боль- ше
2,0 3,14 70 Д-17; Д-6; Д-16 36 48 60 Разрушающая нагрузка
2,3 4,15 93 Д-17; Д-6; Д-16 41 55 69 83 определяется срезом
2,6 5,31 117 ' Д-17; Д-6; Д-16 47 62 78 94 заклепки
3,0 7,07 156 Д-17; Д-61; Д-16 54 72 90 108 144
3,5 9,62 212 Д-17; Д-6; Д-16 63 84 105 126 168 210
4,0 12,57 276 Д-17; Д-6; Д-16 — 94 120 144 192 240
5,0 19,63 432 Д-17; — — — — 240 300 420
Д-6; Д-16 — — — — 240 300
6,0 28,27 622 Д-17; — — — — — — - 504
Д-6; Д-.16 — — — — — 576
107
36421-36423
Расчет соединений
Диаметр заклепки при толщине листов 8-<1 мм определяется по формуле:
_____________________________ 4 Осм g
~~ « (Мзакл
но меньше, чем o'= 38, не должен выбираться, а при толщине листов 8^> 1 мм —
по эмпирической формуле: _
d [мм] = 2 ySj,
где 8j — суммарная толщина склепываемых листов.
Расстояние t между заклепками двух параллельных швов (фиг. 36421)
определяется по формуле:
d? (закл) I
2 8 б*
Расстояние t можно брать равным 3d.
Расстояние х от края склепываемых листов до первого ряда заклепок
находится по формуле:
36422
Для стальных листов и заклепок можно брать 2=1,5 d, а для дуралевых
листов и заклепок 2 = 2 d-\* 2 мм.
Шаг заклепок t3 для обшивки толщиною 8, склепываемой со стрингерами,
выбирается из условия 20 8 < t3 < 308.
Расчет двухсрезных заклепочных соединений
Расчет двухсрезного заклепочного соединения производится по формулам:
Р , nd2
для заклепки —
It Z
р
для листа •——(Z) 8ой ,
и
у<228тй,
„ „ — <$>осм.
п
Диаметр заклепки d, расстояние между заклепками двух параллельных
швов t и расстояние 2 от края склепываемых листов до первого ряда заклепок
(фиг. 36422) определяются по формулам:
Фиг. 36422
36423
Ставить более шести рядов заклепок не рекомендуется. Расстояние между
рядами для дуралевых листов и заклепок берут равным:
t=‘2.d-\-‘i [мм].
Расчет заклепок на отрыв головки
Расчетные разрушающие нагрузки на отрыв головок заклепок при симмет-
ричном нагружении (фиг. 36423 — I) определяются по графикам фиг. 36423 — II и III,
а при несимметричном (фиг. 36423 — IV) — по графикам фиг. 36423 — V и VI.
Эксплоатационные нагрузки выбираются в 3 — 4 раза меньше разрушающих.
108
Расчет соединении
36423
Симметричная нагрузна
Фиг. 36423—1
Несимметричная нагрузна
Фиг. 36423-IV
Фиг. 36423—V
109
36430-36432
Расчет болтов в дерева
36430 РАСЧЕТ СТАЛЬНЫХ БОЛТОВ В ДЕРЕВЕ И ДЕЛЬТА-ДРЕВЕСИНЕ
36431 Общее замечание
Болт в дереве рассчитывается, как балка на упруго-пластическом осно-
вании. Эпюра реактивной погонной нагрузки от упруго-пластического основания
показана на фиг. 36431 — I. Связь между деформациями и напряжением в дре-
Фиг. 36431-1
весине на элементарном участке болта принята по упрощенной диаграмме
фиг. 36431 — II, причем отношение предельной деформации (после которой про-
исходит раскалывание древесины) к деформации начала текучести принято
постоянным и равным двум.
36432 Расчет болта при симметричном нагружении
Для болта, нагруженного симметрично (фиг. 36432-—I), разрушающая
нагрузка с каждой стороны болта определяется по формуле:
Рь = 0,5 ср* бйа Ld.
х ~Т d Безопасная нагрузка определяется по формуле:
Рр == 0,5 бра Ld.
pl Коэфициенты и определяются по графикам, приве-
* ’ денным на фиг. 36432 — II, причем
Фиг. 36432—1
для сплошного болта:
ka
, кЕсР
СМ ’
для пустотелого болта:
L [см
d [см
dt [см
Е [кг 1см2
В приведенных формулах:
— длина части болта, находящейся в дереве,
— наружный диаметр болта,
— внутренний диаметр болта,
— модуль упругости болта; для стальных болтов независимо от марки
стали принимается £ = 2Х106 кг/см2,
НО
Расчет болтов в дереве
36432
На фиг. 36432 —III и IV даны графики значений р в функции а, по пара-
метру d, для сосны и дельта-древесины. При этом было принято:
для сосны:
Ао= 1,7ХЮ4 кг\слР, /гм = 0,ЗХЮ4 кг\см\
для дельта-древесины:
k0 = 5 X Ю4 кг<см3, й90 = 2,5 X Ю4 кг\см\
Сосна
d=0,6c 0,8 см 1,0 см м
—
1,2 см
7,4 см
-1,6 см -
1,6 ом
О 10° 20° 30° 40° ' 50° 60° 70° 80° а 90°
Фиг. 36432— III
111
36432
Расчет болтов в дереве
з6а и бр«—разрушающее напряжение и напряжение предела пропорциональности
смятия дерева, зависящие от диаметра болта и угла а; они опреде-
ляются в зависимости от напряжений бй0, o&so, Оро и Ор9о (вдоль воло-
кон и поперек волокон) по формулам:
__ ______° 60 5 690___ __________________3р0 °р90____
°ft“ бй0 8Ш2а-|-ой90со52а ’ рл ор0 sin2 а -ф- sp9a cos2 а ’
На фиг. 36432—V и VI даны графики значений для сосны и дельта-
, древесины, в функции а, по параметру d.
112
Расчет болтов в дереве
36432
Фиг. 36432—VII
15
113
36432- 36433
Расчет болтов в дереве
Для вычисления бра мож-
но пользоваться следующими
соотношениями:
для сосны:
для дельта-древесины:
Зро~О,67 Ойо,
6^90^0,67 a6go,
Зро-^-ОДб ,
брэо^ОДЗ бй90;
определяя значения зйП
и бй90 по графикам фиг. 36432—
V и VI.
На фиг. 36432 — VII и VIII
для болтов, работающих в сос-
не и дельта-древесине, даны
кривые разрушающих нагрузок
в функции длины болта при
наиболее ходовых диаметрах.
36433
Расчет болта при несимметричном нагружении
Примеры несимметричного нагружения болта
показаны на фиг. 36433 — I.
двумя концевыми силами
Нагрузки Р] и Р2 свя-
заны соотношением: Р2 =
= pPj, где р может менять-
ся от (4-1) до (— 1); отри-
цательные значения р. бе-
рутся при силах противопо-
ложного направления. Рас-
чет ведется по большей
силе Рг. Разрушающая ве-
личина этой силы опреде-
ляется по формуле:
Р1 ь — 0,5 о/, tt Ldt
безопасная — по формуле:
Р ip = 0,5 SpaLd\
коэфициенты и явля-
ются функциями не только $L, но и р-, причем frL и d, а также ~ь« и <зр Л — те же
величины, что и в случае симметричной нагрузки (см. 36432).
На фиг. 36433 —II приведены графики изменения по $L для р.= 1; 0,5;
0; — 0,5 и —1, а на фиг. 36433 — III—графики изменения по $L, для тех же
114.
Расчет болтов в дереве
36433,
Р[кг]
500
0
1500
1000
2
4
6
8
10
12
14 L[cm
Фиг, 36433—iV
36433 36434
Расчет болтов в дереве
значений Для промежуточ-
ных значений р значения <р*
и <рр приближенно находятся
линейной интерполяцией.
При pL^>2,8 коэфициенты
и <?р не зависят от р и, сле-
довательно, разрушающая и
безопасная нагрузки Рг опре-
деляются по случаю симмет-
ричного загружения (см.36432).
При этом разрушающая вели-
чина полной силы, передаю-
щейся посредством болта, при
нагрузках одинакового направ-
ления может быть найдена по
формуле:
Р1 + Р2=хРй(1+р).
Для случаев односторон-
него (р = 0) и антисимметрич-
ного (р =— 1) нагружения, для
болтов, работающих в сосне
и дельта-древесине вдоль и по-
перек волокон, на фиг. 36433—
IV — VII даны кривые разру-
шающих нагрузок в функции
длины болта при наиболее хо-
довых диаметрах.
36434 Расчет консольного болта
Пример несимметричного
консольного загружения болта
приведен на фиг. 36434 — I.
Нагрузка приводится к силе
Р и моменту Ра. Расчет ве-
дется по силе Р.
Разрушающая и безопас-
ная величины этой силы опре-
деляются по формулам: Ръ =
=0,5 <рй о/, а Ld, Рр ==0,5<рр вр «Ld.
Коэфициенты <р* и ур являются
функциями pZ, и г, где г =
— Величины^, L, d, о6а и
Ора — те же, что и в случае сим-
метричного нагружения (36432).
Фиг. 36434 -1
Фиг.
36433—VII
0 2 4 6 8 10 12 14 L[cm
116
Расчет болтов в дереве
36434
36435
На фиг. 36434 — II приведены графики изменения по $L при г = 0; 0,25;
0,5; 0,75 и 1,0, а на фиг. 36434 — III — графики изменения <рр по $L для тех же
значений г. Для промежуточных значений г значения <р& и <рр приближенно
находятся линейной интерполяцией.
Фиг. 36434—II
Фиг. 36434—III. График для расчета болта в дереве
по безопасным нагрузкам
Влияние прослоек из фанеры
В местах крепления металлических узлов к деревянным элементам кон-
струкции в последние, как правило, вводятся фанерные прослойки.
С помощью этих прослоек можно заметно повысить прочность болтового соединения. Фа-
нерные прослойки предохраняют дерево рт раскалывания, и увеличивают жесткость и прочность
древесного основания под болтом.
36435
117
36435—36436
Расчет болтов в дереве
При, наличии фанерных прослоек, находящихся в пластической зоне дре-
весного основания, разрушающее усилие на одном из концов болта (фиг. 36435)
может быть определено по формуле:
Рф = Рь (1 +Ф)>
где
8=-=--относительная толщина фанерных прослоек,
L расположенных в пластической зоне у одного
конца болта.
Фиг. 36435
Разрушающее напряжение ой0С при смятии определяется по графикам на
фиг. 36432 — V и VI.
Разрушающее напряжение оф бакелитовой фанеры при смятии в зависимо-
сти от диаметра болта и угла наклона нагрузки к направлению внешних воло-
кон фанеры дано в табл. 36435.
Таблица 36435
d [ел/] Разрушающее напряжение бакелитовой фанеры при смятии Оф [лгг/сл/2]
вдоль волокон 1 под углом 45° поперек волокон
0,6 700 300 450
1,0 600 250 385
1,8 500 200 300
Значения Рь и находятся по формулам и графикам для болтов, рабО'
тающих в дереве без фанерных прослоек (36432 — 36434).
Величина пластической зоны для рА^>0,6 определяется по формуле:
. 0,28 . .
Z1= [слс].
Для pZ,<C0,6 длина пластической зоны равна длине болта.
Влияние фанерных прослоек, расположенных в упругой зоне, значительно
меньше, чем расположенных в пластической зоне, поэтому приближенно сле-
дует вводить в расчет только толщины фанерных прослоек, находящихся
в упругой зоне.
36436
Указания по расположению болтов в соединении
При проектировании болтовых соединений следует:
из условий равнопрочности древесины на смятие и растяжение
поперек волокон отверстие под болтом располагать от свободного края
Л
древесины на расстоянии, не меньшем двух диаметров болта: - >2
(фиг. 36436);
тому же условию должно удо-
влетворять и расстояние между сосед-
ними рядами болтов;
из условий равнопрочности дре-
весины на смятие и срез вдоль воло-
кон устанавливать расстояние между
болтами одного и того же ряда не
.................... - - I
-менее;пяти диаметров болта: ^^•5.
Фиг. 36436
118
Гвоздевые соединения
36440—36442
ГВОЗДЕВЫЕ СОЕДИНЕНИЯ
36440
Раскалываемость древесины и фанеры при забивке гвоздей 36441
Порода ' Степень колкости 1 / Максимальный диаметр гвоздей (влей), не вызывающий раскалывания деталей с размерами2, не менее [мм]
5х5хзо ЮхЮХЗО 20X20X30 30X30X40 25X25X30 !
Липа' Бук - ) Неколкие 1 . 1,0 1.4 1.8 2,6 j
Сосна Пихта . Ель | Средней колкости 0,83 ' 1,4 1.8 2,3 —
Дуб Ясень j. Колкие 0,8 1,2 1.6 2,0 — •
Лиственница Фанера (в торец) Очень колкая 0,0 • 0,9 1,4 2.° 1,4
При необходимости увеличить диаметр гвоздя, указанный выше в таблице, следует прибегать к пред- варительной засверловке. Диаметр сверла следует выбрать путем пробы, но по возможности меньший, с ориентировкой на следующие значения разности ^гвоздя “^сверла» вызывающей "раскалывания древесины.
11 При забивке поперек волокон. s Последний размер вдоль волокон. 3 За исключением ели.
Разность в диаметрах гвоздя и сверла
Порода Размеры деталей не менее [мм]
5 X 5 X 30 10Х 10X30 20 X 20 X 30
Липа . . . 0,4 . 0,7 1,0
Сосна . . . 0,2 ' 0,4 1,0
Лиственница —. 0,1 0,4
Сопротивление гвоздей вытаскиванию поперек волокон древесины 36442
Расчетные (минимальные) величины в кг
• \ , Порода Размеры гвоздей [лелг]
Оцинкованные Неоцинкованные
0,7^6 0,8х9|0,9х12 1,0X12 1,0X15 1,2X15^,2X20 1,2X25 1,4X30 -1 1,4x20 1,6X25 Г . 1 2,0X35 2,0X40 2,5X40
Сосна' 4 8 9 10 13 13 16 16 20 9 10 14 17 17
Ель ...... 4 6 10 10 12 14 17 18 24 10 .12 U 20 20
Пихта 3 . 5 7 • 8 10 11 16 16 22 10 ю 18 20 20
Лиственница . 3 6 11 12 13 16 22 22 30 13 13 19 19 19
Ясень ..... 10 14 22 25 25 25 41 • —• - — 53 41 —.
Дуб 7 10 15 18 21 23 28 28 37 18 18 30 35< 30
Бук 7 12 17 20 24 25 34 34 44 20 27 36 43 50
Липа ...... 2 3 5 6 7 8 10 11 • 14 10 11 13 16 16
На практике целесообразнее применять, гвозди по возможности
ПРИМЕЧАНИЕ,
тонкие и длинные.
119
36450-36452
Шурупные соединения
36450
36451
36452
ШУРУПНЫЕ СОЕДИНЕНИЯ
Сопротивление шурупов вытаскиванию поперек волокон древесины
Расчетные (минимальные) величины в кг
Порода Размеры шурупов [мм]: диаметр X длина /
О чг Г-Н О X Г-Н 2,0X9 1 2,0X15 2,3X12 2,3X18 2,6X15 2,6x26 । 3,0X22 । 3,0X30 3,5x26 3,5X35 4,0X22 4,0X50 4,5X50 5,0X30 | 5,0X40
Сосна .... 12 14 14 22 22 40 32 55 45 68 64 94 63 140 151 101 150
Ель 9 11 12 22 16 28 23 48 42 66 62 80 42 116 130 76 112
Пихта .... 8 11 11 19 19 28 24 42 39 45 39 62 39 97 104 66 100
Лиственница . 12 12 12 24 26 52 40 81 77 83 75 ЮЗ 70 184 187 117 178
Ясень .... 12 16 22 41 44 73 56 91 116 116 106 142 102 230 276 186 271
• Дуб 16 18 19 32 41 72 56 82 74 102 92 124 74 214 263 157 217
Бук 14 19 20 30 24 49 41 73 70 102 103 146 76 188 214 140 204
Липа 8 8 8 13 15 25 20 34 36 43 47 58 50 119 121 83 104
Рекомендуемые диаметры шурупов [мм]
Длина шурупов 9 •12 15 18 22 26 30
Диаметр шурупов .... 2,0—2,3 2,3—3,0 2,6—3,0 2,6—3,0 3,0-4,0 3,5-4,0 5,0
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. С точки зрения крепости при вытаскивании и выигрыша в весе
шурупы (как и гвозди) целесообразно применять по возможности тонкие и длинные.
2. Характеристику колкости пород древесины и фанеры см. 36440.
3. Должны быть соблюдены правила предварительной засверловки.
СОДЕРЖАНИЕ
Стр. №
Таблицы физических и механических свойств авиационных материалов 3 36100
Расчет металлических элементов конструкции самолета............... 23 36200
Расчет труб.................................................. — 36210
Расчет катаных дуралевых профилей....................• . . . 48 36220
Расчет прессованых дуралевых профилей....................... 54 36230
Расчет хромансилевых профилей........................... . . 71 36240
Расчет гладкой обшивки...................................... 78 36250
Расчет гофра и гофра с обшивкой............................. 81 36260
Расчет тонкостенной балки................................... 86 36270
Расчет тонкостенной цилиндрической оболочки, подкрепленной
шпангоутами................................................. 87 36280
Расчет элементов деревянных конструкций и конструкций из дельта-
древесины ....................................................... 88 36300
Расчет лонжеронов на изгиб................................... — 36310
Расчет стержней из сосны, дельта-древесины и балинита .... 94 36320
Расчет фанерных пластин .................................... 95 36330
Расчет соединений............................................... 100 36400
Расчет простейших металлических узлов........................ — 36410
Расчет заклепочных соединений.............................. 105 36420
Расчет стальных болтов в дереве и дельта-древесине........ 110 36430
Гвоздевые соединения....................................... 119 36440
Шурупные соединения........................................ 120 36450
Для служебного пользования
Экз. №.
<ИДАГР1-^>
РУКОВОДСТВО
ДЛЯ
КОНСТРУКТОРОВ
Том I
РАСЧЕТ ЛОПАСТЕЙ
ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ
НА ПРОЧНОСТЬ
— 37000 —
ИЗДАНИЕ 2
ИЗДАТЕЛЬСТВО
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НКАП
1943
Составили:
Д. Ю. ПАНОВ, доктор технических наук
А. И. ПОЖАЛОСТИН, инженер
П. М, РИЗ, доктор технических наук
С. А. ТУМАРКИН, доктор технических наук
Редактор части 3 (30000)
С. Н. ШИШКИН, доктор технических наук
Редактор Руководства для конструкторов
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
Ответственный редактор А. А. Горяйнов Подписано к печати 1/Х 1943 г.
Объем 33/4 печ. л., 42 880 зн. в печ. л. Учетно-авторских листов 4
ЦВЦ РККА № 5563 Тип. изд-ва БНТ НКАП Зак. № 416
ОБЩИЕ ЗАМЕЧАНИЯ 37010
Проектирование новых лопастей связано с расчетом статических и дина- 37011
мических деформаций и напряжений лопастей в полете. Особое внимание дол-
жно быть обращено на исключение опасности поломок от усталости.
Допустимые динамические напряжения в каждой конструкции зависят от
статической нагрузки; это отражено в известной диаграмме Смита/ выражаю-
щей зависимость допускаемых динамических напряжений от статического на-
пряжения. Таким образом, фундаментом расчета на динамическую прочность . ,,
является статический расчет. “
Термин .статический расчет" является условным, так как в статические нагрузки вклю-
чаются также и центробежные силы, действующие на лопасть.
Статические напряжения определяются по расчетной схеме 37100. Точ- 37012
ность расчета по этой схеме проверялась экспериментально; получавшееся
расхождение между расчетными и экспериментальными данными не превыша-
ло 8%. Поэтому вычисленные статические напряжения рекомендуется умно-
жать на коэфициент 1,2 (см. 31621). <. ;
. Расчет должен производиться для одного из самых тяжелых режимов
работы винта — работы винта на месте при максимальном эксплоатационном
-числе оборотов мотора. Для реверсивных винтов должен производитьця так-
же расчет для реверса при пикировании на полном газу. .. .
Для определения динамических напряжений необходимым этапом является 37013
частотный расчет винта — определение собственных частот изгибных колеба-
ний лопастей винтов. .д
Эксперимент показал существенное влияние скручивания вала на низшую
(первую) собственную частоту лопасти, поэтому в расчетной схеме 37200 учи-
тываются крутильные колебания вала и их влияние на первую - собственную
частоту. Для следующих частот влияние скручивания вала уже незначительно
и их определение можно проводить в обычных предпосылках.
Динамические напряжения, вызванные неравномерностью крутящего мо- 37014
мента на валу мотора, определяются по схеме 37300, в которой существенно пре-
небрежение аэродинамическим демпфированием и внутренним демпфированием
(гистерезисом); это завышает напряжения и делает их даже бесконечно большими
при резонансе. Расчет проводится так же, каки статический расчет, для режима
максимальногоэксплоатационного числа оборотов мотора. Динамические напря-
жения могут быть обусловлены также перемещениями мотора, как целого;
переменные аэродинамические силы также могут вызывать некоторые динамиче-
ские напряжения, например, при прохождении лопасти перед крылом. Так как
в настоящее время перемещения мотора, как целого, и аэродинамические пере-
менные нагрузки не могут быть вычислены при проектировании винтомоторной
установки, для учета их напряжения от неравномерности крутящего момента,
вычисленные по схеме 37300, увеличиваются в 2,5 раза. Этот коэфициент выбран
из следующих соображений: предполагается, что напряжения от перемещений
мотора достигают размеров напряжений от неравномерности крутящего момента,
а напряжения от аэродинамических сил незначительны и не превышают половины
этой величины. К динамическим напряжениям от неравномерности крутящего
момента должны быть прибавлены напряжения от гироскопических сил при
фигурных полетах, определяемые по схеме 37600.
Так как точность расчета их можно оценить коэфициентом 1,25, к дина-
мическим напряжениям от неравномерности крутящего момента прибавляются
напряжения от гироскопических сил, уменьшенные вдвое против полученных
3
37014-37019
Общие замечания
по схеме 37600, имея в виду последующее увеличение суммы этих напряже-
ний в 2,5 раза.
37015 Суммарные напряжения <з = l,2sCT-f- 2,5 ад не должны выходить за преде-
лы допускаемых напряжений по диаграмме Смита.
37016 Выбранный для расчета режим максимальных чисел оборотов может ока-
заться динамически не самым напряженным, так как величина динамических
напряжений существенно зависит от разности квадратов собственных частот
и частот возбуждающих сил. Это обстоятельство заставляет налагать дополни-
тельное требование, по которому на всех эксплоатационных режимах не долж-
но быть резонанса между первыми двумя собственными частотами винта и
частотами наиболее мощных гармоник в изменении крутящего момента мотора
(см. 31600). Обилие этих гармоник делает нереальным исключение резонанса
полностью для всех гармоник.
37017 Деревянные лопасти по сравнению с металлическими более жестки на
изгиб и менее жестки на кручение. Это требует в частотном расчете определе-
ния собственных частот крутильных колебаний, чтобы обеспечить отсутствие
резонанса между крутильными колебаниями и периодическими возбуждени-
ями со стороны мотора.
Расчет собственных частот изгибных колебаний деревянной лопасти в
плоскости наибольшей жесткости можно не производить, так как эти частоты
оказываются очень высокими.
37018 Для деревянных лопастей должна быть ограничена величина углов за-
кручивания, чтобы чрезмерная деформация кручения не ухудшала слишком
сильно аэродинамические качества винта.
Для современных винтов такое ограничение деформаций кручения одно-
временно ограничивает допустимыми величинами и максимальные напряже-
ния сдвига. Расчетное определение их не требуется; следует эксперименталь-
но определять прочность лопастей на кручение (см. 31600).
37019 Сближение для деревянных лопастей собственных частот изгиба и круче-
ния и падение последних по сравнению с частотами крутильных колебаний
металлических лопастей увеличивает опасность флаттера, вследствие чего для
деревянных лопастей требуется расчет винта на флаттер.
ИЗГИБ И РАСТЯЖЕНИЕ ЛОПАСТЕЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКИМИ 37100
И ЦЕНТРОБЕЖНЫМИ СИЛАМИ
ОБЩИЕ ЗАМЕЧАНИЯ 37110
Обозначения 37111
Система координат (Oryz') (фиг. 37111—для правого винта):
ось z— направлена по оси вращения в направлении полета;
ось г—в радиальном направлении, близко к линии центров тяжести сечений
недеформированной лопасти;
ось Д' —перпендикулярна осям гиги направлена так, что при повороте
винта на 90° в направлении его вращения положительная часть оси г
совпадает с положительной частью оси у.
г — радиус, измеряемый вдоль оси лопасти [см].
радиус лопасти [см].
— относительный радиус.
у0;г0— координаты по осям у и z центра тяжести сечения лопасти до
деформации [см].
у; г —те же координаты для деформированной лопасти [см].
С = z — г0 — смещение центра тяжести сечения в направлении оси z [см].
т]=у —у0 — то же для оси у [см].
k — число лопастей.
ср — угол установки; угол между хордой сечения лопасти и плоскостью
вращения.
F — площадь сечения лопасти [см2].
7—момент инерции сечения лопасти относительно оси наименьшей
жесткости [см4].
W — момент сопротивления относительно той же оси для растягиваемых
при изгибе волокон [сл3].
р — плотность воздуха
кг сек2
см4
pm — плотность материала винта
ш —угловая скорость вращения
кг сек2
см4
1 ~
сек
К—центробежная сила в сечении лопасти [кг],
а — коэфициент тяги.
р — коэфициент мощности.
г =
5
37111-37112
Изгиб и растяжение лопастей
Мр—изгибающий момент сил тяги [кгсм].
Mq — изгибающий момент сил сопротивления вращения [кгсм].
МА — изгибающий момент от аэродинамических сил относительно цен-
тральной оси, параллельной хорде [кгсм].
Мс — изгибающий момент от центробежных сил относительно трй же оси
[кг см].
Мс — то же до деформации (момент от начальной кривизны лопасти)
[кг см].
М — результирующий изгибающий момент от аэродинамических и цен-
тробежных сил относительно той же оси [кгсм].
<зи — напряжение при изгибе для растянутых волокон
кг
см?
<5Р — напряжение от растяжения центробежными силами .
( [кг
о=ор+<3и — суммарное напряжение в нижней части сечения лопасти Ну .
Индекс „а“ указывает на принадлежность к защемленному сечению лопа-
сти на относительном радиусе г = а.
37112 О схеме расчета
Определение напряжений и прогибов лопасти зависит от решения интег-
рального уравнения для переменной и-.
Г 1
»=/— j у-Jqu-dr =f—J[u],
а г
где р, q и/—безразмерные коэфипиенты (см. 37124).
Безразмерная переменная и с точностью до постоянного множителя пред-
ставляет собой производную смещения или наклон касательной к упругой
линии:
и = &
RMAa dr •
Уравнение решается способом последовательных приближений.
Применен способ последовательных приближений, описанный в книге Виарда „Интегральные
уравнения", сходящийся при любых скоростях вращения; обычная же форма последовательных
приближений здесь непригодна, так как не обладает сходимостью при больших скоростях враще-
ния, свойственных современным винтам.
После нахождения и определяются прогибы лопасти С, результирующий
изгибающий момент М и напряжение изгиба <зи:
(ВГ)а J
а -
1
М = МА 4~ М°с — МАа cos <Р J qudr ;
. _ ж 7 -
Си~ W"
При решении уравнения способом последовательных приближений прежде
всего находится такое приближение м = и](г), которое обладало бы свойством
6
Изгиб и растяжение лопастей
37112-37122
в следующем приближении сохранять неизменными два значения и; например,
значения на относительных радиусах г = 0,5 и г = 0,9. Это означает, что при
подстановке в правую часть уравнения вместо и функции их(г) получается такая
функция ц2 (г), что ц2(г) = ц1 (г) при г = 0,5 и г=0,9 (см. фиг. 37125).
Такие функции их и и2 сами по себе уже являются близкими приближениями
к действительному решению. В случае необходимости можно получить следую-
щие приближения.
Расчет ведется для режима работы винта на месте. •; 37113
Все расчеты производятся на обычной счетнрй линейке. ‘ 37114
О расчете выносов, соответствующих желательной степени 37115
разгрузки изгиба лопасти
Если удовлетворить требованию:
МА -\-Мс = \МА,
где X — постоянный множитель, то напряжения и деформации будут также отли-
чаться множителем X от напряжений и деформаций изгиба, соответствующих
лопасти без начальной кривизны.
Из этого условия определяются выносы центров тяжести перпендикулярно
хордам сечений:
1 /1 14 ( 1 d Г МА\.-
1 = — (1 — X) COS СР VZ-7-- -—\dr-
J К dr \cosq>y
Если, например, желательно с помощью соответствующей начальной кри-
визны уменьшить напряжения изгиба -на 30%, то в приведенных формулах
берется Х = 0,7. Чтобы вовсе избежать изгиба, что имеет место, если изгибаю-
щие моменты от аэродинамических сил и от центробежных сил начально искрив-
ленной лопасти взаимно уничтожаются, достаточно положить Х = 0.
Удобство подсчета выносов I по приведенной формуле состоит в том, что
при этом расчет напряжений и деформаций выполняется до конца для лопасти,'
без учета выносов центров тяжести сечений. Затем определяется желательная
мера снижения полученных напряжений и по данной здесь формуле находятся
требующиеся для этого выносы.
ОПИСАНИЕ РАСЧЕТА 37120
Порядок расчета 37121
Вычисляются центробежные силы в сечениях лопасти (37122). Вычисляются
изгибающие моменты от аэродинамических сил и от начальных выносов центров
тяжести сечений (37123). Определяются коэфициенты р, q и f уравнения изги-
ба (37124). Находится решение уравнения изгиба — приближенные решения иг
и и2 (37125). Если окажется желательным уточнить эти решения, ищутся после-
довательно дальнейшие приближения (37126). Вычисляется результирующий из-
гибающий момент. Вычисляются прогибы лопасти вперед по оси вращения (37127).
Вычисляются напряжения изгиба, растяжения и суммарные напряжения (37128).
Определение вспомогательных величин и центробежных сил 37122
Центробежные силы вычисляются по формуле:
1
К = /?2 ю2 J р r d Г .
Г
ПРИМЕЧАНИЕ. Плотность рт введена под знак интеграла, так как она может быть
переменной вдоль лопасти (например, для винтов из дерева и дельта-древесины).
Вычисления располагаются в таблице (табл. 37122), ’в которой также поме-
щаются вспомогательные для расчета винта величины. Значения г берутся че-
рез 0,1.
7
37122—37123
Изгиб и растяжение лопастей
Таблица 37122
Вспомогательные величины и центробежные силы
Г b [см] с [сж] 1 [сж] F [сж2] W [сж2] / [сж4] Fr К [кг]
1 2 3 4 5 6 7 . 8 9 10
37123 Определение изгибающих моментов от аэродинамических сил
и вследствие выносов центров тяжести
Изгибающие моменты Мр, Mq и Ма определяются по формулам:
4 реи2/?5 -
== - “ - атР (г),
«тс2
МА = Мр cos 9 Mq sin ср.
Коэфициенты тр и mQ принимаются равными:
На радиусе Для режима поло- жительной тяги Для режима реверса На радиусе г Для режима поло- жительной тяги Для режима реверса
тр mQ тр mQ тр Mq тр Mq
0,20 0,516 0,224 —0,516 0,254 0,65 0,1091 0,0410 -0,1091 0,0651
0,25 0,466 0,1996 —0,466 0,236 0,70 0,0776 0,0287 —0,0776 0,0476
0,30 0,416 0,1758 -0,416 0,217 0,75 0,0514 0,0187 -0,0514 0,0323
0,35 0,367 0,1530 —0,367 0,196 0,80 0,0304 0,0109 -0,0304 0,01992
0,40 0,318 0,1308 —0,318 0,1735 0,85 0,0152 0,00638 —0,0152 0,01034
0,45 0,272 0,1098 —0,272 0,1505 0,90 0,00548 0,001948 -0,00548 0,00393
0,50 0,226 0,0900 —0,226 0,1280 0,95 0,00107 0,000345 -0,00107 0,000814
0,55 0,1841 0,0718 -0,1841 0,1057 1 0 0 0 0
0,60 0,1446 0,0555 —0,1446 0,0848
ПРИМЕЧАНИЕ. Для режима отрицательной тяги момент Мр отрицателен. При отри-
цательных углах установки лопасти величина sin у также отрицательна.
Изгибающие моменты М°с от начальных выносов центров тяжести вычис-
ляются по формуле:
1
М°= — cos со
с J dr
Величина О определяется по формуле:
G = za-ya tgcp.
Если центры тяжести вынесены перпендикулярно хордам сечений лопасти
на расстояния I, то для определения G можно пользоваться формулой:
G——.
COS Cf>
8
Изгиб и растяжение лопастей
37123-37125
Вычисления располагаются в таблице (табл. 37123).
Таблица 37123
Вычисление коэфициентов уравнения изгиба
Безразмерные коэфициенты р, q и f вычисляются с помощью формул:
37124
где
EI . _ R^K
COS2 ср ’ (£7)а COS3 ср
Е1 =
Мп
; / = J Cos cprfr;
а
__ Л^А-j- ТИс
МАа
Вычисления располагаются в таблице (табл. 37124).
Таблица 37124
Коэфициенты уравнения изгиба
Г EI [кг см1] EI cos2 р К [кг] К COS2 <р Я + м°с [кг см] —=- cos? /
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12
*
Решение уравнения изгиба
Основной искомой величиной является производная прогиба и:
и =
37125
(ЕГ)а
RMAa dr ’
причем
и Z = ^^\udr.
хг^/а J
а
2
9
37125
Изгиб и растяжение лопастей
Искомая величина, и удовлетворяет уравнению
u=f—J\u},
где
J[u]=^ у- \ qudr.
а у
Приближения щ и и2 (см. 37112) вычисляются по формулам:
причем величины с индексом 0,5 берутся_на относительном радиусе г =0,5,
а величины с индексом 0,9 — на радиусе г = 0,9.
Приближенные решения и и2 должны совпадать при значениях аргу-
мента г =0,5 и г =0,9 (фиг. 37125).
Среднее арифметическое и — — ' обычно достаточно близко к точ-
ному решению. Если, однако, желательно дальнейшее уточнение, оно делается,
как указано в 37126.
Вычисления производятся в таблице (табл. 37125).
Таблица 37125
Решение уравнения изгиба (приближения «j и и2)
Г qf 1 J qfdr Г "Ч | W £ • и 'ч х * I*-'—>0 qJ\f\ 1 г V [АГГ= JP 8 J Л AS Д7[Л BJ И BJJ\f} «1 «2
1 2 3 4 5 6 ' 7 8 9 10 11 12 13 14 15
-
10
Изгиб и растяжение Лопастей
37126—37127
Уточнение решения последовательными приближениями 37126
Найденное среднее значение (См. 37125) принимается в качестве
первого приближения и обозначается через иг. Находится по формуле:
Ж],
где
Ж] = / Т-
а 7
и коэфициенты а и
где или, с большей
деляется второе приближение
, ля - ,
точностью, Ххсь;—при г = 1,после чего опре-
и2 — аиг
ПРИМЕЧАНИЕ, Для ускорения сходимости рекомендуется брать 3 близким к зна-
чению
2Х,
1+2Х!
, но не равным этому .значению, так как Хх известно не точно,
а прибли-
женно.
Для определения третьего приближения находится
тогда
^2=/-J[«2];
«з = <ш2 -j- ^2,
причем значения а и — одни и те же для всех приближений.
Далее процесс повторяется: ищется v* и следующее приближение и4
и т. д.
Для современных винтов ошибки последовательных приближений убывают
/IV
обычно со скоростью, не меньшей чем I -% \ .
Определение результирующих изгибающих моментов от аэродинамических 37127
и центробежных сил; прогибы лопасти
Изгибающие моменты, при учете влияния на изгиб лопасти центробежных
сил, вычисляются по формуле:
1
М = МА + Мс — МАа cos ср J qudr,
Г
где и — найденное решение уравнения изгиба.
Прогибы лопасти С вычисляются по формуле
_ R2MAa
Координата z упругой линии получается по формуле:
11
37127-37128
Изгиб и растяжение лопастей
Прогибы т) определяются формулами:
__ — /?2/Ида
dr ~ &1)а
f tg ? dr ;
J dr
Г
а
Координата у упругой линии равна:
У — ’i+j'o-
Вычисления производятся в таблице (табл. 37127).
Таблица 37127
Результирующие изгибающие моменты от аэродинамических и центробежных
сил (фиг. 37127 — 1). Прогибы лопасти в направлении полета (фиг. 37127 —П)
Г 1 J qudr Г МА cos у 3 М [кг см] J adr а с [сл]
1 2 3 4 5 6 7
37128
Определение напряжений
Напряжения изгиба, растяжения и суммарные определяются по формулам:
Л _ М __ К _ ,
°и — W ’ °₽ — и ° — °и ~г °₽ •
Из двух значений моментов сопротивления W берутся меньшие для взятых
сечений.
Вычисления производятся в. таблице (табл. 37128).
Эти вычисления являются продолжением вычислений, приводимых в табл. 37122 — 37127.
12
Изгиб и растяжение лопастей
37128
Таблица 37128
Напряжения (фиг. 37128)
Г к [кг] F [СЛ<2] ар [кг/см2] М [кг см] [си3] Ви [кг/см2] а [кг!см^]
1 2 з 4 5 6 1 8
Фиг. 37128
37200
37210
37211
j ОПРЕДЕЛЕНИЕ ФОРМЫ И ЧАСТОТЫ СОБСТВЕННЫХ *
КОЛЕБАНИЙ ИЗГИБА ЛОПАСТЕЙ
! ОБЩИЕ ЗАМЕЧАНИЯ
' Обозначения 1
1 Система координат (Oryz):
ось г — направлена по касательной к недеформированной оси лопасти у комля;
ось у — направлена в сторону горбушки перпендикулярно оси г и лежит в
плоскости наименьшей жесткости лопасти;
ось z — направлена в сторону передней кромки перпендикулярно осям г и
у и лежит в плоскости наибольшей жесткости лопасти.
г —радиус, измеряемый вдоль оси лопасти [см].
R— радиус лопасти [си].
_ г
г = п - относительный радиус.
К
у — смещение ц. т. элемента лопасти по оси у [см].
г — смещение ц. т. элемента лопасти по оси z [см].
ср(т) _ форма т-го тона колебаний изгиба в плоскости наименьшей жест-
кости (собственная функция изгиба).
ф — форма колебаний изгиба в плоскости наибольшей жесткости (собст-
венная функция изгиба).
— геометрический момент инерции сечения лопасти относительно оси наи-
меньшей жесткости [см4].
Ц— то же относительно оси наибольшей жесткости [см4].
рт —- собственная частота колебаний лопасти, соответствующая /и-му
Г 1
тону------.
J [ сек
f—число колебаний в минуту:/ =
ТГ
и — число оборотов винта в минуту [об1мин].
а — угол установки лопасти в сечении г = 0,75.
С — приведенная жесткость вала мотора [кгсм].
./„ — момент инерции движущихся моторных масс [кг см сек2].
JB —момент инерции винта [кг см сек2].
6В — угол поворота винта при скручивании вала.
6м—угол поворота приведенной массы мотора.
Остальные обозначения см. 37111.
О схеме расчета
Расчет базируется на решении уравнения изгибных колебаний невраща-
ющейся лопасти, жестко заделанной во втулке, с последующим внесением поправок,
учитывающих влияние скручивания вала и влияние центробежных сил. В со-
ответствии с этим расчетная схема распадается на следующие этапы:
1. Определяются собственные частоты изгибных колебаний невращающей-
ся лопасти без учета скручивания вала:
а) частота и форма колебаний основного тона в плоскости наимень-
шей жесткости;
б) то же в плоскости наибольшей жесткости для металлических ло-
пастей;
в) частота и форма колебаний второго тона в плоскости наименьшей
жесткости.
37212
кол
мин
14
Собственные колебания изгиба лопастей
37212
37221
2. Определяется частота основного тона колебаний в плоскости наимень-
шей жесткости с учетом скручивания вала.
3. Определяются коэфициенты влияния центробежной силы.
- 4. Строятся диаграммы резонансных оборотов.
Расчет ведется для режима взлета.
Все расчеты производятся на обычной счетной линейке.
ОПИСАНИЕ РАСЧЕТА
Производятся следующие вычисления: методом последовательных при-
ближений решается уравнение
' ' 1 ]
a a — —
L (1)
37213
37214
37220
37221
подстановкой в правую часть уравнения вместо <р(г), выбранной функции
<р^1,(г) = г. По выполнении действий, указанных равенством (1), будет найдена
некоторая функция выраженная через р2. Уравнение является однородным
уравнением, и функцию, удовлетворяющую этому уравнению, можно умножить
на любую постоянную. Можно воспользоваться этим для того, чтобы потребо-
вать выполнения дополнительного условия
<₽П)(1) = 1.
Из этого условия можно определить частоту plt требуя, чтобы
ТР(1) = 1.
Найденная функция предварительно нормированная, подставляется
в правую часть уравнения (1) и определяется <рф(г).
Из условия <р^(1)—1 определяется р2 и т. д.
Нормирование (приведение к единице) предполагает умножение значений функции для
а 1
каждого сечения на постоянный множитель —.у—.
1 ' '
Таблица 37221—I
В теории диференциальных уравнений доказывается, что последователь-
ность функций при неограниченном увеличении п стремится к предельной
функции — искомой форме колебаний, и последовательность чисел рп стре-
мится к предельному числу р.
Фактически процесс продолжа-
ется до тех пор, пока <рб>( г) не
будет практически совпадать
с и рп не будет сов-
падать с рп-1-
Обычно Для этого бывает
достаточно вычислить два—три
приближения (см.фиг. 37221—I,
по данным одного из расчетов).
Вычисления сводятся в
таблицы поформе табл.37221—I
и II. Расчеты ведутся при де-
лении лопасти на равные промежутки А г = 0,05.
Г ?о)=г ?тР <?т?Г J'4 dr Л 6 7 а а
1 . 2 3 4 5 6 7 8 . 9 10 11
_ ' -
15
37221
Собственные колебания изгиба лопастей
Таблица 37221-11
Г Т’Р/п РяЛР . 1 Т А* т А 6 7 JW а а
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11
- *
Затем тем же методом последовательных приближений решается урав-
нение:
г г 11
Л Л г г
За исходное приближение принимается функция
Частота определяется из условия
ф(1)=1.
Вычисления сводятся в таблицы по форме табл. 37221—III—IV. Лопасть
делится на промежутки Аг = 0,1.
Таблица 37221—III
г ^ = ,-2 Pm? PmFr2 f4<ir Г 1 ^5 dr Г ei2 6 7 JW a a Ф1
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11
Затем ищется функция <р(2) опять-таки методом последовательных прибли-
жений, исходя из уравнения (1). За исходное приближение для функции
принимается _ _
?(02) = г4(1 — 1,25г).
Функция <ро2), предварительно нормированная, подставляется^ в правую
часть уравнения (1); в результате интеграции находится функция ср)2), содержа-
щая множителем р2.
Известно, однако, что если не заботиться о выполнении условия ортого-
нальности (равенство нулю интеграла по всей лопасти, взятого от произведения
16
Собственные колебания изгиба лопастей
37221
площади сечения на плотность и на значения собственных функций основного
и второго тона в этом сечении), то функции, определяемые из уравнения (1),
приближаются к срО), т. е. к форме колебаний основного тона. Поэтому выра-
жение для формы колебаний второго тона задается в виде
где коэфициент А3 определяется из условия ортогональности по формуле
1
Из условия нормирования
?Г(1)= 1
определяется значение часто-
ты pj. Далее процесс продол-
жается; определяется с^2), за-
тем <f42) = -ф- Д2?(1)’ затем р2
и т. д. до тех пор, пока <f42)(r) не
будет ^практически совпадать
с и рп с pn-t. Обычно
для этого бывает достаточно
вычислить два—три прибли-
жения (см. фиг. 37221—II, по
данным одного из расчетов).
Вычисления сводятся в табли-
цы по форме табл. 37221—V,
Вычисления ведутся на обычной счетной линейке. Лопасть делится на
промежутки Дг ==0,05.
Таблица 37221—V
Г к- ю CN д 1^. 1 Р dr- г J6dr г Eh 7 8 a J10 dr a л1?(1) (N + JI J2) fl прив
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14
Таблица 37221—VI
r ?Рприв и a Q. J4 dr T J5 dr T Eh 6 7 J8* a a Я2?<1) 114-01 = ^ J2) • 2 прив
1 2 3 4' 5 6 7 8 9 10 11 12 13
3
17
37221-37222
Собственные колебания изгиба лопастей
37222 Определяются коэфициенты L, М, N по формулам:
11 1г' 11
Z,=JM^/?7sin2aJJpznFcp<I)dr2 J j^mFrdrt_
а~Т О, О, ~г ~г
1 Г ‘ 11
Л/?4.Я^г /
а а ~г ~г
М=с
м
11 17 11
- kcR~ sin2 ajjpm/yi)ctr2 Jj
а у a a ~t~t
N— — c(JB -j- J„).
Функция формы срП) в этих формулах берется из табл. 37221—I —II
(графа И). Решается биквадратное уравнение
Lp* + Мр2 + Л/ = О,
положительные корни которого дают уточненную основную частоту колебаний
лопастей перпендикулярно к хорде и частоту крутильных колебаний вала.
Вычисляется 9В по формуле:
a 7
и определяется форма колебаний по формуле
<р=== срП)— 9В г sin а.
18
Собственные колебания изгиба лопастей
37223—37224
Вычисляются коэфициенты К для учета влияния центробежной силы 37223
по формуле:
2 _
dr2 —
а а а
а
для основного тона и
f Pm^?2 sin2 а
ррл?(2)]3^
а
для второго тона.
Определяются числа колебаний в минуту по формуле 37224
f^=~Vp2m + K^
и откладываются на графике в зависимости от числа оборотов винта в минуту.
Строятся числа возбуждений в минуту в зависимости от числа оборотов
мотора в минуту. Находятся точки пересечения этих кривых. Абсциссы их дают
резонансные обороты (см. фиг. 37224,— I и II, по данным расчетов винта
с дуралевыми и винта с деревянными лопастями).
Фиг. 37224—II. Диаграмма резонансных обо-
ротов для виита с лопастями из дерева
(частота крутильных колебаний определена
по схеме 37500)
Фиг. 37224—1. Диаграмма резонансных обо-
ротов для винта с лопастями из дурадя
37300
ОПРЕДЕЛЕНИЕ НАПРЯЖЕНИИ В ЛОПАСТЯХ
ОТ НЕРАВНОМЕРНОГО ВРАЩЕНИЯ
37310 ОБЩИЕ ЗАМЕЧАНИЯ
37311 Обозначения
Основные обозначения, принятые здесь, указаны в 37111 и 37200.
Кроме того:
и, — полное смещение центра тяжести сечения лопасти в плоскости наимень-
шей жесткости.
а — нормальное напряжение от колебаний.
W — момент сопротивления изгибу для волокон горбушки.
и — угловая скорость вращения винта, причем
w = wo + So)kCos(vk £+тк),
где t—время.
<»к — амплитуда &-ой гармоники угловой скорости.
ук — фаза &-ой гармоники угловой скорости.
vK — частота &-ой гармоники угловой скорости.
а — угол установки лопасти на радиусе г =0,75.
37312 О схеме расчета
Расчет слагается из двух основных этапов:
Определение напряжений от отдельных гармоник вынужденных колебаний
мотора и выявление „расчетных" гармоник.
Определение суммарных напряжений от различных гармоник вынужденных
колебаний:
определение напряжений в лопасти от каждой из расчетных гармоник;
построение суммарного напряжения по времени для ряда сечений;
построение диаграммы суммарного напряжения по радиусу лопасти.
37313 Расчет ведется для режима взлета.
37314 Вычисления ведутся на обычной счетной линейке.
37320 ОПИСАНИЕ РАСЧЕТА
37321 Порядок расчета
С
Определяются величины 2 <пк-у для всех гармоник k и для /п=1 и т = 2.
\ Р т
Для определения коэфициентов Стк:
1
Cl к = vK wK sin a —j ,
a
1
# j pm F ?<2) rdr
C2 K = vK a)K sin a —,
J Pm F l?(2)]2 dr
a
вычисляются составляющие их интегралы по схеме, приведенной в табл. 37321—1.
20
Расчет на неравномерность вращения
37321 -37322
Значения функций <₽<*> и <р<2> и частот рх и р2 берутся из расчета, схема
которого приведена в 37200. _
Интегрирование ведется численно с промежутками Дг —0,05.
Таблица 37321 — I
Г ~Т Pm F т X, э- 9- чГ 1 15а7 а Д’- £ м а ¥<2) с? ч, ё <Э_ чГ Jn* а О? 1 J 13 dr а
2 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14
1
Величины , -рк и vK следует брать из расчета крутильных колебаний
моторной системы с винтом.
В табл. 37321 — II дана схема для вычисления величин
С1к
2 „2
Сгк
2 2
Vk —/>2
Таблица 37321 — II
k “к flK ^2к ^ = “ок Л ^-Pl Л-Р22 С1К ^к-Л2 С2к 2 2
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
По данным граф 9 и 10 табл. 37321—II выбираются гармоники, для которых
С
коэфициенты хтк=—2 <”к 2 удовлетворяют неравенству /тк^>0,05 |хотк|тах.
'**к Р т
В дальнейшем расчете участвуют только эти гармоники, называемые расчетными.
Для каждой из выбранных гармоник определяются смещения по формуле: 37322
— 2 2
Vk— Pl
Vk— p2
Вычисления сводятся в таблицу (табл. 37322 — 1).
Таблица 37322— I
Порядок расчетной гармоники k —
Г /1) ?(2> Qk Ик1 — ~2 ~2“ Pl „ С‘2к “К2~ "к-Pl «к = 4Д-5
1 2 3 4 5 6
21
37322
Расчет на неравномерность вращения
Далее определяются суммарные смещения по времени различных сечений
лопасти
иг — д == wK cos (vK t —j— ).
Суммирование производится графически. График строится для двух обо-
ротов винта.
Определение напряжения в лопасти (по радиусу) для каждой из расчетных
гармоник производится по формуле
EI d2 ик
где
rf2 «к Си d2 С2к rf2 ср<2)
dr2 Vk — pl dr2 Vk — P2 dr2
Вычисления .сводятся в таблицы (табл. 37322 — II и III).
Таблица 37322—11
Г Pm* ?(1> Pm/V1’ 1 Т J 5rfr т РтГ?(2) 1 т 1 Pd~' т W Pm #2 W
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 1 12
При интегрировании Дг=0,05.
Таблица 37322—III
Порядок гармоники k =
Г & 1 1 f f Pm dr2 T T J J Pm dr2 T T Pm #2 w ^1k 2 *01 2 l=pfpo23 54-6 a = 4-7
1 2 3 4 5 6 7 8
6
табл.
37322 — 11
из графы
10
табл.
37322 — II
X
По формуле
а = Еак COS (vK t-\- -[к )
к
определяется суммарное напря-
жение по времени для различ-
ных сечений лопасти.
Определение суммарного
напряжения производится гра-
фически.
График строится для двух
оборотов винта.
Имея суммарные (от всех
гармоник) максимальные на-
пряжения (положительные и
отрицательные) для различных
сечений лопасти винта, строят
12
табл.
37322—II
график распределения напряжений по радиусу (см. фиг. 37322, по данным
одного из расчетов).
КРУЧЕНИЕ ЛОПАСТИ 37400
ОБЩИЕ ЗАМЕЧАНИЯ 37410
Обозначения 37411
Оси координат Qryz—те же, что в 37111.
Р и Q — силы тяги и сопротивления вращению на радиусе г (для Одной ло-
пасти) [кг].
р и q — те же силы, отнесенные к единице длины лопасти [кг/см].
К — центробежная сила в сечении лопасти [кг].
F — площадь сечения лопасти [см2].
Д и 12 — наименьший и наибольший моменты инерции сечения лопасти [слг4].
1р — полярный момент инерции относительно центра жесткости [см4].
с — максимальная толщина профиля [см].
GT—жесткость на кручение [кг см2].
G — модуль сдвига [кг/см2].
ф — углы установки сечений лопасти.
Д<р — деформация кручения.
у, z — координаты центров тяжести сечений деформированной лопасти
(учитываются деформация изгиба и начальное искривление оси лопа-
сти) [см].
Уп г,-— координаты центров жесткости тех же сечений [см].
Уа, za— координаты центров давления тех же сечений [см].
li — расстояние между центром жесткости и центром тяжести, отсчитанное
по хорде профиля [см].
Ма — крутящий момент от аэродинамических сил относительно оси, про-
ходящей через центр жесткости параллельно оси Or [кг см].
Мс — крутящий момент от центробежных сил [кг см].
Д<р — упругая деформация кручения на радиусе г [в радианах].
— касательные напряжения от кручения и растяжения [кг)см2].
т3 — касательные напряжения от перерезывающих сил [кг/см2].
Ттах — результирующее касательное напряжение [кг/см2].
О схеме расчета 37412
Расчет ведется для режима максимальной скорости.
Закручивание лопасти происходит не только под действием крутящих
моментов, но и под действием растягивающей компоненты от центробежной
силы, не дающей крутящего момента.
ОПИСАНИЕ РАСЧЕТА 37420
Порядок проведения расчетов 37421
Расчет разделяется на две части:
1) подготовительные вычисления;
2) вычисление крутящих моментов и углов закручивания.
Подготовительные вычисления 37422
Вычисляются координаты центров давления и центров жесткости, моменты
инерции Д, /2 и 1р и жесткость на кручение GT.
Координаты центров давления:
Уа=У + 1а cos да; za = z-\-la sin ср.
Здесь у и z— координаты центров тяжести сечений деформированной ло-
пасти, которые берутся из расчета лопасти на изгиб, <р — угол установки
сечения, 1а — расстояние между центром тяжести и центром давления, взятое'
по хорде профиля.
23
37422-37423
Кручение лопастей,
Положение центра давления определяется формулой
с,
дающей расстояние центра давления от носика профиля.
Координаты центров жесткости:
= у ф-1: cos ф; zf = z + sin ф.
Здесь у, z и <р — те же, что выше.
/,• — расстояние между центром тяжести и центром жесткости, взятое по
хорде профиля.
Полярный момент инерции равен:
Жесткость на кручение приближенно равна:
(ОТ)й = (ОТ)’ + (ОТу,
где
(ОТ)' — жесткость лопасти без покрытия,
(G Г)" — жесткость покрытия:
(СТУ —=0,162-----— О'
v . 99 с2 ’
1 + 52 1F
\F2h
= О".
Здесь G' — модуль сдвига для материала лопасти,
G" —то же для покрытия,
h—толщина покрытия,
I — длина контура профиля,
F — площадь профиля.
Далее необходимо иметь в виду, что центробежная сила, растягивающая
лопасть, повышает жесткость на кручение.
Окончательная жесткость находится из формулы
СГ=(О7-).{1 + £-(</5Г}.
Эта поправка должна учитываться для сечений г >-0,5.
37423 Вычисление крутящих моментов и углов закручивания
Крутящие моменты считаются положительными, если увеличивают углы
установки лопасти.
Крутящий момент от аэродинамических сил равен:
Жд = /? J (руа + qza) dr — (Руi + Qz,.).
Г
р и (/ — сила тяги и сила сопротивления вращению на единицу длины
лойасти (для одной лопасти)^ Они равны:
1 , 1 ог.
P = jVly,
Здесь k — число лопастей,
а и р — коэфициенты тяги и мощности.
Коэфициент са равен:
где. р — плотность воздуха.
Коэфициенты hp и hq даны в табл. 37423.
24
Кручение лопастей
37423-37424
Ри Q — сила тяги и сила сопротивления вращению на радиусе г, отнесен-
ные к одной лопасти:
Р = X PCaakP ; Q = -у Rc^kQ •
Коэфициент са ~ тот же, что и выше. Коэфициенты kp и kq даны в табл. 37423. Таблица 37422
Г Ар hq А р kq Г Ар hq А р kq
0,20 0 0 0,997 0,479 0,65 1,732 0,848 0,669 0,268
0,25 0,0858 0,118 0,995 0,476 0,70 1,980 0,898 0,576 0,224
0,30 0,210 0,236 0,987 0,467 0,75 2,18 0,922 0,472 0,1780
0,35 0,379 0,343 0,973 0,452 0,80 2,26 0,901 0,360 0,1322
0,40 0,569 0,445 0,949 0,433 0,85 2,24 0,845 0,247 0,0882
0,45 0,774 0,542 0,916 0,408 0,90 2,09 0,742 0,137 0,0482
0,50 0,999 0,630 0,872 0,379 0,95 1,54 0,537 0,0432 0,0154
0,55 0,60 Kpj 1,233 1,483 ЧТЯЩИЙ МС 0,707 0,781 момент = со2/? [- 0,817 0,749 от цент}: ~ [ ?т1) Г 0,345 0,308 юбежны Г 1,00 х сил рг 0 1вен: J р г 0 myFd7\ 0 0
Здесь рт — плотность материала лопасти,
1°г — центробежный момент инерции:
где Д и /2 — наименьший и наибольший моментьтинерции сечения,
Ф — угол установки сечения»,
г — площадь сечения.
Углы закручивания лопасти
Угол закручивания лопасти, вызванный крутящими моментами:
а = R [ 9а dr ’ где 9а = .
J - (jl
а
Угол закручивания, вызванный растягивающими силами:
? = где в(= |?|| .
0,5
Угол р определяется лишь для сечений на г >0,5.
Для других сечений он считается равным нулю.
Полный угол закручивания:
Д<р = а-|- р.
Касательные напряжения 37424
Касательное напряжение от кручения:
^ = £(7 (0а -|-9?).
Касательное напряжение от перерезывающей аэродинамической силы:
= 17 -jr > где N =
Р и Q — те же, что и выше.
Результирующее касательное напряжение
^max Tj Т2.
4
37500 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ФОРМЫ И ЧАСТОТЫ СОБСТВЕННЫХ
КОЛЕБАНИЙ КРУЧЕНИЯ ЛОПАСТЕЙ
37510
ОБЩАЯ СХЕМА РАСЧЕТА
Обозначения — те же, что в 37400.
37511 Подлежат определению частота и форма первого тона крутильных коле-
баний.
37512 Основное уравнение для определения формы и частоты крутильных
колебаний следующее:
Г 1
а Г
Метод расчета—метод последовательных приближений, изложенный в 37200.
Расчет ведется до тех пор, пока 0л не совпадет с фя_1 и рп с рп -\. Частота рп
определяется из уравнения:
Ф„(1) = 1-
Число колебаний в минуту / определяется по формуле
30
где
0,2
а К дается формулой
cos
dy
dr
I ~T'
-P-ET— Ф'2 Kdr
г
0,2____________
jW ф2 d 7
0,2
K=R § ?mFrdr,
0,2
T определяется в 37400.
о
ОПРЕДЕЛЕНИЕ НАПРЯЖЕНИЙ В ЛОПАСТЯХ
ОТ ГИРОСКОПИЧЕСКИХ СИЛ
ОБЩАЯ СХЕМА РАСЧЕТА
Исходные данные, необходимые для проведения расчета:
со — угловая скорость вращения самолета,
со — угловая скорость вращения винта,
F — площади сечений лопасти,
ср—углы установки сечений лопасти,
W — моменты сопротивления сечений относительно оси наименьшей жесткости.
ПРИМЕЧАНИЕ. Данные по 3, 4 и 5 берутся из статического расчета (37100).
Напряжения на радиусе г от гироскопических сил находятся по формуле:
37600
37610
37611
37612
Порядок проведения вычислений указан в табл. 37612.
Таблица 37612
Г Fpm 1-2 S3“F г jWr Г cos 5-6 kl W 00 tos II
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
Постоянная & = 2cdcd/?3.
37700
37710
37711
37712
28
РАСЧЕТ ЛОПАСТИ ВИЦТА НА ФЛАТТЕР
ОБЩАЯ СХЕМА РАСЧЕТА
Краткое описание расчета
Задаются режимами работы винта
, V V
л = —— = гс —,
Dns uR
со — угловая скорость вращения винта [1/сек],
ns— число оборотов винта в секунду,
V—скорость полета [м/сек],
и для каждого заданного режима находят критическую угловую скорость вра^
щения винта сокр.
Критическая угловая скорость вращения определяется меньшим. корнем
уравнения
Лш4 -L /Ио>2 7V= 0 ;
По заданным X и найден-
ным сокр в осях координат V,
п строится кривая, отделяющая
область безопасных скоростей
от скоростей флаттера (фиг.
37711); обычно V для постро-
ения этого графика берется в
км/час, а п — в числах обо-
ротов мотора в минуту.
Для безопасности от флаттера необходимо, чтобы точки, соответствующие
всем эксплоатационным режимам работы винга, лежали внутри области, огра-
ничиваемой построенной кривой.
Основные этапы расчета
1. Составляется таблица исходных расчетных данных лопасти винта.
2. Задаются рядом режимов работы винта X и для каждого заданного ре-
жима вычисляются коэфициенты aik, bik, cik, djk\
R
7
a
a
R _ R
b«=Frir
a ' r
R
dr—?m sin cp J Ff\dr ;
a
I
Расчет лопасти на флаттер
37712
Входящие в интегралы aik> bjk, cih, dik функции j\ и /2 представляют собой
формы собственных изгибных и крутильных колебаний лопасти в пустоте
(см. 37200 и 37500).
Прикидочный расчет можно провести, задав их раз навсегда в следующем
виде:
/1 = [ch (1,875 г) - cos (1,875 7)] - 0,734 [sh(1,875г) — sin (1,875?)],
/, = sin-^ Г,
т. е. как формы колебаний в пустоте лопасти постоянного сечения.
Интегралы вычисляются способом трапеций, причем подинтегральные функ-
ции берутся в десяти точках по радиусу винта через интервал 0,1 /?.
• Вычисление всех интегралов aik, с^, удобно сводить в одну таблицу.
3. Для каждого заданного режима по коэфициентам aik, bik, cik, dik нахо-
дятся коэфициенты А, В, С, D, Е;
~ ^11^22 С12С21 >
Bj = £ц^22 ^22^11 Ч- ^21^12 Ч-^12^21 1
Cj = ^11^23 ^22^11 1
С2 = ' ^Ц^22 22^11 Ч~ *"21^12 Ч~ 12^21 Ч~ ^11^22 ' ^12^21 >
= a<^d\\ Ч~~ ^11^22 >
£?2 = i/jj^22 4“ ^22^11 ^21^12 ^12^21 >
Bi = alta22 ; Е2 = ацЬ22 -f- Ьца22; Е& = йц^22 ^21^12»
29
37712
Расчет лопасти на флаттер
затем коэфициенты L, М, N биквадратного уравнения, определяющего о)кр :
L = BiC2D2 - Ajfi -BlEs + B&fy — 2 ADA — ;
N=B1C1D1 - A^i — B}EX
и решается это уравнение: находится о>кр и соответствующее ей число оборо-
тов п.
4. По найденному значению «>кр для каждого заданного X находится скорость
полета V.
5. В координатных осях V, п строится кривая, отделяющая область без-
опасных скоростей от области флаттера.
В тех же координатных осях наносится область эксплоатационных режимов
и таким образом проверяется, безопасен ли винт от флаттера.
СОДЕРЖАНИЕ
Стр, №
Общие замечания......................•.............................. 3 37010
Изгиб и растяжение лопастей аэродинамическими и центробежными силами 5 37100
Определение формы и частоты собственных колебаний изгиба лопастей . 14 37200
Определение напряжений в лопастях от неравномерного вращения ... 20 37300
Кручение лопасти................................................... 23 37400
Определение формы и частоты собственных колебаний кручения лопастей 26 37500
Определение напряжений в лопастях от гироскопических сил...................... 27 37600
Расчет лопасти винта на флаттер...................................... 28 37700
Для служебного пользования
Экз. __________
РУКОВОДСТВО
ДЛЯ
КОНСТРУКТОРОВ
Том I
РАСЧЁТ КРЫЛЬЕВ САМОЛЕТА
НА ПРОЧНОСТЬ
— 38000 —
ИЗДАНИЕ 2
ИЗДАТЕЛЬСТВО
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НКАП
1944
Составили:
В. Н. БЕЛЯЕВ, доктор технических наук
Г. С. ЕЛЕНЕВСКИЙ, кандидат технических наук
В. Ф. КИСЕЛЕВ, кандидат технических наук
Редактор части 3 (30000)
С. Н. ШИШКИН, доктор Технических наук
Редактор Руководства для конструкторов
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ
ЦЕЛЬ РАСЧЕТА
38100
38110
Расчет на прочность крыла должен предоставить конструктору следующие 38111
данные.
Если крыло находится в стадии проектирования, то указать необходимые
и достаточные сечения элементов конструкции крыла таким образом, чтобы раз-
рушение крыла могло произойти только при нагрузках, задаваемых нормами
прочности.
Если крыло данной конструкции уже существует и меняются внешние
нагрузки, то расчет должен дать напряжения в элементах конструкции, которые
возникают в нем при нагружении силами, задаваемыми нормами прочности, и
определить, не превосходят ли эти напряжения разрушающих в тех или иных
элементах конструкции.
Определить деформации крыла на изгиб и кручение.
Определить изгибные и крутильные жесткости крыла, необходимые для
определения критической скорости флаттера.
Дать материал для предварительного подсчета веса и массовых погонных
характеристик крыла, необходимых для расчета на флаттер.
КЛАССИФИКАЦИЯ СХЕМ КРЫЛА
(для расчета на прочность)
38120
Основной характеристикой схемы считается разрез (сечение) крыла по 38121
хорде.
Дополнительными'характеристиками конструктивной схемы крыла являются:
схематический план крыла, на котором видны способ постепенного
перехода от сечения к сечению, а также число и расстановка нервюр;
конструкция лонжерона;
конструкция нервюр.
Эти дополнительные характеристики как раз такого рода, что на общие
весовые характеристики они оказывают сравнительно малое влияние и поэтому
классификация по сечению считается основной.
Лонжероном в расчете на прочность называется продольная балка в крыле, могущая изо-
лированно работать на изгиб.
Если лонжерон имеет неполноценные пояса, то он называется „стенкой".
Если крыло имеет два лонжерона, но передний в несколько раз мощнее заднего, то такое
крыло все же называется „однолонжеронным", так как неполноценный задний лонжерон не имеет
в общем определении схемы существенного значения.
Широко применяются или имеют перспективу применения следующие схемы: 38122
Крылья двухлонжеронные деревянные с фанерной обшивкой (фиг. 38122—1).
Фиг. 38122—1
Лонжероны могут быть как деревянные, так и металлические. Такого рода
крылья находят большое применение на современных истребителях. Фанерная
обшивка при этом работает в основном лишь на сдвиг и в очень слабой
степени на сжатие и растяжение, что находится в связи с ортотропностью матери-
ала фанеры.
3
38122
Общие указания
Крылья двухлонжеронные металлические с продольным набором стрингеров,
причем общая площадь сечения стрингеров значительно меньше площади сечения
поясов лонжеронов (фиг. 38122—II).
Крылья этого типа также достаточно многочисленны, однако как раз этикрыл^я обладают
крупным недостатком по прочности, а именно: более слабые стрингеры преждевременно теряют
устойчивость и, как следствие этого, поверхность крыла уже при нагрузках ниже эксплоатацион-
ной дает складки. Выходом из этого положения может быть только значительное перетяжелеиие
лонжеронов, так, чтобы вообще напряжения в продольном наборе были не велики.
Крылья стрингерные, в которых стрингеры несут основную нагрузку при
работе на изгиб. Лонжероны имеют сравнительно слабые пояса, так что их
можно учитывать лишь как^стенки (фиг. 38122—III).
Фиг. 38122—Ш
Крылья однолонжеронные или почти однолонжеронные. В этих крыльях
основной лонжерон воспринимает всю нагрузку на изгиб, остальная часть крыла
воспринимает в основном кручение (фиг. 38122—IV).
Как правило, вместе с одним лонжероном делается достаточно жесткий носок крыла. В тех
же случаях, когда носок крыла, как например, на одномоторных самолетах, сильно вырезан
(вырез под шасси), то прочность на кручение обеспечивается обычно частью крыла между
основным лонжероном и задней дополнительной стенкой.
Крылья кессонные металлические с применением продольного гофра
(фиг. 38122—V). Жесткость таких крыльев очень велика. Нижнюю поверхность
иногда избегают делать из гофра, так как в гофре трудно сделать люки.
Фиг. 38122—V
Деревянные кессонные крылья (фиг. 38122—VI).
По своей идее и назначению соответствуют металлическим крыльям с продольным гофром.
Гофр заменяется более или менее толстой выклеенной панелью. Подобные крылья установлены
на1 самолетах „Москито". У крыльев подобной схемы легко получать очень гладкую поверхность.
4
Общие указания
38122-38131
Крылья монолонжеронные (фиг. 38122—VII—IX).
Единственный лонжерон в крыле в основном определяет всю прочность на изгиб и на кру-
чение. Такой лонжерон, очевидно, не может быть с одной плоской вертикальной ^стенкой, как
это обычно бывает в однолонжеронном крыле, а должен иметь сечение замкнутого типа, т. е.
иметь по крайней мере две стенки.
У таких крыльев сравнительно легко можно получать хорошую поверхность даже в метал-
лических вариантах. Они допускают также полную изрезанность носка и хвоста крыла.
Фиг. 38122—IX
ЗАМЕЧАНИЯ К ВЫБОРУ СХЕМЫ КРЫЛА
Вес крыльев
На вес крыла влияют все параметры внешних габаритов крыла. Из общих
параметров наиболее важным является параметр — толщина крыла. От толщины
крыла зависит 40—45% веса крыла.
Вес крыла зависит в сильной степени от схемы крыла.
При рассмотрении весовых соотношений различных схем необходимо иметь
в виду следующие общие положения:
1) Чем дальше отстоит материал от нейтральной линии, тем крыло будет
легче.
Очевидно, что при этом однолонЖеронные конструкции могут быть сделаны наиболее лег-
кими, так как один лонжерон можно всегда поставить на максимальной толщине крыла, т. е.
примерно на 30—40% хорды от носка. Остальные схемы будут примерно в этих отношениях
равны между собой, но условия их работы будут хуже, чем при однолонжеронной схеме крыла.
38130
38131
б
38131—38136
Общие указания
2) Чем большее разрушающее напряжение можно снять с растянутых и в
особенности сжатых элементов, тем легче будет крыло.
С этой точки зрения лонжеронные крылья, несомненно, будут легче кессонных, так как в
поясах лонжерона на сжатие можно снять почти то же напряжение, что и на растяжение. На-
пример, в случае дуралевых стрингеров трудно снять больше 25 кг! мм1. Правда, в схемах двух-
лонжеронных, с большим разносом лонжеронов по хорде, весовая отдача также не может быть
высокой, так как нельзя подвергать дополнительный стрингерный набор слишком большим на-
пряжением сжатия, ибо при этом можно получить большие деформации стрингеров при эксплоа-
тационных нагрузках.
3) Деревянные лонжероны дают весовую отдачу ниже металлических.
Деревянный кессон тоже должен оказаться несколько тяжелее дуралевого. Его достоин-
ство — это возможность получить хорошую поверхность крыла.
4) Стыковка кессонных крыльев значительно сложнее, чем стыковка лон-
жеронных.
38132 Виброустойчивость
Основными рекомендациями по повышению критической скорости флат-
тера крыла являются: во-первых, перенос центра тяжести крыла по хорде воз-
можно ближе к передней кромке, в особенности в концевых частях крыла по
размаху, и во-вторых, увеличение жесткости крыла на кручение.
С точки зрения переноса центра тяжести вперед наибольшими преимуществами обладает
однолонжеронная схема с жестким носком.
С точки зрения высокой жесткости на кручение преимущества будут у металлического
кессона с продольным гофром или деревянного кессона. Остальные схемы, как правило, дают
критическую скорость флаттера ниже допускаемой по нормам и требуют заложения дополни-
тельных свинцовых грузов в носок крыла.
38133 Аэродинамические характеристики
Аэродинамическим требованиям гладкой поверхности в лучшей степени
отвечают схемы с толстой обшивкой, подкрепленной только поперечным
набором.
38134 Архитектурно-конструктивное качество крыла
Кессонные крылья затрудняют установку баков в крыле. Монолонжерон-
ная схема является схемой, менее всего боящейся вырезов, так как вся проч-
ность крыла сосредоточена в одном лонжероне и вырезы возможны в любом
месте.
38135 Живучесть
Чем сильнее разбивка силовых элементов, тем крыло будет более живучим.
Однако в случае однолонжеронного крыла пояс лонжерона становится
уже сам по себе-таким массивным, что перебить его одним ударом затрудни-
тельно.
38136 Для сравнения различных схем в табл. 38136 приведена условная оценка
соответствия их различным требованиям.
Введены следующие условные обозначения:
---отличное соответствие,
— хорошее,
О — нейтральное,
— —- плохое.
6
Общие указания
38136
Таблица 38136
Качество Схема крыльев ’ ’—— Вес Вибра- ции Аэроди- намика поверх- ности Архитек- тура Деше- визна Живу- честь
Крыло деревянное двухлонжеронное —, 0 0 + + 0
Крыло металлическое двухлонже- ронное , — 0 + 4-
Однолонжеронное ++ + 4- + 0
Стрингерное — — 0 0 — + +
Кессон из гофра 0 ++ 0 — — ++
Деревянный кессон - + + + — + + . +
Монолонжерон + 0 0 . 0 -
ПРИМЕЧАНИЕ. Пониженная оценка свойств стрингерного крыла по отношению к требованиям аэроди-
намики должна быть расценена как указание на перспективу развития этой схемы при применении ламинар-
ных профилей. При наличии же обычных профилей соответствие этой схемы требованиям аэродинамики
следует считать хорошим.
38200
ПРАКТИЧЕСКИМ РАСЧЕТ КРЫЛА
38210
38211
ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ
Основные предпосылки расчетной схемы крыла
Расчет крыла основывается на следующих предпосылках:
1. Нормальные напряжения в конструкции крыла, создающие моменты
внутренних сил, уравновешивающие внешние изгибающие моменты, возникают
в продольном наборе (стрингерах и поясах лонжеронов) и обшивке.
2. Так как обшивка и элементы продольного набора работают с различ-
ной эффективностью, то площади сечений их приводятся к некоторому .мате-
риалу, следующему закону Гука и имеющему модуль упругости Ео. Приведен-
ное сечение крыла рассматривают, как сечение балки, состоящей из однород-
ного материала, к которому применима элементарная теория изгиба.
3. При определении нормальных напряжений пренебрегают клиновидностью
крыла и полагают, что нормальные напряжения, возникающие в приведенном
сечении крыла, равны нормальным напряжениям, возникающим в призматичес-
кой балке такого же сечения, как и рассматриваемое приведенное сечение
крыла, нагруженного той же системой изгибающих моментов.
4. Перерезывающие силы и скручивающие моменты воспринимаются
обшивкой, стенками лонжеронов и раскосами. Для расчета сечения крыла на
сдвиг и кручение, как однородной балки, толщины обшивки и стенок лонже-
ронов приводятся к некоторому материалу, имеющему модуль сдвига О0.
5. Решетки ферм, передающих сдвигающие нагрузки, заменяют стенкой,
эквивалентной по жесткости, состоящей из материала, имеющего модуль
сдвига Go.
6. При определении касательных напряжений в приведенном сечении крыла,
возникающих вследствие нагружения скручивающим моментом, пренебрегают
клиновидностью крыла, полагая, что касательные напряжения кручения в сече-
нии призматической и клиновидной балки разнятся весьма незначительно.
7. При определении касательных напряжений от сдвига учитывается умень-
шение перерезывающей силы за счет клиновидности крыла.
8. Центр жесткости сечения крыла определяется как центр жесткости
призматической балки большой длины, сечение которой соответствует рас-
сматриваемому приведенному сечению крыла. Влиянием близости заделки на
положение центра жесткости пренебрегают.
9. Нервюры в конструкции крыла предполагаются весьма жесткими на
изгиб в своей плоскости, т. е. полагают, что деформации нервюр существенно
не влияют на распределение нервюрой нагрузки между элементами конструкции
крыла и на форму всего сечения в целом, которую можно считать неизменной.
10. Предполагается, что нервюра в конструкции крыла имеет ничтожно
малую жесткость на кручение.
38212
Порядок расчета
Расчет крыла производится в следующем порядке:
1. Определяются изгибающие моменты и перерезывающие силы в сечениях-
крыла.
2. Определяются редукционные коэфициенты и производится редуциро-
вание площадей сечений продольного набора и обшивки.
3. Определяются приведенные толщины обшивки и стенок лонжеронов.
4. Определяются экваториальные моменты инерции редуцированных сече-
ний крыла относительно главных осей, а также суммарные напряжения, осевые
силы и истинные напряжения в продольном наборе крыла.
5. Производится распределение перерезывающей силы, равной 1 000 кг,
в сечении крыла и определяется центр жесткости сечения.
8
Практический, расчет крыла
38212-38221
6. Определяются распределение перерезывающей силы в сечении крыла
при нагружении последнего крутящим моментом, равным 1000 кгм, а также
жесткость сечения крыла на кручение (без учета заделки).
7. Определяется доля перерезывающей силы, воспринимаемой продольным
набором, при нагружении сечения изгибающими моментами Л1Х и Му, рав-
ными 1 000 кг м.
8. Вычерчивается ось жесткости крыла и определяется угол, образованный
последней с осью Oz.
9. Определяются углы 9 — направления осей скручивающих моментов
с осью Oz и строится график углов ср по размаху.
10. Определяются скручивающие моменты внешних сил относительно оси
жесткости.
И. Определяются скручивающие моменты внешних сил относительно осей
скручивающих моментов.
12. Определяются истинные погонные касательные усилия и напряжения
в стенках и обшивке от нагружения сечения действительной перерезывающей
силой и крутящим моментом.
13. Определяются усилия и напряжения в стойках лонжеронов и поясах
нервюр от нагружения стенок и обшивки погонными касательными усилиями.
14. Производится расчет стесненного кручения и вводятся соответствующие
коррективы в значения усилий в поясах, обшивке и стенках лонжеронов вблизи
заделки.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Расчет стесненного кручения следует производить только в тех
случаях, когда жесткости обшивки и стенок лонжерона весьма резко разнятся между собой.
2. В предварительном расчете разрешается определение моментов инерции сечеиий
производить только в 5—6 сечениях, а центров жесткости — в 2—3 сечениях.
Исходные данные 38213
Исходными данными для расчета являются:
1) общий вид крыла в плане;
2) схема расположения нервюр;
3) вес отъемной части крыла и вес центроплана (вместе или отдельно);
4) вес и положение грузов в крыле;
5) чертежи профиля крыла по трем сечениям: по оси фюзеляжа, по
оси разъема и на конце;
6) распределение аэродинамической нагрузки и ее величина, угол
равнодействующей с хордой и положение центра давления по хорде и по
размаху;
7) конструктивные чертежи крыла.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЭПЮР ИЗГИБАЮЩИХ И СКРУЧИВАЮЩИХ МОМЕНТОВ з822о
И ПЕРЕРЕЗЫВАЮЩИХ СИЛ
Определение эпюры изгибающих моментов 38221
Изгибающим моментом от внешних сил, нагружающих поперечное сече-
ние крыла, называется момент от всех сил, действующих на внешнюю (относи-
тельно данного сечения) часть крыла, относительно осей, проходящих через
центр тяжести редуцированного сечения и лежащих в его плоскости.
ПРИМЕЧАНИЕ. Определение изгибающих моментов в сечении крыла разрешается
производить относительно осей, лежащих в плоскости, параллельной плоскости полета.
Эпюра изгибающих моментов от веса конструкции крыла
Распределение веса по размаху следует принимать по схеме фиг. 38221—1.
Ординаты погонных нагрузок находятся по формулам:
2С?Кр — рп Ьп 10
qi~~ 2kla-\-l0 — l1 ’
<70 = ; <?п =Рп &п>
если задан общий вес крыла,
9
38221
Практический расчет крыла
где Окр — вес одного крыла,
рп—вес 1 лга крыла на конце в сечении II (колеблется от 8 до 10 кг/мя),
2/ц—длина центроплана,
k — коэфициент; k = 1,20 -н 1,25,
&п—хорда в сечении II;
или по формулам:
, если веса отъема и центроплана
„ __ Рпшио j заданы отдельно,
Ч' ~ 1—1
ti
tfn — рцЬп,
где Go — вес отъема,
Оц — вес половины центроплана (т. е. на длине 1а).
Строится в масштабе эпюра распределения веса по размаху.
Крыло разбивается по размаху на п участков (10—15), причем ось разъема
обязательно должна являться границей двух участков.
Распределенный вес крыла разносится по сечениям (ординаты снимаются
с фиг. 38221—1); нагрузка на (т-(-1) участок равна (фиг. 38221—11):
^Qm + l = —+ I 4-<7m)'
Сосредоточенная нагрузка в /n-м сечении будет:
_ ~1 /
6 т
+ 1 -р 1
g - Im + 1 ,
где ординаты q снимаются непосредственно с эпюры фиг. 38221—II.
Вычисления сводятся в таблицу (табл. 38221—I).
Таблица 38221—I
№ сече- ний № отсе- ков На Чт-1 грузка Чт на отсек j &Qm Нагрузка на сечение слева Чт + I +2?от 6 1т + 1 Нагрузка на сечение справа ДО qm + ‘2q™-' i рВ Г т
10
Практический расчёт крыла
38221
Перерезывающая сила на участке (/»-)-1) равна:
Перерезывающая сила концевого участка равна:
Qf = Po.
Изгибающий момент в m-м сечении равен:
Изгибающий момент в концевом сечении равен нулю. Вычисления сво-
дятся в таблицу'Дтабл. 38221—П).
Таблица 38221 —И
№ сечений № отсеков Р? tn [кг] [лгг] 1т От 1т [кг л] Мв lvlm [кг м]
0 —
— 1
1 —
— 2
2 —
— 3
3 —
— 4
Эпюра изгибающих моментов и перерезывающих сил
от грузов в крыле
Сосредоточенные грузы в крыле разносятся по правилу рычага между
принятыми сечениями.
Плечи берутся с чертежа.
+ 1 %т + 1
+1 — ----i------
ар;р =
1т
т
Изгибающие моменты и перерезывающие силы от сосредоточенных грузов
вычисляются в таблицах по типу табл. 38221—I и II.
Эпюра изгибающих моментов и перерезывающих сил
от аэродинамической нагрузки
Аэродинамическая нагрузка
при единичной перегрузке равна
весу самолета.
Распределение циркуляции по
размаху задается (фиг. 38221—III);
составляется таблица по тйпу
табл. 38221—1, в которую вместо
значений qm-y и qm подставляются
значения соответствующих ординат
циркуляции Г в см в выбранных
сечениях (снятые с фиг. 38221—III).
Вычисление Pvm про.изводится ана-
логично вычислению Рт. Размер-
ность Pm получается в см\ чтобы
11
38221-38222
Практический, расчет, крыла
перейти к размерности в кг, значения ДР™ нужно- умножить на
38222
2^^
о
(n-е сечение — корневое).
Изгибающие моменты и перерезывающие силы от аэродинамической на-
грузки вычисляются в таблице по типу табл. 38221—II.
Построение суммарной эпюры перерезывающих сил
изгибающих моментов по размаху крыла
При перегрузке п изгибающий момент в сечении и перерезывающая сила
будут
Мт={Мат-Мвт-М'*]п, Qm = [Qm—Q£ —Qm]«,
где Мат, Мвт, Мт—изгибающие моменты от аэродинамической нагрузки, веса
крыла и сосредоточенных грузов,
Qm, QB и Qm—перерезывающие силы от аэродинамической нагрузки, веса
крыла и сосредоточенных грузов.
Определение эпюры скручивающих моментов от внешних сил,
нагружающих крыло
Скручивающим моментом в данном сечении крыла называется момент от
всех внешних сил, нагружающих внешнюю, относительно данного сечения, часть
крыла, относительно оси, проходящей через центр жесткости данного сечения
(см. 38250) и называемой осью скручивающих (или крутящих) моментов.
Направление оси скручивающих моментов в плане относительно оси Oz,
направление которой предполагается перпендикулярным направлению полета,
определяется формулой
ф = ЕДУ2 cos (/,х) ,
где — редуцированная площадь сечения продольного элемента в сечении
крыла (стрингера с присоединенной обшивкой, пояса лонжерона) (см.
таблицу редукционных коэфициентов, 38230),
.у — координата центра тяжести продольного элемента,
cos(/,x)— cos угла, который образует данный продольный элемент осью Ох,
1Х — экваториальный момент инерции сечения крыла относительно оси Ох.
ПРИМЕЧАНИЕ. Момент относительно любой другой оси воспринимается не только
обшивкой и стенками лонжеронов, работающими на сдвиг, ио и продольными элементами.
Порядок расчета
1. Определяются центры жесткости отдельных сечений крыла (по нервю-
рам) и наносятся на общий вид крыла в плане.
Геометрическое место центров жесткости, если оно представляет прямую, носит название
оси жесткости. Если геометрическое место центров жесткости не является прямой, проводится
некоторая осередненная прямая, принимаемая за ось жесткости.
2. Определяются моменты внешних сил относительно оси жесткости, ко-
торые вычисляются по формулам:
т—1
от аэродинамических нагрузок: М“р т='^Л Pkbk{^— <?)sin-f,
О. Ж
где Pk — сосредоточенная аэродинамическая нагрузка в сечении (нервюры),
bk — длина хорды крыла в каждом сечении,
I — относительное положение центра жесткости по хорде,
е — относительное положение центра давления по хорде,
7 — угол между направлением равнодействующей воздушных нагрузок
и теоретической хордой крыла (см. фиг. 38222);
12
Практический расчет крыла
38222-38231
от нагрузок собственным ве-
сом крыла:
Мкр т = У, Pkbk (£ — 0,4) sin 7,
°-ж k=i
где Pl - - сосредоточенная весовая
нагрузка в сечении (на нервюре),
0,4 — относительное положение
центра тяжести весов конструкции
в сечении крыла; положение центра
тяжести весов конструкции крыла
колеблется от 0,38 (у корня) до
0,43—0,45 (у конца крыла), среднее
положение — 0,4;
от грузов, расположенных в
крыле:
Мп* = 'ZP'ktfy sin 7 —yk cos у),
где — вес груза,
Фиг 38222
~ координаты центра тяжести груза относительно центра жесткости
сечения в плоскости, перпендикулярной оси жесткости.
ПРИМЕЧАНИЕ. Дпя грузов, центр тяжести которых находится внутри сечения кры-
ла, разрешается координатой yk пренебречь.
3. Определяется полный момент в сечении относительно оси жесткости
Мкр т = 7Икр 7Икр т -j- МКр т.
о. ж о.ж о. ж о. ж
4. Определяются углы ср по сечениям и строится график углов по раз-
маху крыла.
5. Определяется угол а, который ось жесткости составляет с принятой
осью Oz в плане крыла.
6. Определяется угол (<р— а).
ПРИМЕЧАНИЕ. Значения угла <f в промежуточных сечениях' разрешается брать не-
посредственно с графика.
7. Определяется крутящий момент в сечениях крыла по формуле
МКр т = Мд, т SIH (ф Я) Мкр т ,
О. С о. ж
где М^. — момент внешних сил относительно оси Ох.
ПРИМЕЧАНИЕ. Разрешается вместо Мх брать полный изгибающий момент в сече-
нии, определенный, как указано в 38221.
РЕДУЦИРОВАНИЕ СЕЧЕНИЙ КРЫЛА 38230
Определение редукционных коэфициентов для расчета на изгиб 38231
Чтобы иметь возможность вести расчет крыла на изгиб по элементарным
формулам сопротивления материалов, вводят так называемые редукционные
коэфициенты, т. е. такие числа, на которые нужно умножить площади элемен-
тов сечения и затем уже определять моменты инерции всего сечения.
Обычно пользуются двумя приближенными методами, значительно упро-
щающими расчет. По этим методам определяются редукционные коэфициенты
для разрушающей нагрузки.
Методы точного определения редукционных коэфициентов даны в 38310.
Метод I. Принимают для всех элементов редукционные коэфициенты,
значения которых выведены из опытов над аналогичными конструкциями
(табл. 38231).
13
38231
Практический расчет крыла
Таблица 38231
Значения редукционных коэфициентов k металлического крыла при изгибе
Принято, что пояса лонжеронов, выполненные из дураля, при всех возможных нагрузках
следуют закону Гука. Модуль упругости пояса Efi~ 700 000 кг/см2.
№ п/п Наименование элементов конструкции Значения редукционных коэфициентов Примечание
по методу I по методу II
1 2 3 4 5 •
1 Дуралевый пояс лонжерона (сжа- тый и растянутый) 1,00 1,00 •* : . Й.
2 Стальной пояс лонжерона (ежа- Е = 2,05x10е кг/ем2
тый и растянутый) 2,93 2,93
3 Стрингер из прессованого про- филя в растянутой зоне, вдали от места разреза стрингера 1,00 1,00
4 Стрингер из прессованого про- акр — критическое на-
филя в сжатой зоне, вдали от места 1,00 акр пряжение,
разреза стрингера су °стр — напряжение в
стр стрингере при расчете
5 Стрингер из гнутого профиля в растянутой зоне, вдали от места разреза стрингера 0,85 0,85 приведенного сечения
6 Стрингер из гнутого профиля в сжатой зоне, вдали от места разреза стрингера 0,35 0,35
7 Стрингер из прессованого про- филя в растянутой зоне, вблизи *
места разреза стрингера люком в ab nh
сечении АА, иа расстоянии а от люка (а<^Ь) (фиг. 38231 — 1) k < 1
b2 — 4rf2 b2 — Ad2
8 Стрингер из прессованого про- *
филя в с жатойзоие, вблизи места разреза стрингера люком (а < Ь) (фиг. 38231—I) ab °кр ab Л<1
b2 — 4rf2 °^b2-Ad2
9 Стрингер из гнутого профиля в растянутой зоне, вблизи места * 0,85ab b2 — Ad2 0,85ab b2 - 4rf2
разреза стрингера люком (фиг. 38231—1) k <0,85
10 Стрингер из гнутого профиля * * •
в сжатой зоне, вблизи места разре- за стрингера люком (фиг. 38231—I) 0,35«b 0,35ab k < 0,35
&2 — 4rf2 b2 - 4rf2
11 Стрингер из прессованого про- филя в растянутой зоне, вблизи ** Рзак — разрушающее
места обрыва стрингера на рассто- янии а от места обрыва (фиг. Я^зак усилие на заклепку, астр напряжение в
a F t
38231—11) стр4 стр стр4 CTp* стрингере, если бы он не был оборван,
Дстр — площадь стрин- гера (истинная), t — шаг заклепок
12 Стрингер из прессованого про- **
филя в сжатой зоне, вблизи места обрыва стрингера на расстоянии а аРзак аРзак А<Лр.<1
от места обрыва (фиг. 38231—П) стр* стр* CT r* t стр4 стр ®стр ' '
13 Стрингер из гнутого профиля ** акр — критическое иа-
в растянутой зоне, вблизи места
обрыва стрингера на расстоянии а за* пряжение в стрингере
от места обрыва (фиг. 38231—II) ^стр^стр^ астр^стр^ k < 0,85
14 Стрингер из гнутого профиля
в сжатой зоне, вблизи места об-
рыва стрингера (на расстоянии а й^зак а^зак k <0,35
от места обрыва) (фиг. 38231 -II) <s F t СТр4 стр* G F t стр4 стр
14
Практический расчет крыла
38231
Продолжение табл. 38231
№ Наименование элементов Значения редукционных , коэфициентов Примечание
п/п конструкции по методу I по метод'у 11
1 2 3 4 1 5
15 16 17 Обшивка металлическая гофри- рованная, волны по полету (в сжа- той и растянутой зоне) Обшивка дуралевая гладкая, под- крепленная и неподкрепленная стрингерами, в растянутой зоне вдали от разреза обшивки люками Обшивка дуралевая гладкая, под- крепленная стрингерами, гнутыми или прессоваными, в сжатой зоне 0 0,8—0,85 *** 40Чтр 0 0,8—0,85 *** 8 k 1 91/~ Обшивка работает только при наличии стрингеров (поясов) в
18 (фиг. 38231-111) Стрингеры имеют напряжение ®стр и редукционный коэфициент #СТр (см- и- п- 4, 6, 8, 10, 12, 14). Стрингер скреплен с обшивкой однорядным швом Присоединенная площадь обшив- ки, работающей вместе со стрин- гером при тех же напряжениях, что и последний То же, что и п. 17; стрингер ъ *** 40&2 г стр *** 821,9]/~ °г стр *** непосредственной бли- зости от последних; В—толщина обшивки, стр — напряжение стрингера в приведен- ном сечении, b — расстояние между стрингерами, Eq = 700 000 кг/см1*
скреплен с обшивкой двухрядным 40 8 + d ь { 6 1,91/ ло _1 d < 40 8
швом (фиг. 38231—IV) 1) стр V стр 1 Ь стр
Присоедийенная площадь обшив- ки, работающая вместе со стрин- гером при тех же напряжениях, что и в последнем *** *** *** fsbsK -А-4-А \ G J \ г стр ' ***
19 То же, что и п. 18 d^408 805/тр ь 8 3,81/ J^k V стр г стр
Присоединенная площадь обшив- ки, работающая вместе со стрин- гером при тех же напряжениях, что н в последнем Дуралевая гладкая обшивка, под- крепленная или неподкрепленная стрингерами в растянутой зоне вблизи от разреза обшивки люком *** ь *** 52 3,8 )/ V
20 80 S2 * 0,6а& стр 0,6а& £<0,6
(фиг. 38231—V) — 4d2 &2 — 4rf2
* Формула выведена в предположении, что стрингер (или обшивка) полностью включается в работу
на границах параболы, построенной, как показано на фиг. 38231—1. Нарастание напряжений и редукционных
коэфициентов происходит по линейному закону.
** Формула выведена в предположении, что стрингер полностью включается в работу, когда сумма
разрушающих усилий в заклепках (считая от конца стрингера) становится равной усилию в стрингере
(без учета обрыва последнего), т. е.
— а Р Ь
закл г стр л стр лстр •
*** Редукционный коэфициент и присоединенная ширина обшивки взяты без учета влияния касатель-
ных напряжений в обшивке. 40 3 — среднее значение присоединенной ширины, когда напряжение в сжатой
панели колеблется от 12 до 20—22 Присоединенная ширина 40 6 соответствует среднему напряже-
нию 10
15
38231
Практический расчет крыла
Окончание табл. 38231
№ п/п Наименование элементов конструкции Значения редукционных коэфициентов Примечание
по методу I по методу II
1 2 3 4 5
21 Обшивка дуралевая тол- стая (о > 1,5 мм) на сжатие 0,15-0,20 JKp. общ алонж ’кр. обш — критиче- ское напряжение на сжатие в обшивке акр. обш ~ 5~8 кг/мм2
22 Обшивка дуралевая тол- стая (8 >1,5 мм) на растя- жение 1,0 1,0
23 Фанера бакелитовая под углом 45° на растяжение 0,0357 0,0357 45° ~ °>28Х Ю5 кг/см2
24 Фанера бакелитовая под углом 45° на сжатие (с де- ревянными стрингерами) (13,584-0,22с) 8„ (13,584-0,22с) 8 8 — толщина фанеры, с — ширина склеикн стрингера с фанерой, b — расстояние между стрингерами
" —0,157 & 0,157
Присоединенная площадь обшивки, работающей вместе со стрингером (13,58 f-0,22с) 8 (13,58 + 0,22с) 8
25 Стрингер сосновый иа рас- тяжение 0,15 0,15 Е = 1,1 X Ю6 кг/см2
26 Стрингер сосновый на ежа- 0,12—0,15 акр зкр — берется для
тие сг лонж стрингера в совмест- ной работе с обшив- кой
Фиг. 38231—1
Фиг. 38231—11
Фиг. 38231—IV
Дальнейший расчет по этому методу ничем не отличается от нормального
расчета балки на изгиб.
Метод II. Полагают, что элементы конструкции имеют вполне определен-
ные редукционные коэфициенты, как и в методе I, за исключением обшивки и
сжатых стрингеров, теряющих устойчивость.
Редукционный коэфициент обшивки предполагается зависящим от напря-
жения в стрингере.
Напряжение в стрингере предполагается после потери устойчивости по-
стоянным. В этом случае расчет ведется методом последовательных приближе-
ний. Значения редукционных коэфициентов можно брать из табл. 38231; для
стрингеров оно будет равно отношению критического напряжения в стрингере
к расчетному.
16
Практически^ расчет крыла
38232
Определение редукционных коэфициентов для расчета на сдвиг 38232
Редукционным коэфициентом пластины на сдвиг является коэфициент при-
ведения пластины, имеющей толщину В и модуль сдвига О0.
Редукционный коэфициент имеет следующее выражение;
О
Ga '
Ф
Приведенная толщина будет;
8, = 8ф,
Величина модуля сдвига панели обшивки крыла значительно отличается от
модуля сдвига материала, из которого выполнена обшивка, и зависит от ради-
уса кривизны обшивки, толщины обшивки, размеров подкрепляющей клетки и
подкрепляющих профилей.
Разрешается пользоваться примерной зависимостью модуля сдвига от этих
Фиг. 38232—I. График условной жесткости для гофреных и
гладких дуралевых листов
1 и 2 — зависимость G от ширины В листа гофра 32 X 10; 8 = 0,5 мм
и 50 У 16; 8 = 0,5 мм соответственно; 3 — зависимость -——— от 8 для
Л Og — 0,5
гофра; 4, 5, 6 — зависимость G(S — 0,5) от & для гладких листов при
разных радиусах кривизны /?в.м; 7— зависимость
------ от 8 для глад-
°8=0,5
ких листов; 8 — зависимость G от радиуса кривизны /?для гладких листов
3
17
38232
Практический расчет крыла
Отношение -------[%] для гладкой металлической обшивки, кроме того,
из = 0,5
з ачительно меняется при одновременном нагружении панели сдвигающими и
растягивающими или сжимающими нагрузками. При выборе значения модуля
сдавига учитывают одновременное наличие в обшивке касательных и нормальных
напряжений.
Средние значения модулей сдвига и соответствующих приведенных толщин
при нагрузках, близких к разрушающим, даны в табл. 38232 и на фиг. 38232 — II.
Таблица 38232
Значения редукционных коэфициентов и приведенных толщин элементов
конструкции крыла прн сдвиге
Модуль сдвига после приведения к Go == 1 X Ю5 кг/см?
№ п/п Наименование элементов конструкций G [кг/см2] Ф Приведенная толщина 8, Примечание
1 2 3 4 5 6
1 Обшивка крыла дура- левая, нормально под- крепленная, гладкая (фиг. 38232 — 11)
а) Носок крыла; сжа- тая зона (участок ав) 0.8Х105 0,8 0,8 В
Ь) Средняя часть крыла (между передним и зад- ним лонжеронами); сжа- тая зона (участок Ьс) 1,2x105 1,2 1,2В
с) Хвостик крыла (за задним лонжероном);сжа- тая зона (участок cd) 1,0х 105 1,0 В
d) Носок крыла; растя- нутая зона (участок ab) 1,3X105 1,3 1,3В
1) Средняя часть кры- ла (между передним и задним лонжеронами); ра- стянутая зона (участок fe) 1,8Х Ю5 1,8 1,8В
f) Хвостоваячасть кры- ла (за задним лонжеро- ном); растянутая зона (участок ed) 1,3X105 1,3 1,3В
2 Обшивка крыла—дура- левый поперечный гофр, нормально подкреплен- ный Для всех частей крыла в сжатой и растянутой зоне 0,8X105 0,68X105 0,8 0,68 0,8 В (размеры волны 32 X Ю) 0,68 В (размеры волны 50 X 16) Более точно можно брать по , фиг. 38232-1
18
Практический расчет крыла
38232
'Окончание табл. 38232
№ п/п Наименование элементов конструкций G [кг/см?] Ф Приведенная толщина 8, Примечание
1 2 3 4 5 6
3 Сплошные стенкн лон- -
жеронов из дуралевого листа 2,0X105 2,0 2,08 h = —— средняя высота,
4 Дуралевые стенки лон- жеронов с отбортован- 8 Ijh ECT/Ga 3 — толщина зашивки, ECJ — модуль упругости стенки для дур зля Еа =7X10^ кг/см1, а38 — 12 ’ G—модуль упругости сплошной стенки (для 'Дура л я 0 = 2,9X10® кг/см1).
ними отверстиями на уча- стке между сечениями А и В (фиг. 38232 - 111)1 2d> Р Е -G 4 или 8Z/A£CT/G0
/згст/° x 7 Ih - ~ Srf2 4 „ nd* ~ / d \ — знак суммы распространяется иа все отверстия на рассматрива- емом участке
5 Решетка лонжерона на участке между АА' и ВВ’ (фнг. 38232 - IV)2 Bp [ Zll + Aj Ер — модуль упругости элемента решетки, Si — усилие элемента при Q=l, Fi — площадь сечеиия элемента
G° S?l. 2hj S —E~~
i решетки
6 Продольный гофр с гладким листом 1,8X105 1,8 0 ^лист 4" &/, гофр 8 . _ 5гофр г, гофр k
7 Фанера бакелитовая под углом 45° 0,36X105 0,36 0,368 k—отношение периметра гофра к его проекции
Фнг. 38232—III Фиг. 38232—IV
1 Формула учитывает понижение жесткости стенок лонжерона за счет: уменьшения рабочей площади
обшивки из-за отверстий и уменьшения жесткости стенки из-за изгиба простенков между отверстиями.
При выборе формулы принято, что высота стенок постоянна и равна средней высоте участка и
что деформации сплошной стенки, сделанной из материала, имеющего модуль упругости сдвига Go и
толщину , равна деформации стенки с отбортовками.
j]
2 Формула выведена из условия равенства деформаций сечения ВВ1 относительно АА1 решетки
лонжерона и сплошной стенки толщиной , имеющей модуль упругости иа сдвиг Go, и что пояса
лонжерона абсолютно жестки.
19
38233-38242
Практический расчет крыла.
38233 Определение приведенных толщин
Определение приведенных толщин обшивки крыла, стенок лонжеронов
и пр. производится в предположении, что на участке между двумя нервюрами
и на участке между двумя продольными элементами толщина листа остается
ПОСТОЯННОЙ;
Определение приведенных толщин производится на основании данных
Табл; 38232;
Определение приведенных толщин следует производить дважды: один раз
Для случая, когда верхняя зона сжата, а нижняя растянута, второй раз,—
когда нижняя зона сжата, а верхняя растянута.
38240 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ ПРИВЕДЕННЫХ СЕЧЕНИЙ,
ИХ МОМЕНТОВ ИНЕРЦИИ ОТНОСИТЕЛЬНО СИСТЕМЫ ОСЕЙ хгОуг
И ГЛАВНЫХ ОСЕЙ ИНЕРЦИИ хОу, МОМЕНТОВ СОПРОТИВЛЕНИЯ,
НАПРЯЖЕНИЙ И УСИЛИЙ В ПРОДОЛЬНЫХ ЭЛЕМЕНТАХ
ОТ НАИБОЛЬШЕГО ИЗГИБАЮЩЕГО МОМЕНТА
38241 К приведенному сечению крыла применима элементарная теория изгиба.
Поэтому при определении напряжений изгиба в продольных элементах следует
рассматривать изгиб в двух плоскостях, проходящих через главные оси инер-
ции крыла Ох и Оу.
38242 Для того, чтобы определить напряжения и усилия во всех продольных
элементах сечения крыла, следует:
определить координаты центра тяжести приведенного сечения крыла
относительно системы координат х' Оу' по формулам:
S77 У ЕЛ v'
Хо ур > Уо~ vp ,
где Рг—приведенная площадь элемента,
х' и у' — его координаты в принятых осях;
определить координаты элементов относительно системы осей XiOj/j,
имеющих начало в центре тяжести сечения крыла (фиг. 38242):
- х1 = х' — х0; У1 = у'~у0;
определить осевые моменты инерции сеченйя 7Х1 и 7Л относительно
осей X) иу] и центробежный момент инерции IXiyi:
= 7Х, = ЕЛГ^, 7г1Л
20
Практический расчет крыла
38242-38244
определить моменты инерции сечения относительно главных осей:
cos2a-[-/j,I sin2 a — IXl yi sin 2a,
Iy = lXl sin2 a 4“Zj>i cos2 a -f-У1 sin 2a;
определить координаты x и у всех продольных элементов сечения:
л = cos a -f-У1 sin a,
у = Vi cos a — x-t sin a;
определить моменты сопротивления всех продольных элементов отно-
сительно главных осей:
w .==—х- .
Х‘ У; У‘ X,
Моменты сопротивления и углы а главных осей инерции сечения с приня-
тыми должны быть определены для всех сечений крыла, в которых поставлены
нервюры.
Все эти операции производятся в одной таблице (табл. 38242).
Определение моментов сопротивления Wx и Wy следует производить для
двух случаев (растяжение нижней части и растяжение верхней части крыла).
Полное напряжение в продольном элементе приведённого сечения опреде- 38243
ляется по формуле:
где Мх— изгибающий момент от сил, перпендикулярных оси х,
Му—изгибающий момент от сил, перпендикулярных оси у.
Так как в расчете важно получить наибольшие значения напряжений
и усилий, то из сводной таблицы суммарных изгибающих моментов берется
наибольший изгибающий момент для данного сечения.
Если равнодействующая всех сил имеет угол 7 с осью хг (фиг. 38242), то 38244
изгибающие моменты от сил, перпендикулярных осям х и у, определяются
по формулам:
Alx= М sin (7 — a),
Му — М cos (у — a).
Таблица 38242
№ элементов P, x' У' Frx' Fry' *1 У1 PrXi РГУ1 pry2 РГХ1У1
IX1 ... Iyi ... IX1yi • • • tg 2a ...
a = . . . sin a = . . . COS a = . . . sin2 a = . . . COS2 a = . . . sin 2a = . , .
IX= . • . Iy — . . .
№ элементов *1 Xi COS a j’jSin a Л У! COS a Xj sin a У wx Wy f fl ar S = crFr
21
38253
Практический расчет крыла
38245
38245
38246
38250
38251
38252
38253
Усилие в Z-м элементе определится по формуле:
= Fri ari .
Проверкой правильности произведенных вычислений является условие:
ssz=o.
После того, как определены Wxl,Wyi и а по всем расчетным сечениям
крыла, составляется сводная таблица Wy, Wx и углов а и графики значений а
Wy и Wx по размаху.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ РАСПРЕДЕЛЕНИЯ ПЕРЕРЕЗЫВАЮЩЕЙ СИЛЫ
ПО КОНТУРУ СЕЧЕНИЯ И ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЦЕНТРА ЖЕСТКОСТИ СЕЧЕНИЯ
Распределение перерезывающей силы по контуру в сечении крыла произ-
водится в пяти-шести сечениях крыла, для которых было произведено опреде-
ление Wx и Wy.
Обычно определяют распределение перерезывающей силы по бортовой
нервюре фюзеляжа, по нервюре отъема в центроплане, по нервюре отъема
отъемной части крыла, в двух-трех сечениях отъема и по концевой нервюре.
Определение распределения перерезывающей силы производят для случая
нагрузки вверх в направлении положительной оси у.
Исключение составляет однолонжеронное крыло, для которого необходимо
производить расчет распределения перерезывающих сил при нагружении сече-
ния крыла в направлениях обеих главных осей х и у.
Для всех выбранных сечений расчет ведется из условия нагружения сече-
ния перерезывающей силой Q = 1000 кг, проходящей через центр жесткости и
параллельной главной оси сечения крыла.
Сечение крыла является статически определимым, если в сечении отсутствуют замкнутые
полости.
Для определения распределения перерезывающей силы по многосвязному
профилю следует привести его к статически определимому. Для этого необхо-
димо произвести разрезы профиля. Разрезов в профиле должно быть столько,
сколько раз контур статически неопределим. Разрезы должны быть располо-
жены так, чтобы в профиле не осталось ни одной замкнутой полости (например,
как на фиг. 38253—1).
.Разрез
Разрез
Фиг. 38253—1
В местах разрезов следует приложить неизвестные погонные касательные
усилия qit q<>, q3 и т. д. (погонное касательное усилие равно произведению ка-
22
Практический расчет крыла
38253
сательного напряжения на толщину стенки). В элементах профиля, работающих
на сдвиг, должны быть определены усилия как от перерезывающей силы
Q = 1 000 кг, так и от неизвестных qlt q2, q3 и т. д.
Приращение продольного усилия в элементе на 1 см его длины s [кг/см]
будет:
QyP
*х
Тогда для статически определимого профиля погонное касательное усилие
на участке определится по формуле:
‘х
где суммирование распространено на все силы s/t которые возникают в каждом
Z-м элементе, связанным с рассматриваемым участком через работающие на сдвиг
элементы, по одну какую-либо сторону от участка. Так, погонное касательное
усилие на участке 19—18 фиг. 38253—1 будет:
T19-1S— ($1 + $0 + $21 + $2о + 519) + (54+5з + 52)'
Каждое из неизвестных погонных усилий, приложенное в месте разреза
профиля по одну сторону от разреза, последовательно нагружает участки про-
филя и должно вернуться по профилю к месту разреза с другой стороны
(фиг. 38253—II), образуя поток напряжений в работающих на сдвиг частях про-
филя между продольными элементами 41 = 91/4 ^2 = Qil^> • • • )• Направле-
ние потока следует выбирать таким образом, чтобы профиль на всем протяже-
нии потока был непрерывен. В профиле, приведенном к статически определимому,
при выбранных местах разреза существует только одно единственное направле-
ние, которое удовлетворяет этому условию.
Полное погонное усилие работаю-
щего на сдвиг участка статически не-
определимого контура, нагруженного
неизвестными погонными касательными
усилиями q,, q2, qs, . . . и погонным
усилием 7°, будет Т = Т° qx q2 -|~
+ 9з + • • • , где знаки qv, q2 . . . 7° опре-
деляются направлениями потока.
Неизвестные qY, q2, . . . определя-
ются из уравнений:
Qi 4i + Qi 4г + • • • +41 = 0»
Qi 812 + Qi 4? + • • • + 802 = 0,
Qi 4з + Яч. 4з + • • • +4з~ 0,
где
41 = S А— (суммирование
распространено на все элементы, нагружен-
ные погонным усилием q^,
4з = 2 +- (суммирование распространено
на все элементы профиля,
нагруженные одновременно погонными усилиями qx и 92),
81з=2+- — (суммирование распространено на все элементы профиля,
нагруженные одновременно погонными усилиями qx и q^,
4г = S + ~ (суммирование распространено на все элементы профиля,
нагруженные погонными усилиями 92),
23
38253—38255
Практический расчет крыла
501 = 2 7? Д-— (суммирование распространено на все элементы профиля,
которые одновременно нагружены погонными усилиями
и ^),
bp, §ri — длина и приведенная толщина участка стенки, работающей
на сдвиг между i и (I— 1) продольными элементами.
Длину участка стенки можно определить по формуле:
bt = К(д^)2+(дзО8 = /(•*<- -«/-О* + (Л-Ji-O’ •
Определение значений q, st, Ti и коэфициентов уравнений 8тл произво-
дится в таблице (табл. 38253).
ПРИМЕЧАНИЕ. Для того, чтобы удобнее производить суммирование st при получе-
нии значений Г0, следует места разрезов профиля выбирать таким образом, чтобы можно
было суммирование вести, обходя последовательно весь профиль, начиная с продольного
элемента i и кончая продольным элементом t — 1 по другую сторону от разреза. Это усло-
вие удовлетворится, если производить разрезы по наружному контуру и в стенках лонже-
ронов (фиг. 38253—1, Ь).
38254 Разрешается считать, что центр жесткости лежит на половине высоты
сечения профиля. Исключение представляют конструкции, имеющие большие
вырезы (люки, вырез для шасси и пр.) в верхней или нижней обшивке крыла.
В этом случае необходимо определять точное значение координаты уж.
Метод определения координаты уж тот же, что и координаты хж. Коорди-
ната хж определяется, если известны значения погонных касательных сил Т на
участках профиля при нагружении сечения перерезывающей силой Qy= 1 000 кг:
А-ж — 1000 ~~~ ММО >
где суммирование распространено на все участки контура, работающие на
сдвиг.
Так как угол а главных осей инерции х и у с осями хг и _Pj незначителен,
разрешается приближенно принять, что
Xж == X, ж,
38255 Далее определяют положение центра жесткости относительно носка крыла
(фиг. 38242):
Хж === X, ж-Xq
и относительное положение центра жесткости
£ж= 100^-[%].
24
Практический расчет крыла
. 3.8255-38263
Положение центра жесткости наносят на общий вид крыла на плане
(фиг. 38255), спрямляя ось жесткости, и составляют график положения центра
жесткости по размаху крыла и сводную таблицу значений лж , л0, х' , £ж .
ОПРЕДЕЛЕНИЕ РАСПРЕДЕЛЕНИЯ ПОГОННЫХ КАСАТЕЛЬНЫХ 38260
УСИЛИЙ ПО КОНТУРУ ПРИ НАГРУЖЕНИИ СЕЧЕНИЯ КРЫЛА
СКРУЧИВАЮЩИМ МОМЕНТОМ Ж =1000 кг м
Предполагается, что сечение крыла может под нагрузкой скручивающим 38261
моментом свободно искажаться и, следовательно, в продольных элементах осе-
вые силы равны нулю.
Такая картина имеет место вдали от оси симметрии самолета (на расстоя-
нии приблизительно х/3 полуразмаха самолета).
ПРИМЕЧАНИЕ. Вблизи заделки сечение свободно искажаться не может и в продоль- , ~-
ных элементах появляются осевые силы. Поправку на жесткую заделку по оси симметрии
вводят после того, как найдено решение из условий свободного искажения сечения.
Определение распределения погонных касательных усилий при нагружении 38262
сечения крыла скручивающим моментом Ж=1000 кгм производится в тех же
сечениях, что и при определении распределения перерезывающей силы от изгиба
и при определении центра жесткости.
При нагружении сечения крыла, представляющего замкнутый многосвязный 38263
профиль, скручивающим моментом, в каждом контуре, ограничивающем замкну-
тые полости, погонное касательное усилие остается постоянным (фиг. 38263).
Фиг, 38263
Значения усилий qlf q2-.. qn для (тг-ф-1)— связного профиля определяются
из п-{-1 уравнений, в которые входит, кроме усилий qu q2... qn, неизвестная
величина 6 — угол закручивания крыла на единицу длины:
2аде = ^Е^--q,
1 1—2 Г
2S2O06 = -^}:|-+92S^-^ S А,
1-2 V 2 г 2-3 г
7ИКр — 2 2j^j 4" 2 22^2 4" 2 23</3,
25
38263—38274
Практический, расчет крыли
где Ц, ©2, 2S — площади замкнутых полостей [см2];
Go — принятый модуль сдвига, к которому приведены толщины сте-
нок, работающих' на сдвиг (например, Go = 100 000 кг/см2);
qt, Яг • • Яп — погонные касательные усилия на участках полостей [кг/см];
V Ь: V Ь, V Ь:
Zj-k1-, > —суммы отношении длин участков внешней линии контура
1 2 > з (1-го, 2-го, 3-го и т. д.) к соответствующим приведенным
толщинам стенки;
ф, S-— —суммы отношений длин участков к приведенным толщинам
1-2 > 2-з ьг з-4 °г по внутренним стенкам между полостями 1 и 2; 2 и 3; 3
и 4 и т. д.
Затем определяют жесткость сечения крыла на кручение:
М 100000 г 2,
=-------б— [кг! см2].
Значения погонных касательных усилий по промежуточным стенкам между
полостями 1 и 2, 2 и 3, 3 и 4 определяются равенствами:
Я1-2 = Яг~ Яг> Я2-г = Яч — Яа, Яз-4 — Яз— Я\-
38270 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПЕРЕРЕЗЫВАЮЩЕЙ СИЛЫ* ПЕРЕДАВАЕМОЙ
ПРОДОЛЬНЫМ НАБОРОМ
38271 Определяются части перерезывающих сил AQ^. и AQr передаваемые про-
дольными элементами вследствие трапецевидности крыла, когда изгибающие
моменты Му и Мх, нагружающие рассматриваемое сечение крыла, равны
1 000 кг м.
Предполагается, что система осей хОу находится в плоскости, параллель-
ной плоскости симметрии самолета, и что угол а между системой осей хОу и
х'Оу' мал.
38272 Величины AQj. ri AQ7 определяются по формулам:
AQ, = И sxi cos (/,%'), AQ7 = Е syl cos (l,у'),
где syi определяется по формуле:
(аналогично определяется s^).
cos(Z, х')— косинус угла продольного элемента с осью х',
cos (Z, у) — косинус угла продольного элемента с осью У.
Суммирование распространено на все продольные элементы рассматривае-
мого сечения.
38273 Определение AQ^ и AQy производится для тех же сечений крыла, что и
определение центра жесткости (см. 38250).
38274 Расчет ведется в следующем порядке:
1. Определяют cos(Z, у) и cos (I, х'), пользуясь теоретическим чертежом.
2. Определяют величины AQ* и AQ^ в сечении.
26
Практический расчет крыла........... ................ ........ 38280—38283
ОПРЕДЕЛЕНИЕ УСИЛИЙ И НАПРЯЖЕНИЙ В СТЕНКАХ И РАСКОСАХ 38280
ЛОНЖЕРОНОВ И В ОБШИВКЕ
Разрешается считать, что составляющая перерезывающей силы Qx не 38281
нагружает стенку лонжерона.
ПРИМЕЧАНИЕ. В том случае, когда угол поворота главных осей относительно осей
х'Оу' велик, следует учитывать и эту составляющую (однолонжеронное крыло).
Стенка лонжерона (ферменная или сплошная) воспринимает сдвигакщую
силу от изгиба и кручения. Погонное касательное усилие, нагружающее стенку
г-го лонжерона в сечении по (от— 1)-й нервюре в пролете между (т.—1)-й и
/и.-й нервюрами, при расчете без учета осевых сил, возникающих при кручении,
определяется по формуле:
т-' _ 1 т-' (1000) __AQyzn 1 ।___1 /И®® Л/f
mi~ 1000 mi _4ym 1000 ' 1000 qmi Мкрт’
где Tmi00® —погонное касательное усилие в стенке t-го лонжерона в от-м
сечении при нагружении этого сечения перерезывающей силой
Qym, равной 1000 кг;
Qym — составляющая перерезывающей силы по оси у на участке между
m-й и (от — 1)-й нервюрами для данного расчетного случая;
Млт—1 — изгибающий момент от сил, лежащих в плоскости ху, в кгм в
сечении по (от—1)-й нервюре крыла;
&Qym° — составляющая перерезывающей силы по оси, воспринимаемая за
счет коничности крыла продольным набором последнего, при
нагружении рассматриваемого от-го сечения изгибающим момен-
том, равным 1 000 кгм-,
4™?° “ погонное касательное усилие от кручения в от-м сечении г-го
лонжерона при нагружении сечения скручивающим моментом,
равным 1 000 кгм-,
М<р т — скручивающий момент на участке между от-й и (от — 1 )-й нервюрами
крыла, в кгм.
Касательное напряжение в сплошной стенке определяется по формуле:
где ^ — действительная толщина сплошной стенки.
Касательное напряжение в сплошной дуралевой стенке без отбортовок 38282
и отверстий должно быть таким, чтобы не было сильного волнообразования
(обычно — не должно превосходить 10 кг]мм2).
ПРИМЕЧАНИЕ. В том случае, если имеются отверстия в стенке, занимающие меньше
30% площади последней между двумя стойками, вместо действительной толщины стенки 8г
можно приближенно вводить величину 8;, определяемую по формуле:
где /у-— площадь стенки z-ro лонжерона между нервюрами,
2-Fzotb — площадь отверстий.
В случае, если отверстия занимают больше ЗОН площади, следует каждый раз про-
изводить особый расчет с учетом рамности.
Усилие в стойке, подкрепляющей стенку, разрешается определять по 38283
формуле:
So = kf, Tmlm,
27
38283—38284
Практический расчет крыла
где Тт— наибольшее погонное касательное усилие в стенке лонжерона в т-м
отсеке,
1т — расстояние между стойками,
ka — некоторый коэфициент, который определяется в зависимости от сле-
дующих параметров (по графику фиг. 38283):
где Гс — площадь сечения стойки,
—истинная толщина листа,
т — истинное касательное напряжение в листе, определяемое по формуле
Т
Е—модуль упругости материала листа.
38284 Усилие в раскосе или стойке ферменного лонжерона определяется по
формуле:
Tmik — погонное касательное усилие в k-м сечении zzz-ro пролету лонжерона
(см. 38290),
28
Практический расчет крыла
38284-38288
k — обозначение сечения, где находится наиболее удаленный от корня
узел раскоса,
hmjk — высота z-ro лонжерона по этому сечению,
—угол раскоса, усилие в котором определяется, с осью у, знак усилия
определяется знаком cos® (фиг. 38284).
Напряжение в сжатой стойке или раскосе будет:
g --
р
wik
Оно не должно превосходить критического напря-
жения на длине между двумя узлами по теоретическому
чертежу.
Напряжение в растянутом раскосе (стойке) будет:
а =-----______
где Fmik — площадь сечения раскоса (стойки),
« — количество заклепок в сечении раскоса,
d — их диаметр,
8 — толщина полки (стенки) раскоса.
Напряжение не должно превосходить (0,85 -н 0,9) аь материала.
Допускается потеря устойчивости обшивки при нагрузках ниже разруша- 38285
ющих для всего крыла самолета, однако потеря устойчивости не должна на-
ступать при нагрузках слишком малых. Желательным условием жесткости
является отсутствие крупного волнообразования до эксплоатационных нагрузок.
В случае кессона с продольным гофром или деревянного кессона обшивка
вообще не должна терять устойчивость при совместном действии сжатия и
сдвига.
При расчете больших панелей (например, над баками), имеющих пере- 38286
крестную систему подкрепления, необходимо всю панель рассчитывать на общую
устойчивость, при этом вместо конечного числа подкрепляющих профилей
можно взять бесконечно большое число профилей, сохраняя их общую жест-
кость на изгиб.
После указанной замены панель рассчитывается, как ортотропная пластина,
опертая по четырем сторонам, но с той особенностью, что продольные и попе-
речные волокна ее не связаны по деформациям коэфициентом Пуассона и сама
пластина при этом не способна работать на кручение. Можно также применять
методы расчета устойчивости перекрестных балок.
Нормальное напряжение в обшивке определяется с учетом редукционного 38287
коэфициента по формуле
°обш ~ О^обШ-
Среднее напряжение на участке между z-м и (z-(-I)-m стрингерами
в т-м сечении разрешается определять по формуле:
_ __ 3mi + ~т (г4-1)
ат ср-------’
Погонное касательное усилие на z-м участке в zzz-м пролете вблизи 38288
(zn — 1)-й нервюры в случае, если от.кручения осевые усилия не учитываются,
определяется по формуле:
Т = —1..-
т‘ 1000
-г(1000) / « _ 1 д Г)1000 дд
1 mi I 'Рут 1000 JVl-
9Г +
1 \ 1UUU J
1
29
38288-38291
Практический расчет крыла
где - погонные касательные усилия на участке между г’-м и (i—1)-м
стрингерами в /n-м сечении при нагружении этого сечения пере-
резывающей силой Qy, равной 1 000 кг,
Qym - составляющая по оси у перерезывающей силы на участке между
т-й и (т — 1)-й нервюрами для рассматриваемого расчетного случая,
AQym- составляющая по оси у перерезывающей силы, передаваемая за
счет конусности крыла продольным набором последнего, при на-
гружении изгибающим моментом, равным 1000 кгм,
— изгибающий момент относительно оси Ох,
с—расстояние между самым передним и самым задним лонжеронами
крыла,
Qxm— составляющая по оси Ох перерезывающей силы на участке между
т-й и (/и — 1)-й нервюрами,
— составляющая по оси Ох перерезы'вающей силы в т-й нервюре,
передаваемая за счет конусности крыла продольными элементами
при нагружении моментом, равным 1 000 кгм,
Му, т-1—изгибающий момент относительно оси Оу в сечении по (т - — 1)-й
нервюре крыла, '
— погонное касательное усилие на участке между г-м и (г — 1)-м стрин-
герами при нагружении сечения скручивающим моментом, равным
1 000 кгм.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Второй член формулы представляет собой среднее значение по-
гонного касательного усилия в обшивке между лонжеронами от силы Qx. В том случае,
если имеется точный расчет распределения перерезывающей силы Qx между участками
1 1
о бшивки, вместо f войдет член ^хт'Р > где 7^.'^°) — погонное касательное
усилие'при нагружении сечения силой Qx = 1 000 кг.
2. При расчете на кручение с учетом осевых сил вместо последнего члена следует
брать величину qmi, определяемую из расчета с учетом осевых сил.
Касательное напряжение Тобш в обшивке по участкам определяется по
формуле:
fJo6m, mi
где оОбш, mt — истинная толщина обшивки.
Для гладкой дуралевой обшивки допускаемое касательное напряжение
должно определяться из условия допустимого волнообразования.
38290
38291
РАСЧЕТ НЕРВЮР
Общие замечания
Расчет нервюр свободнонесущего крыла является прямым следствием об-
щего расчета крыла на изгиб и кручение. В статически неопределимой системе
крыла нервюры являются стержнями, наименее нагруженными, поэтому именно
они берутся за „лишние“ стержни.
Практика эксперимента показывает, что при огромном количестве экспе-
риментов с реальными крыльями был только один случай преждевременного
разрушения нервюр при эксперименте. Кро-ме того, исследования при помощи
тензометрии во многих случаях показали силы в нервюрах меньшие, чем рас-
четные.
Объяснение этим фактам следует искать в том, что фактически в крыле
все элементы соединяются, как правило, не шарнирными узлами, а жестко,
что ведет к возникновению бесчисленных рамных связей, и возможны случаи,
когда одни эти рамные связи способны воспринять все силы, приходящиеся
на нервюры, за исключением тех случаев, когда нервюра непосредственно
загружается местными силами.
30
Практический, расчет крыла
38291 -38292
В целом упрощенный расчет нервюры сводится к тому, что нервюра за-
гружается только теми силами, которые непосредственно на нее действуют, в
ее плоскости. В дальнейшем наибольшая трудность заключается в определении
реакций от этих сил.
Наибольшие трудности получаются при определении реакций при круче-
нии. Крутящий момент воспринимается стенками лонжерона и обшивкой; от-
ношение момента, воспринимаемого лонжеронами, к общему моменту называется
коэфициентом распределения. Коэфициент распределения местной нагрузки не
равен коэфициенту распределения общей.
Это можно показать на примере коробки из двух лонжеронов.
Пусть известен коэфициент распределения общего крутящего момента
в двух сечениях по соседним нервюрам; крутящий момент в этих двух сече-
ниях будет соответственно и /И2, коэфициенты распределения будут kx и
k2, тогда крутящий момент, действующий на нервюру, будет:
= -М.,.
Нарастание горизонтальной пары крутящего момента можно получить из
сравнения горизонтальных пар. В сечении № 2 этот момент равен k2M2, а в
сечении № 1--kxMx. Отношение разности этих величин к величине ДЛ4 и даст
местный коэфициент распределения:
тk2M2 -
М2 — М,
Если kj — k2, то k = k, т. e. коэфициент распределения местный равен
общему.
Исследование реакций, таким образом, неизбежно в тех случаях, когда
в сечении происходит резкий перепад жесткости сечений, работающих на сдвиг.
Такие же дополнительные силы возникают и в том случае, когда в сечбнии
нервюры лонжероны „переламываются" в плане или вообще нарушается общая
коничность крыла.
Пояса нервюр имеют особо сложный комплекс нагрузок, хотя каждая из
них в отдельности, как уже было указано, не дает больших сил. Роль пояса
примерно может быть выяснена, если установить все силовые факторы, дей-
ствующие так или иначе на него:
1) Общие силы сжатия или растяжения, полученные из общего расчета крыла.
2) Изгибающие моменты от аэродинамических сил, загружающих пояс
через обшивку и через стрингеры.
3) Силы, возникающие в поясе нервюры, как в элементе, окантовывающем
листы обшивки, работающей на сдвиг.
4) Дополнительные силы, связанные с тем, что некоторого вида обшивки
обладают высоким значением коэфициента Пуассона (например, для фанеры
под 45°), при этом силы в поясе нервюры возникают за счет деформаций об-
шивки.
5) Кроме сил отрыва обшивки воздушными нагрузками и сдвигающих
сил на каждой нервюре, соединение пояса нервюры с обшивкой должно про-
тиводействовать срыву обшивки вследствие образования волн после потери
устойчивости. Следует также иметь в виду, что в местах присоединения пояса
нервюры к лонжерону обшивка играет роль косынки и поэтому получает до-
полнительные напряжения.
Наряду с таким многообразием факторов внешней нагрузки необходимо
указать, что вместе с поясом нервюры всегда работает присоединенная полоска
обшивки.
На растяжение присоединенную полосу можно считать до 100 8.
В кессонных крыльях с очень толстой обшивкой отпадает необходимость
в частой постановке нервюр.
Порядок расчета нервюры 38292
Если в районе нервюры нет резкого перепада сечений или изменений, то
расчет ведется по следующей схеме:
1) Определяются внешние нагрузки от аэродинамических сил и от сосре-
доточенных грузов.
31
38292—38293
Практический расчет крыла
2) Находится крутящий момент от этих грузов относительно их сечения.
3) Реакции прикладываются по стенкам лонжеронов и обшивке (по каса-
тельным к контуру сечения).
4) Определяются общие эпюры перерезывающих сил и изгибающих момен-
тов по хорде нервюры.
5) По изгибающим моментам и перерезывающим силам определяются напря-
жения в элементах нервюры (независимо от того, стеночная она или фер-
менная), причем при расчете стенок (или расчалок фермы) часть перерезываю-
щей силы, которая поглощается наклоном поясов, должна быть предварительно
учтена.
Среднее усилие в полке нервюры, непосредственно соединенной с обшив-
кой заклепочным швом, разрешается определять по формуле:
х\Т h
е _____ " 1 т i ит i < ,
Оп. нт .— - ,
ст
где Тт i—касательное погонное усилие на участке между двумя стрингерами
г-м и (г —1)-м в отсеке т,
bmi~ расстояние между стрингерами у рассматриваемой нервюры,
ст — расстояние между лонжеронами у рассматриваемой нервюры,
Zm — расстояние между т-й и (т—1)-й нервюрами (рассматриваются
только участки между стрингерами, лежащими в центральной части
хорды крыла между крайними лонжеронами),
kCl— коэфициент, определяемый по графику фиг. 38283 в зависимости от
параметров а и N, определяемых по формуле:
Здесь Гп.н.ср — средняя площадь пояса нервюры (берется по чертежу),
о — истинная толщина обшивки, средняя по хорде,
Z’mcp—среднее расстояние между стрингерами,
т — среднее напряжение в листе на сдвиг.
Полученное усилие 5П.нт суммируется с усилием в поясе нервюры при
расчете последней.
38293 Для двухлонжеронных крыльев может быть рекомендована следующая
упрощенная расчетная схема, предложенная Л. Л. Селяковым, (фиг. 38293):
Фиг. 38293
32
Практический расчет- крыла
38293
1) Общая нагрузка, действующая на нервюру, переносятся в центр жест-
кости. Реакции от нагрузки берутся только на лонжеронах по вертикальному
направлению.
2) Крутящий момент сначала принимается равным 1 и на него контур рас-
считывается на кручение.
3) Строятся изгибающие моменты от внешней нагрузки от носка и хвоста
(с учетом реакции Р2) нервюры до первого лонжерона. Получающаяся разница
в моментах на первом лонжероне разносится пропорционально величинам
и 2(<7222-|-<73 23) (фиг. 38293), после чего на первом лонжероне моменты уравно-
вешиваются.
Разность моментов — Л12 позволяет установить переходный коэ-
фициент k от расчета на Л4кр = 1 к расчету на М<Р = ДЛ4.
4) Подсчитываются поправки от исходного изгибающего момента к оконча-
тельному по всей длине нервюры на основании того, что в любом сечении
&M = 2qf (где f—площадь, охватываемая контуром отсеченной части хвостика
или носика, нервюры).
5) Находится поправка на перерезывающую силу; в любом вертикальном
сечении она равна qh (где h — высота контура в сечении).
5
38300 СПЕЦИАЛЬНЫЕ РАСЧЕТЫ КРЫЛА
38310 УТОЧНЕННЫЕ РАСЧЕТЫ КРЫЛА НА ИЗГИБ С УЧЕТОМ ПЕРЕХОДА
ЧАСТИ ЭЛЕМЕНТОВ В ЗОНУ ПЛАСТИЧЕСКИХ ДЕФОРМАЦИЙ
38311 Общие замечания
При наличии многочисленных тонкостенных элементов при нагружении
крыла наблюдается не только переход материала за предел пропорциональности,
но и местная потеря устойчивости ряда элементов, работающих на сжатие или
сдвиг.
Принято учитывать это обстоятельство при помощи специальных, так
называемых редукционных коэфициентов. Площадь сечения любого элемента,
умноженная на соответствующий редукционный коэфициент, вводится при вы-
числении общего момента инерции сечения по обычным формулам сопротив-
ления материалов.
При уточненном расчете крыла на изгиб необходимо знать диаграммы Клапей-
рона для продольных элементов крыла.
Диаграммы Клапейрона имеют самый разнообразный вид (в особенности
для сжатых стержней), зависящий от сочетаний следующих основных факторов:
от относительного удлинения при разрушении;
от методов обработки при изготовлении данного элемента (прокат,
штамповка, прессовка и пр.);
от гибкости стержня, причем мерой гибкости служит отношение
—, где I — длина стержня, / — наименьший радиус инерции сечения
I
стержня;
от формы поперечного сечения (закрытый профиль, открытый, откры-
тый с бульбами и т. д.);
от вида нагрузки на элемент стержня;
от шага между заклепками крепления стрингеров к обшивке.
Обработка ряда проведенных испытаний отдельных видов профилей с
обшивкой показала, что все полученные диаграммы деформаций сжатия можно
свести к четырем принципиальным схемам (фиг. 38311), которые характеризуются
Фиг. 38311
38312 Метод фиктивных модулей
Предполагается, что направление главных осей инерции известно. Для
практического расчета за первое приближение могут быть приняты оси, наклон
которых устанавливается по известной формуле:
tg 2а = -,
<И1 *Х1
34
Специальные расчеты крыла
38312-38313
где в первом приближении 1Х и другие моменты инерции берутся для сечения
крыла без учета редукционных коэфициентов.
Все сечение элементов крыла сводится в точки по признаку однородности.
Каждая из таких точек рассматривается как отдельный условный элемент с
площадью, равной площади всех сгруппированных в данной точке элементов.
Этот элемент рассчитывается по заданной диаграмме деформаций (фиг. 38312).
Предполагается, что известно, в какой зоне диаграммы будут расположены
деформации. Для каждой точки сечения тем самым будут известны значения
Е и а0, где а0 — значение я при е = 0 (если участок прямой соответствующей
зоны продолжить до пересечения с осью е = 0).
При таких допущениях необходимые для определения напряжений значе-
ния _у0— положения нейтральной оси и —кривизны изгибаемого сечения
крыла найдутся по формулам:
1 __Л4изг — Мф + ЗУе
. ~Y~^FiEiky(yi-ye)’
где Fi — площадь сечения точки, а суммы берутся по всем точкам:
Eikyi
__ Мизг А1ф
У т
где, в свою очередь,
Л4ф = 2Д,- 30У/,
5=£Г(а0.
Напряжение в каждой точке определяется затем по формуле
уСУ —Л>).
Метод редукционных коэфициентов 38313
Метод расчета с помощью редукционных коэфициентов заключается
в следующем.
Если балка состоит из однородного материала, который в любой своей
точке обладает одними и теми же упругими свойствами, т. е. все точки
имеют единую диаграмму Клапейрона, то, как известно, можно пользоваться
35
38313
Специальные расчеты крыла.
Следующей формулой для нахождения напряжений в балке в любой ее точке
прй изгибе:
Л Л^ИЗГ У
4 •
Задача заключается в том, чтобы каким-либо образом привести имеющееся
крыло, состоящее из ряда элементов с различным характером деформаций, к
балке с элементами других площадей с одними и теми же упругими свойствами
и привести так, чтобы удовлетворились следующие условия:
1. Соответствующие элементы находились бы в тех же местах, что и в
Исходном крыле.
2. Отношение напряжений в каждом из элементов равнялось бы отноше-
нию площадей этих элементов в крыле и в новой балке. Это отношение напря-
жений или площадей называется редукционным коэфициентом.
3. Нейтральная ось должна остаться в обеих балках на одном месте.
4. Жесткость, характеризуемая величиной —, при заданном изгибаю-
щем моменте должна быть одинаковой в крыле и в подбираемой фиктивной
балке.
Если удается подобрать удовлетворяющую этим четырем условиям фик-
тивную балку, то, как указано выше, решение задачи о прочности крыла
сводится к известному из сопротивления материалов простому решению обыч-
ной балки на изгиб.
Пусть крыло, состоящее из п элементов, напряжение в которых обозначено
через а; , заменено соответствующей фиктивной балкой с элементами, напря-
жения в которых будут соответственно
Если положение нейтральной оси известно, то будет иметь место следую-
щее уравнение:
•34ИзгУ,г
ft J =----— .
где у, — расстояние от точки I до нейтральной оси.
По условию редукционный коэфициент равняется:
п
2 а
р. __ .
Жизг.Уг
Для целей расчета можно определять не сами коэфициенты, а их отношения
. <Зп
kn ' Уп
и затем, приняв один из элементов работающим с редукционным коэфициентом
k=l, отнести все другие редукционные коэфициенты к нему. Пусть этот
элемент имеет напряжение и отстоит от нейтрального волокна на уг
Тогда
. Д__ У1
1 ~У1 ’
Все редукционные коэфициенты могут быть увеличены или уменьшены
в одно и то же число раз, причем окончательный результат в смысле получе-
ния напряжений будет неизменным.
В самом деле, увеличивая все редукционные коэфициенты в г раз, тем
самым увеличивают площадь каждого элемента в г раз; это значит, что вся
балка станет в г раз прочней и все напряжения уменьшатся в г раз. Однако,
умножив эти напряжения на соответствующие редукционные коэфициенты,
36
Специальные расчеты, крыла
38313
которые взяты в г раз ббльшими, в результате все напряжения получают
неизменными.
При этом изменится общая жесткость балки; она станет в г раз больше и
поставленное четвертое условие, очевидно, не удовлетворится. Вообще же
можно показать, что выдвинутое четвертое условие о равенстве жесткостей
исходной и редуцированной фиктивной балки есть условие, не связанное с
первыми тремя условиями, и может решаться отдельно подбором некоторого
общего дополнительного коэфициента. Так как основной смысл метода редук-
ционных коэфициентов — нахождение напряжения в элементах, то вопрос о
жесткости системы лучше всего решать не этим методом, а методами, ранее
описанными, например, методом фиктивных модулей. Из вышесказанного сле-
дует, что редукционный коэфициент есть произведение пря-
мого отношения окончательных напряжений и обратного
отношениярасстояний элементов от нейтрального волокна.
Первоначально задаются редукционным коэфициентом у всех элементов,
равным единице, и решают балку по известному методу сопротивления матери-
алов.
Находится положение центра тяжести и главных осей:
__ ZFiy'i . Y.Fyc'i
их угол поворота
Когда известно положение главных осей, то, зная расчетный изгибающий
момент (ТИизг), можно определить напряжение в каждом элементе. Напряжение
в элементе, находящемся от нейтральной оси иа расстоянии, равном yt, будет
__ Л^изг.Уг’ _ Л1изг Р,-
где 1Х— момент инерции относительно главных осей инерции.
Жесткость балки в этом случае будет
1 Л1иЗГ
EIх р/ИизГ •
Тогда относительное удлинение каждого элемента будет
р
Этому удлинению соответствует по диаграмме деформаций определенное
напряжение аи , которое будет в некоторых элементах отличным от з;.
Взяв элемент с наибольшим значением а и отиеся к нему последовательно
31б 3i2> 31з и т. д., можно найти редукционные коэфициенты первого прибли-
жения
h
«12
а
S
^11 '—^12 ЬцР?.
И т. д.
Весь процесс расчета повторяется. Для определения главных осей и мо-
ментов инерции крыла надо взять редуцированные значения площадей элемен-
тов и получить о21; л22; а23 и т. д. второго приближения, найти новые значения
&2i; k22\ k23 и т. д., пока значения k предыдущего приближения не совпадут с
последующим.
37
38314-38315
Специальные расчеты крыла
38314 - Метод присоединенных полос
Метод редукционных коэфициентов во многих частных случаях в значитель-
ной степени упрощается.
Для двухпоясной балки (высота ее равна //ср), в отличие от общего слу-
чая сплошной балки, определение напряжений в сжатых и растянутых элемен-
тах есть задача для воспринятия внешнего момента, статически определимая.
Если площадь верхнего пояса обозначить С1> а нижнего — С2, то напряжения в
поясах напишутся соответственно:
, • Л1изг
- _• . I ' -44изг
Н F ’
' • 'ЧсрГ 2
Из этого следует, что для балок, приближающихся к двухпоясным, можно
дать следующее правило для определения редукционных коэфициентов: выбрать
один из элементов верхнего пояса и снабдить его редукционным коэфициентом,
равным единице, а все остальные элементы верхнего пояса относить к единице;
одновременно в нижнем поясе выбирается свой произвольный элемент, которо-
му придается редукционный коэфициент, равный единице, и остальные элементы
относятся к нему вне зависимости от верхнего пояса. В таких случаях следует
поступать так: для сжатого листа брать редукционный коэфициент меньше еди-
ницы, причем этот коэфициент определить из соотношения разрушающих напря-
жений сжатого пояса (или сжатых стрингеров) и сжатого гладкого листа, т. е.
^листа - ; ; ‘
3СЖ. ЭД ’ ...
Сжатая обшивка из тонкого листа обладает следующими свойствами: она
способна в соединении с продольными стрингерами работать с некоторым не-
большим напряжением после потери устойчивости, причем оказывается, что
это напряжение зависит от расстояния между подкреплениями, напряжения
сжатия в подкрепляющих элементах, кривизны обшивки, толщины листа и
качества поверхности листа.
Для приближенных расчетов иногда принимают, что напряжение не зави-
сит от кривизны и толщины листа и обратно пропорционально напряжениям в
подкрепляющих продольных элементах (или в продольном гофре) и т. д.
где г— коэфициент пропорциональности;
h—расстояние между подкрепляющими стрингерами.
Если площадь сечения обшивки между стрингерами равна F = bh, где
3 — толщина обшивки, то приведенная (редуцированная) площадь будет
F' = 2°бВ за - г = г8.
3Эл ^эл Л
38315 Таким образом, для расчета крыла на изгиб необходимо полное знание
диаграмм Клапейрона для всех его элементов, что при наличии достаточной
экспериментальной базы вполне возможно. Метод фиктивных модулей позволяет
решить задачу о работе крыла на изгиб и тем самым найти редукционные коэ-
фициенты для данной схемы крыла.
Если конструктор придерживается какой-нибудь определенной силовой
схемы крыла, то, произведя один только раз расчет на изгиб по точным выше-
указанным методам и определив для данной схемы редукционные коэфициенты,
он в дальнейшем может пользоваться ими как стандартными величинами
во всех подобных случаях.
38
Специальные расчеты крыла. 38320—38322
ИЗГИБ И КРУЧЕНИЕ ПРИЗМАТИЧЕСКОГО КРЫЛА В ОБЛАСТИ 38320
ЗАКРЕПЛЕННОГО СЕЧЕНИЯ
Общие замечания 38321
Рассматривается тонкостенная конструкция крыла С конечным числом
продольных элементов (поясов или стрингеров) и конечным числом поперечных
диафрагм (ферменного или стеночного типа), называемая коробчатой балкой.
Диафрагмы разделяют балку на отсеки.
коробчатая балка, имеющая в поперечном сечении многосвязный контур,
называется многосвязной коробчатой балкой (как например, многолонжеронное
крыло).
Отсеки многосвязной коробчатой балки разделяются на клетки.
Принимаются следующие основные допущения:
а) Продольные элементы являются гибкими нитями, не обладающими жест-
костью на изгиб или сдвиг в поперечном направлении, но имеющими конечную
жесткость на растяжение и сжатие в направлении элемента.
Ь) В стенке коробки (обшивке) возникают только напряжения сдвига; нор-
мальные напряжения всегда равны нулю.
ПРИМЕЧАНИЕ. Если площадь поперечного сечения обшивки относительно общей
площади сечения достаточно велика, то ее работу от нормальных напряжений следует учесть
путем некоторого увеличения площадей продольных элементов, примыкающих к рассматри-
ваемому участку обшивки, или вести расчет, как кессонной конструкции.
с) Поперечные диафрагмы абсолютно жестки в своей плоскости и не
имеют никакой жесткости при выходе точек коробки из этой плоскости.
d) На протяжении каждого отсека или клетки поперечное сечение предпо-
лагается постоянным.
ПРИМЕЧАНИЕ. Если в действительности сечение отсека или клетки переменное, то
оно заменяется средним сечением, которое принимается за постоянное для всего отсека
или клетки.
е) Внешняя нагрузка прикладывается в плоскостях поперечных диафрагм.
Приняты следующие общие обозначения:
/—длина отсека, *
Sv — расстояние между продольными элементами номеров v, v —1 по
контуру сечения,
Q — площадь, охватываемая контуром поперечного сечения коробки,
— удвоенная площадь сектора, опирающегося на и имеющего вер-
шину в выбранном полюсе,
F — площадь живого сечения какого-либо элемента отсека,
Q, Qx> Qy — перерезывающая сила и ее составляющие по главным осям,
Мх, Му — составляющие изгибающего момента по главным осям,
Мг — момент внешних сил относительно оси г,
Мо — крутящий момент в сечении,
6 — относительный угол закручивания,
Т — погонные касательные усилия в сечении контура,
q — постоянное по контуру погонное касательное усилие,
V’—погонное касательное усилите односвязного контура от перерезы-
вающей силы Q.
Расчет коробчатой балки с четырьмя поясами 38322
Сечение отсека коробчатой балки обозначить: представлено на фиг. 38322—I. Если
площади треугольников площади секторов
102-Л 203-Л Л 1 А 1 $10 2 “1 $2 0 2 ш2
304—/3 401 -Л А 1 А 1 «з 0 2 0)3 0 2^0)4
39
38322
Специальные распеты крыла
/1+А+/з+Л = 2/; «1 + °>2 + “а 4* ш4 — 22,
. /г1 = /п2 <03-Ь (7И3 4-/и3) <03 — /П1<1)4; £2 = /n3a>s-Hw3-f-/n4)<o4 —
ks = mi <o4 -j- (m4 + /И]) 0)j — m3 <02; ki = tn., <i)j + (/Mi + m2) “з — mi “a!
площади сечений поясов соответственно через Fit F2, Fs, Fit
a H- Fi F^,
llEaFa^b, m4EaFJE4F4=K , v=l, 2, 3, 4,
M
St Eo Fo 112 G, 8v = «v , q — ~tp£- ,
/,Ъй
T? =0, T>= Qy + Q„
*x ly
•ro ^2 Уа 4" f) ' । F2 X2 4- F3 x3 ~ j'o F\.Vi z-) Л)
7 3 Г Чу "7 j Чхг 7 4 1 чу Т Чх>
fX ly lx ly
qO ___f Mx У~> . My xv \
Ov \ т h T I * >
\ Jx ly J
то расчетные формулы отсека коробчатой балки, закрепленного одним торцем
на четырех опорах и нагруженного силой Q на свободном торце (фиг. 38322—I),
будут иметь вид:
&=т, Nozll + S«t T^q-^T°^Nok.ll,
Фиг. 38322—1
40
Специальные расчеты крыла
38322
Для коробчатой балки прямоугольного поперечного сечения
тЛ = т3 = 1, т2 = т4 == — 1,
формулы соответственно упрощаются.
Для коробчатой балки, нагруженной по плоскостям диафрагм произвольной
нагрузкой (фиг. 38322—II), имеет место уравнение трех осевых сил, которое
связывает каждую пару соседних отсеков рекурентной формулой:
—(Вп_(-1 -ф Вп) Nn~|-ДлNп —1 —
Яп — Сп+1Яп + 1 + /я (^’°) — fn + 1 (Tv) ~\~Ln, n + i ,
где
/ 4 1 \
Д =J 2 a, - -g- m, к \ 8,
' M =zl
Для корневого (закрепленного) отсека имеет место уравнение
...........=
6
38322
38323
Специальные расчеты крыла
где
< 4
Lm = - ^т, ч (2Sm, v -J- Sm — 1, •>),
т — номер корневого отсека.
В частном случае, когда коробчатая балка нагружена крутящими моментами
по плоскостям диафрагм, то в уравнении трех осевых сил надо положить 7^ =0,
следовательно, в правой части уравнения будет /(Г°) = я + 1 = 0 и со-
ответственно в уравнении корневого отсека fm(Т%) — Lm = 0. Если перерезываю-
щая сила Q во всех отсеках проходит через центр тяжести сечения, то надо
положить Mz — Q и, следовательно, <7 = 0. В этом случае получатся величины N,
которые будут характеризовать отклонение напряжений в поясах и стенках
отсека по сравнению с элементарным решением балки на изгиб.
Для отсеков прямоугольного сечения выражения коэфициентов уравнения
соответственно упрощаются.
Расчет закрепленного сечения
Если положить в уравнении корневого отсека / = Д/ и принять, что
то будет получено:
dNm
~dT
д/->о Д/ al
(.Qm + » )
т
' 4 ~
yi Sv «,
L m т
v= 1
4
S,
(G8),
Тт,ч • .
m
Таким образом, в закрепленном сечении погонные касательные усилия
определяются независимо от решения всей системы.
Если положить Qr = 0, a Qy —— 1, то будет получено Мг — х0, а если
потребовать такого расположения силы Qy, при котором = 0, то относительно
х0 будет получено уравнение
38323
Подобное же уравнение имеет место и относительно _у0.
Точка, определяемая координатами х0, уа, назовется центром жесткости закрепленного
сечения.
Расчетные формулы многосвязной коробчатой балки
Уравнение девяти осевых сил
Уравнения для определения лишних неизвестных составляется из условия
совместности деформаций рассматриваемой клетки и соседних с ней (деформа-
ции в направлении оси и относительные углы закручивания клеток в каждом
поперечном сечении отсека равны между собой).
42
Специальные расчеты крыла
38323
Уравнения будут иметь следующий рекурентный вид:
— Яге 4-1, i Ml -f-1, i + 1 4“ (^« + !> < 4~ ^ге, I) i 4.1 — Яп, { Mi — 1, i 4- 1 4~
4“ Ап + 1. < ^п + 1- ‘ + 1. ‘ 4- &п, i ) Mi, i 4“ Ап,i^n-1,1 —
~а'п4-1,1+1-г-1 4-(р'п + ъ.4- ь'п<)Nn,i-i — a'ntlNn-ui-.x= I
— £/г 4- 1. 1 Яп + li i + 1 Сп + li i Яп + 1> ‘ 4- +1, ; Яп + 1, I — 1 fn 4-1, * (^?)
— Сп, I Яп, 14-1 4- Сп,1Яп, i — Сп, i Яп, i -1 4- fn, i (7'°) 4- ^п, п 4-1 '
Все клетки отсека нумеруются числами 1, 2, 3, . . . i, . . . р, а отсе-
ки — 1, 2, 3, ... п, ... т.
Для корневого отсека уравнения не будут содержать членов с индексом
(«4~1)> а индекс п заменяется на т.
II
i = 1, 2, ... р
2 S 2,?, + S 7°Л= М„
/=1
III
где |i — число всех участков сечения,
<0^— удвоенные площади секторов с вершинами в центре тяжести сечения,
опирающихся на соответствующий участок контура сечения.
А, В, С, Ln,n + i определяются прежними формулами (см. 38322)
в предположении, что клетка (я, i) отсечена от соседних с ней клеток. 7"°
определяется из рассмотрения всего сечения, как односвязного, по формуле
(фиг. 38323)
Фиг. 38323
—- S F у ^iF х i
Т°=-^—г Q„4—’Ч Q
и Т 1
Сумма распространяется на все
пояса от начала отсчета контура се-
чения до рассматриваемого участка
контура.
й/=8 я4^2+1^+4' ^/М2+1 К1+Ч+’ Ц) >
£,= 8 al^2+1'~Y (т2+1Ч 4-Ч+1Ч)
43
38323
Специальные расчеты крыла
П, ! = ! + -Г1- 1 - >
kl #-1
Ц 2 = qn, i - qn, t-i -Ь 7™ 2+ -/^(М, i - M„-i, О-^(М, i-i-M-l z-i),
' ’ ьп
& ч
Т‘, 3 = ^±T%3+-f± (Nn, t - M-i. <),
btl
k^'l'
К4 = ^л - th, f+1 + T°n‘4 + (Nn, i -Nn-i,i) - (M„, i+l-Nn _ 1. i +1),
’ bn bfl
~i~ (Nn, — Nn—i, (--f-i) +
- и
Z
+ M-i, ЧЛ + f- П ,) + S°lb2 ,
J £'n
$n,2 ^n, 2
' Z
- ln
Z
4“ 44 (Мг, i—1 Nn-\, i—1) 4“
Z
+ N.^,.+ i , - 5„»i.u) + S’ u,
J brk .
Sf„ , = m‘ ,
п, о п, о
Z
-j- {Nn, i — Nn~\t i) -|-Л^л_1,
- Ln
z
4~/ил74 -j-(№, ;-i — Мг-i,г-i)-Ь
7
+M,-,.+ f - (S«3 - S«_ 1Л) + s«_u,
J
5«,4 = <4
z
—j— (Nu> i — Nn_-[ i)
Ln
2
4-/4M 7-(^«,i+i-^-i,i+i)4-
L bn
z
+ AUtl+1 +t-(S« ,-S°L,J+S«_u .
J ‘n
Система уравнений 1,11,111 определяет величины Nn,i и qn,i. Числа k‘n v и
т‘п v вычисляются в каждой клетке по прежним формулам (см. 38322).
Уравнения, написанные для клеток, граничащих с носком крыла, не будут
содержать членов с M+i, а для граничащих с хвостиком не будут содержать
членов с М + 1.
При написании уравнений II обход контуров носка или хвостика произво-
дится лишь по двум участкам, а не по четырем, как в обычной клетке.
Расчет закрепленного сечения
\
Если принять длину корневого отсека 1 — ^1 и положить
1;m ^п’1 — dNfi'i
= dl ’
Специальные расчеты крыла
38323—38332
то из уравнения корневого отсека будет получено:
dl
dN п, i — i
dl
— Cm, +1 + Cm, I C[m, i
n______m’ 4 hi hl + 1 ,
m' 1 (рЩт, 4 4 m< 2
д' . — _ m^bi k1-'
Формулы II и III свой вид не изменяют, а
ними формулами, если произвести замену
Т'т.. и определяются преж-
Nn,i — Nn - 1, i
на
dNn,i
~dl~
И т. д.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ УСИЛИЙ И НАПРЯЖЕНИЙ В ЭЛЕМЕНТАХ КОНСТРУКЦИИ 38330
КРЫЛА ПРИ НАГРУЖЕНИИ ПОСЛЕДНЕГО КРУТЯЩИМИ МОМЕНТАМИ
С УЧЕТОМ ЖЕСТКОГО ЗАКРЕПЛЕНИЯ У КОРНЯ И С УЧЕТОМ
КОНОИДНОСТИ КРЫЛА
Общее замечание 38331
Если крыло по форме представляет резко выраженный коноид при наличии
значительной разницы в жесткостях в стенках лонжеронов и обшивке, необхо-
димо произвести расчет на кручение, учитывающий как коноидность формы
крыла, так и неискажаемость формы поперечного сечения у корня.
Усилия и напряжения во всех элементах конструкции находятся в резуль-
тате решения системы уравнений шести моментов, связывающих изгибающие
моменты в лонжеронах и изгибающие моменты в горизонтальных панелях,
являющиеся результатом нагружения крутящим моментом, в сечениях крыла,
где находятся нервюры. (Общий вид уравнений шести моментов см. 38333).
Количество уравнений равно удвоенному количеству отсеков, образован-
ных двумя соседними нервюрами.
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. При решении крыла указанным методом учитывается жесткость
носка крыла и хвостика крыла.
2. Пренебрегается кривизной обшивки на участке между первым и вторым лонжеро-
нами.
3. При решении принято:
а) обшивки и стенки лонжеронов работают только на сдвиг,
Ь) продольный набор состоит только из четырех поясов,
с) нервюры весьма жестки в своей плоскости, но их жесткость На кручение
весьма мала.
Сводка вспомогательных формул для составления уравнений 38332
шести моментов
Формулы угловых соотношений
Принятое направление осей координат:
ось х — по оси симметрии крыльевой коробки в плоскости полета;
ось z — перпендикулярна плоскости полета;
ось у — перпендикулярна оси х и лежит в плоскости полета.
45
38332
Специальные расчеты крыла
Исходиые данные:
|_ ап — угол между осью z и следом пересечения плоскости переднего
, лонжерона с плоскостью zx,
|_а3—угол между осью z и следом пересечения плоскости заднего лон-
жерона с плоскостью zx,
[_ Р — угол между осью z и следом пересечения плоскости yz с плоско-
стями верхней и нижней панелей,
L у—углы между осью х и следами пересечения плоскости ух с плоско-
стями верхней и нижней панелей.
ПРИМЕЧАНИЕ. Углы »п)»3, Hl считаются постоянными; сечение крыльевой ко-
робки плоскостью ух — симметричным относительно оси х~, поперечное V считается нулевым
Передний лонжерон предполагается выше заднего.
Формулы для нахождения углов:
tg Рп = tg £ COS ап + sin ап tg у
tg Рз == tg р cos а3 — sin а3 tg у
sin Т . COST
. — ; cos 0 = --======
]Л1 + tg3 p cos3 7 + tg2 p COS2 у
COS xn = COS Pn COS 7 [sin ап tg pn tg 7]
cos X3 = cos p3 cos 7 [sin a3 — tg p3 tg 7]
Формулы линейных соотношений
Исходные данные:
Ил— высота переднего лонжерона в л-й усиленной нервюре,
h?n — высота заднего лонжерона в л-й усиленной нервюре,
Ьп — расстояние между лонжеронами по оси х в л-й усиленной
нервюре,
+ — расстояние по оси .у между n-й и (л-[-1)-й усиленными нервюрами.
Соотношенйя:
h3n Ьп
Г n^bjL С з =
. п hn > ’ п из >
,1п п п
hn h3
у П_п у 3 —— _П_
п ~й~ ’ п ~й ’
Ьп ьп
hn
tn —. nn + 1
п - п + 1 Un ’
“л
ФУНКЦИИ ОТ ? И 7]
Функции <[>^(?), (?), 6 (В), X (?) и т
фиг. 38332 — 1.
Функции Ф (7]), (7]), 6 (7)), х (т;) и
« - («+ 1) из
(?) берутся по аргументу % по графикам
т (т;) берутся по аргументу т] по графи-
ку фиг. 38332 — I.
Функции Ф (В, т]), f (В, т],) и F (В, т)) берутся по аргументам ? и т; по графи-
кам фиг. 38332 — 11 — IV.
46
Специальные расчеты крыла
39332
Фиг. 38332—III
47
38332-38333
Специальные расчеты крыла
38333
Выражения жесткостей
Исходные данные:
F™ > ^тН> ’ ?3т — площаДи переднего верхнего, переднего нижнего, зад-
него верхнего и заднего нижнего поясов,
+ +1) — толщины стенок передней и задней панелей между
п и п-\-\ усиленными нервюрами,
8» _(л + 1), 8"_(л + 1) — толщины стенок верхней и нижней панелей между
п и п-\-1 усиленными нервюрами,
Е-- модуль упругости Юнга (на растяжение),
G — модуль упругости на сдвиг.
Жесткости:
Am — FmE (с индексами, соответствующими поясу)—жесткость пояса на про-
дольную силу,
Вп — 8 + hnn (з) О—жесткость стенки лонжерона на сдвиг,
Ст — жесткость носка крыла на кручение,
£)„ = 8в (п) + ьп G —жесткость горизонтальной панели на сдвиг.
Общая форма уравнений
Общая форма уравнения = 0:
^1—2^1 4“ ^1-2-3 ^2 4" ^2-3 ^3 + А—2 ^1 + Ji—2-3 ^2 + А—3^3 — ^1-2 ®1-2 4“ ^2—3 ^2-3
Коэфициенты при неизвестных
Характер нагрузки и деталь, для которой берется
производная потенциальной энергии
Пролет 1—2
Продольные усилия
Верхний и нижний пояса переднего лонжерона
1
ЛП. В
л1-2
К' -4- 1
Я.
п
I I
.71-2= - ~б
1
,п
_ 1
1-2-3 - - з
1
„п
г1-2
_ 1_
дп.в
л1-2
1
дп. н
л1-2
1
ЛП.И
л1-2
1
ЛП. н
711-2
1
ЛП.И
л1-2
1
COS2 ₽п
COS2 ₽п
COS 7
sin Хп cos р.
cos у
sin Хп cos рп
^1-2-3 '—ь 4
о
1
, 1
^1-2-----4 6 Г3
1
А
Г 1
ЛП. в 4-
[ Л1-2
^4-
ЛП.В
л1-2
Верхний и нижний пояса заднего лонжерона
1
ЛЗ.В 4“ дз. н
л1-2 л1-2 J
1 COS2 ац
COS2 ₽3 COS2 а3
^1-2-3----Ь "К
О
__ J________1
1-2 — ~ 6
г1-2
1
дз. в
л1-2
_±- +
дЗ.В
я1-2
1
+ ЛЗ.И
л1-2
1
лз.и
л1-2
1 cos2 ап
COS2 р3 COS2 аз
COSY COS % Г ,
SinX3COS₽3 cos % <₽ri-27h-2j
Л-2 —
1
____Cl
з г?
_ 1
1_2_3 ~ - з
1
.3
1
лз. в
2 л1-2
-1-4--
лЗ.В
л1-2
1
4" ЛЗ.Н
л1-2
1
лз.и
л1-2
COS ? COS ап
COS2 аз COS2 р3
2 С,
1-2-3 у —
_1
А
1
ЛЗ.В 1 дЗ.Н
л1-2 л1-2 _
COSY COsan г 3
sinX3cosp3 cos а3 '1*1-
COS cos ап
COS2 аз COS2^ V [ £1—2]
48
Специальные расчеты крыла
38333
Перерезывающая сила вертикальных панелей
Стенка переднего лонжерона
/<1_2 = — J _ COS2 ап х (
£1-2°1
^1-2-3 = Т 1 C°s2an т ( е?_2)
^1-2^1
Стенка заднего лонжерона
*4-2 = - —cos2an X ( £1-г)
£1-2й1
*1-2-3 = И 1 ру cos2 % " ( ^1-г)
Л-2 = + ;- -2 - COS an COS ^-г) .
*1-2»! .
Л-2-3 =— , 2 р3~ cos % cos <fT ( ?3 * * *_2)
Кручение лонжеронов
Передний и задний лонжероны
< 2= - г? 2СН-2__________р-+-J-'
[ctg % +ctga3 pcos «и | cy_2 Cf_2 Sip2a3cosa3
K’ = , гз ,s Ctg2a„________1 Г 1 1 sin2 % cosan ~
1-2-3 1-2 1 lc(g % ctg p CQS % L Cn_2 T- sin2 a3 COS a3
COS 0
Г3 ?3 ~~Н7Т2^Г 1 1 sin8ancosan
1-2 1-2 [Ctg an + Ctg a3 P L C[_2 Cj_2 sin2a3 COS a3 .
COS 0
J' =+r3 Sin2 an Г 1 1 1__Sin2ancosan
1-2-3 1-2 [ctg a„ + Ctg a3 P q_} Cf_2 sin2 «3 COS
1
R' =4-b Sin2an 11. Sin2 an COS a„
I-3 r 1 [Ctg an + Ctg a3 P L cy_2 q_2 Sin2a3 cosa3
Пролет 2—3
Продольные усилия
Верхний и нижний пояса переднего лонжерона
^’1-2-3 — +
1 ^2
3 гп
Г2-3
_1___
лп.в
л2-3
1
лп.и
л2-3
1
COS2 рп
в ( з)
<з= +
1 ^2 1
6 „п лп. в
г2-3 л2-3
1 1
^213 J C°S2 ₽п
'Р ( ^2-з)
А-2-3
1 1
-L- п- - L- _______г ( й , vj)
дп. в ' ДП. н sin X COS В V 2 3 2 V
л2—3 л2—3 _| п гп
*^2—3 ~
j____L_
6 rn
'2-3
1
лп-в
Л2-3
1
COS 7 Г п 1
sin Хп cos р Ф I ^2—3 ^2—3'
7
49
38333
Специальные расчеты крыла
Верхний и нижний пояса заднего лонжерона
1 г3
^-2-3= + -д’ -Т-
'2-3
1 :'3
• ' _ 1 ’2
2-3- -б"
г2-3
/3. в дз. н
Л2-3 л2-3
1 COS2 ССП 8 [ ^2-3.
COS2 Р3 C0S2cc3
1 COS2 ссп
COS2 З3 COS2 CC3
__ _ 1 1
’ _3“ ~7.з
'г-з
13.
2-
COS -(
Sin Л3 COS Р3
з.
'2—.
COS ап,
COS а3
COS ср cos ап
COS2 аз COS3 р3
COS *(
sin Л3 cos ₽3
Перерезывающая сила вертикальных панелей
? ( ^2—Зт12- з)
О ( ^2—з)
cos а
______{* ф
COS а3
[ ^2—3 ^г-з]
COS эcos а
COS2 аз COS2 ₽3
Ф [ ’2 3]
Стенка переднего лонжерона
/с;_2_з - г —5-п с^% [ е2п-з]М 52"_з)
^2-3^2
к'_3 = - _L_cos2 % х (е2п_3)
Ч-ЗО2
Стенка заднего лонжерона
^1-2-3 = + -——— cos2 % ( ^2-з)3 Т ( ^2—з)
^2-3^2
^-3 = --^rCOS2anZ(^_3)
^2-3^2
Л-2-3 = - cos “п C0S f [ £2-з]2 т ( ^-з)
72-3 = + 2 „7 cos % cos ?/. ( ^-з)
Л2-3°2
Кручение лонжеронов
Передний и задний лонжероны
ч я 2 ctg2 “в '
А'1-2-3 = + Г2-3 ’2 ^2- 3 g“7i 2~ COS%"
/х' =„Г3 - ctg2%_________
2 3 2 3 2 12 3 [ctg апctg а3 ]2 COS ап
1 1 Sin2 сс COS а
_______________п п
Г'П Г'З sin3 сс COS сс_
с2-3 °2-3 3 3
1 1 sin2 а„ COS ап
। п п
”С7 ~sin2 СС3 COS<
cos 6
, з sin2 ссп
Л_2_Э= + г2_з^_з —-ч—
___1__
Гп
L с2-3
+
1 sin2 ап cos ссп
С^_3 s>n2 % cos сс3
cos О
=_r3 „ _____ап______
2 3 2 3 2 3 |-ctg ctg ]2
1 ( 1 sin2an COS ап
С2-3 Т С2-3 Sin2 “3 C°S “з
1___
sin2 ССП 1.1 sin'3 ап cos ап
[ctg «п - i - с tg м2 С"-3 "С2 -Г sin2 %~cos %
50
Специальные расчеты крыла
38333
Общая
форма
уравнения
dV
ON.,
— 0:
Kf__2~3^2 + ^2-3^3 ”1“ Л—2^1 4" *{1—2—3 ^*2 + А-З^З — ^1—2^1—2 4" ^2-3^*2—3
Коэфициенты при неизвестных
Характер нагрузки и деталь, для которой берется
производная потенциальной энергии
Продольные усилия
Пролет 1 —2
Верхний и нижний пояса переднего лонжерона
#1-2 — ~
-1—4-
ДП. В
Л1-2
1 __
ДП. И
Л1-2
cos 7
sin kn cos
Ф [ ё"_2 ’’Qi—г]
<-2-3= -
1-2
4-2- +4-
1
"дпГв
Л1-2
1
дп. н
Л1-2
cos 7
sin kn cos fi„
.п
1—2
1
дп. в
^1-2
1
ДП. Н
Я1-2
Nt + h-i]
sin2
1
6
£
3
1 — 2
1
/ [ ^Г_2’П1—г]
, 1
1_2-з-4-^-——
Г1-2
1
ДП.В ' дП.Н
Л1-2 Л1-2
cos2 7 г i
' ? [ ’'ll-2]
sin2 kn
Верхний и нижний пояса заднего лонжерона
п 1
1-2- Т
1
г3
Г1-2
1 1 I COs I
^1-2 ^1—2 I sinA3C0s[i3
COs аП
COS а3
ф [ 5?_2 41-2]
<_2=
1 '$
3
.3
1-2
1
ДЗ В
л1-2
1
ДЗ. H
Л1-2
COS 9 COS an
COS2 a3 COS2 P3
к" — 1
Л1-2-3— ~' -3
1
.3
1-2
1
ДЗ. в
Л1-2
1
ДЗ. н
Л1-2
cos 7 cos an
sin k3 cos P3 COS a3
f [ ^1-2 'и-2]
#1-2-3----
2
3
1_
.3
1-2
1
А
+
1
3. в 1 дз. H
1-2 л1-2
COs <p COS an
COS2 a3 COS2 fl.,
1
’6”
,з
.3
1
А
1
дз. в 1 дз. H
711-2 Л1—2 j
2_____1_
3 гз
rl-2
1_
АУ в
Л1-2
1
ДЗ. н
л1-2
COS 'f J f 3 COS у
COS a3 I ^OS^
Н^2]+^фИ-2М
- L 1
1-2-3- + ^-
3
.3
1-2
дз. в дз. н
Л1-2 Л1-2
CQS2 7
sin2 k3
/' _ I 4
*'1—2—3— “I -3-
1
.3
_2_ + _Г
дз. в дз. н
fii-2 /1^2
oSf 'I5-’-]
51
38333
Специальные расчёты крыла
Перерезывающая сила вертикальных панелей
Стенка заднего лонжерона
2
\-2^
COS ап COS <fX ( ^_2)
^1-2—3 —
2
COS ап COS ( $J_2)
- 4
1 2 T 03
M-2°l
cos2 ?х (е’_2)
f" _ 1 4
•И-2-3- + —:----5-
Ч-2Й1
Перерезывающая сила горизонтальных панелей
Стенка горизонтальных панелей
Jl-2~ —----
4-2
1
лв
^1-2
1—2—3:
1 I 1
^•1^-2 I ^1-2
Кручение лонжеронов
Передний и задний лонжероны
cos 0
„ _ з sin2 а п
1-2 Г1-2Т|1'2 [ctg Лп + ctg «3 р
COS0
Sin2 ап
pgan4-Ctga3 ]2
К
cos2 9
_„p3 ?3 „3 sin2 % cos %.
l-2 i-2 i-2 1 [dg ап J-ctg a3
Р
COS2 срт ( £i_2)
_1__
nH
Ul~2
COS2 0 / \
1 1 COS2 0
~D^2 cos2 7
1
Cn
g1-2
1
И-2
sin2 an
sin2 a3
COS an
COS a3
1
1-2
1
с3
°1-2
sin2 ап
sin2 a3
COS an
COS a3
1
+
1-2
-2
sin2 an
Sin2 a3
COS an
COS a3
cos2 0
r" = _L,.3 ,3 ^"4 COSan
123 121 [ctg % + ctg a3 ]2
COS 0
n" _ , h3 sin2 % cosan
!“2 1 [Ctg an + ctg a3 ]2
1-2
1 sin2 ап
3 ~ sin2a3
1-2
COS an
COS a3
1
n
1-2
1
Пролет 2 — 3
Продольные усилия
Верхний и нижний пояса переднего лонжерона
1
л3- в
”2-3
к" — _ 1
*1-2-3- ~з
__1__
гп
'2-3
1___
дп. в
712-3
ЛГг-з- - 4
1
п
г2-3
1
лп.в
Л2-3
_1_
ДП.Н
a2-3
,п
>2-3
лп. в
H2-3
,, _ 1
•/2-3=+-Г
rn
'2—3
1
л n- в
л2-3
sin2 an
sin2 a.
1-2 3
cos y
sin kn cos ₽n
COS a(.
COS ct3
sin кп cos р,
1
лп. н
H2-3
1
дп.н
H2-3
cos2 7
sin2 kn
cos2 f
sin2 Хп
52
Специальные расчеты крыла
38333
Верхний и нижний
к" — — 1
«1-2-3- -3-
пояса
1
73
'2-3
к" — 2
«1-2-3- - -3
^з=—- 1
'2-3 6
„з
'2—3
к" — 1
«2-3- -"J
заднего лонжерона
1 , 1
A3, н
л2-3 J
ЛЗ. в
л2-3
С3
г3
'2-3
1
ДЗ. В
л2-3
JL
.3
2-3
1
3
1
.3
г" _ I 4 1
1-2-3-+ -3
Л-з= 4
2______1_
3 r3
r2-3
г3
'2—3
cos ( cos ап
sin k3 cos p3 cos a3
[ ^2—3 ^2-3]
1
дз. в
л2—3
1
дз. н
'*2—3
COS if COS ап
cos2 «3 cos2 p3
1
cos y
лз. и
^2-3
1
дз. в
л2-3
2-3
г 1
лз. B
- Л2-3
1
6
r2—3
1
ДЗ. в
я2-3
1
.3
__1
А
cos ап
cos Х3 COS fi3 COS a3
лз. н
л2-3 -
COS If cos т3
cos2 а3 cos2 р3
Ф [ ^2-3 'Ь-З.
1
ЛЗ. в
л2-3
1
лз. н
'*2—3
cos2 y
sin2 Xa
4
1
лЗ. H
л2-3
COS ср ( {3 COS
COS а3 { 2 cos а3
cos -j
sin X 3
3. н
1
1
дз. в 1 дз. н
л2-3 л2-3
COS ® f >3
------ ) ^2
COS a3 1
COS <
COS ct3
COS2 7
sin2 Х3
i H4-J+-^*hLa
Перерезывающая сила вертикальных
Стенка заднего лонжерона
панелей
rz" 2
«1-2-3= - —-------- COS a,
^•2—3^2
п
^_3= ч
2
£2-3Й2
cos ап cos fn X ( £L3)
Л-2-3— +
2-3—
4
^•2-3^2
4
^•2-3^2
COS2
Перерезывающая сила горизонтальных панелей
Стенка горизонтальных
панелей
1
^2—3
___1
Г)в
и2~3
1
/>2Н-3
cos2 0
cos3 -j
»
2-3—
1
^2-3
1
Г)в
и2-Л
1
л"
ь'2-3
COS2 0
cos2 -j
53
38333-38334
Специальные расчеты крыла
Кручение лонжеронов
Передний и задний лонжероны
cos О
К" - | гз „ Sin3%
Л|_2_3— + Г2_3 ’2—3 т12—3 ~Icti~an + ctga3P
1 1 Sin2 Яп COS ап
<1 гз sin2»,, cos а,
с2-3 . ° 2-3 3 3
38334
COS 6
к" - иЗ ₽3 Sin2% ’
^-3-Г2-3^3 jci--_+ctg—
2 -4
1
сп
'"2—3
+
1
С3
"2-3
sin2 ап COS ап
Sin2 a COS а
COS2 0
sin2 % cos ап
[Ctg ап + ctg аз ]2
cos2 О
1
Гп
L ^2-3
1
Г3
с2-3
sin2 аП
sin2 а3
COS аП
COS а3
г3 С v! Sifl2an cosan 1 1 sin2an
2-3 2-3 2 [ctgan+ctga3]2 | c!? ' Cij _ , sin'2 %
COS 0
n" ___A3 Sin2% cos%
2~3 3 [Ctgan +ctga3 ]2
1
rn
°2-3
1 Sin2 ап COS ап
r3 sin2 ao cos a,
'"2—3 3 3
COS ап
COS a3
Сводка формул для нахождения нагрузок в элементах конструкции
Момент в заднем лонжероне в n-й усиленной нервюре
cos an cos®
мп = мп cos cos Яз
Nn
Перерезывающие силы в переднем лонжероне
Оп
— (п + 1)
<+1-М
-------- cosan
Ln — (л + 1)
Перерезывающие силы в
горизонтальных панелях
Рп — (п + 1) — -
Nn + i — Nn cos 6
Ln — (л + i) cos у
Перерезывающие силы в заднем лонжероне
Qn—(«+!)— Qn—(л+1) %Рп-(л + 1) Sin у.
Крутящий момент в носке крыла:
ДлОп _______ »« 1 ,ДП ctg йп Ьп
Sin an (ctg an + ctg a3 ) ' ctgan-f-ctga3 Ln-(n+i)
cos 0
I _________ctg ______________________n sin an hn .
ctgan 4~ ctg a3 Ln-^n-b-i) ctg anctg a3 Ln-(n+i)
cos 6
I ________ sin txn hn-\-i
n Ctgan -p Ctg a3
54 “
Специальные расчеты крыла
38334—38342
Крутящий момент в хвостике крыла
ТИл—(л+1)
sin ап
sin а3
Усилие в полке переднего лонжерона крыла
___ 1 ( __ М, __
Л-2 V°S'3n
sin Хп
£1-2
с.
Усилие в полке заднего лонжерона крыла
__ 1 [ .Li-г cos ап
L\-2 ( cos рз h* cos а3
2 Z.i-2
- М
COS Cf> . COS Y Li-2
cos a3 ' sin X3 /7]
При этом исходными данными являются:
М и N — изгибающие моменты по переднему лонжерону и по горизонтальным
панелям, которые находятся из решений уравнений,
— внешний крутящий момент в пролете между п и п1 усиленными
нервюрами.
ПРИМЕЧАНИЕ. Изгибающие моменты и перерезывающие силы в верхней и нижней
горизонтальных панелях равны ввиду симметрии сечения относительно оси х.
РАСПРЕДЕЛЕНИЕ СКРУЧИВАЮЩЕГО МОМЕНТА И ОПРЕДЕЛЕНИЕ 38340
ПОГОННЫХ КАСАТЕЛЬНЫХ УСИЛИЙ С УЧЕТОМ ЗАДЕЛКИ ПО ОСИ
СИММЕТРИИ САМОЛЕТА ДЛЯ ЧЕТЫРЕХПОЯСНОГО КРЫЛА
Диференциальное уравнение крыла 38341
Рассматривается n-е сечение, нагруженное скручивающим моментом; вслед-
ствие того, что сечение искажается не свободно, в поясах появляются осевые
силы, определение которых сводится к решению диференциального уравнения:
d
dz
dz J
Интегрирование диференциального уравнения наиболее удобно производить
в конечных разностях, так как коэфициенты уравнения в общем случае пере-
менные.
Определение коэфициентов уравнения и усилий в поясах крыла 38342
Если приращения осевых сил на единицу длины равны $д, sb, Sc, Sd,
то из условий равновесия каждое из них можно выразить через некоторое
приращение s, определяемое, как сумма приращений осевых сил, лежащих по
диагонали: «л = s = m^s, Sc = s , Sb= =m2s, sD — —s ^^f2- m4s ,
где /2, /3, /4 — площади треугольников ОАВ, ВОС, COD, DO А (фиг. 38342).
55
38342
Специальные расчеты крыла
Приращения осевых сил S/ , Sb , . . . создают в стенках контура AGBCHDA
дополнительные погонные касательные усилия:
ТАв = — s ; TBC — s ;
TDA=S .
Усилия qt, q2, qs, угол закручивания на единицу длины 0, величина s и
скручивающий момент /Икр связаны четырьмя уравнениями:
221<?1 -J- 2Qj^2 4~2Qg<73 -ф- s
у- FАво — у- Fвсо ~Ь
где
V bi V ь,
> у- и У у сумма отношении длин отрезков контура к приве-
г г денным толщинам листа на участках AQB и CHD\
Fabo , Fbco, Fcd0, Fcod- площади AGBO, BCO, CHDO, DAO (фиг. 38342).
В G Д
Фиг. 38342
Решения уравнений получаются ₽ форме:
qi= и(s -|- С/ МР , 9 = as Р-44кр ,
где a, at, р и cz —некоторые численные коэфициенты,
i=\, 2, 3.
Искажения у плоскости n-го сечения (фиг. 38342), через которые могут
быть выражены смещения точек А, В, С, D в направлении осей поясов Za ,
Zb , Zc и Zd , выражаются формулой:
z Лх 4~ ^Л4кр ,
56
Спрццадъры.е расчеты крыла
38342
где
B = ^lfi- (с2- с3)Х^--2/4р
Д/ 2-3 ^г
(^-<л)Е|*--2/2р
1-2 •>
Из условия отсутствия искажения в плоскости симметрии самолета
получают:
^ОС -А О С «ОС “j- Во. Л4 кр О,
откуда определяется «ос для оси симметрии.
Допуская, что между (;п — 1)-м и т-м; т-м и (т -[- 1)-м сечениями крыла
(отсчет сечений от конца крыла) продольное усилие возрастает по линейному
закону (« = const), скручивающий момент постоянен, а пояса параллельны, по-
лучают связь между искажениями в трех соседних сечениях с помощью урав-
нений:
-д— lm+l ,
^чп
Вт~* I м
Л^т1 У1т
т-1
где
т Г ~р~р
^О7 ср W
л 1т-}-1
"р р
ср
1т и /W ] — расстояния между /n-м и (т— 1)-м и т-м и '(т-4-1)“М
сечениями,
t’/сртИ f’oFcp /?п 1 ” средние жесткости четырех поясов на участках т и (т-\- 1),
определяемые по формуле:
EF _ __________________ ____________________
° т ”(Л+Л)2 4 (Л+Л)2 , (Л+Л)2 , (Л+Л)2 у ’
где ВА , BR , Вс, BD — приведенные площади поясов А, В, С, D,
Лт и Вт — коэфициенты (см. выше).
Если крыло разбито на (/<?— !) отсеков (k сечений), то количество урав-
нений будет равно только (k —2). Дополнительные два уравнения получаются
из условия отсутствия искажения в плоскости симметрии и из условия, что на
конце крыла (сечение 0) осевое усилие равно нулю:
Л
2Д,
Л Л 2 •
Осевая сила в среднем (фиктивном) поясе определяется по формуле:
z , f____1т___I 1Л I z _J L Вт~1 1т^ ,р,
Zm~A 2Ат^ + J \ 2
8
57
38.34,2; Срециа^ънще расчрцщ крылр
Истинные усилия в поясах от кручения равны:
Ncm=Nm
NDm = -Nm^^--rn,Nm.
В расчете крыла обычно берут 4—5 сечений; при этом центроплан разби-
вают на два отсека и один отсек берут в отъеме с таким расчетом, чтобы
последнее сечение находилось приблизительно на 33% полуразмаха крыла, так
как на 33% полуразмаха можно считать, что добавочное осевое усилие равно
нулю. Сечения следует проводить в местах нервюр.
СОДЕРЖАНИЕ
Стр. №
Общие указания..................................................... 3 38100
Практический расчет крыла........................................... 8 38200
Специальные расчеты крыла.......................................... 34 38300
Отв. редактор А. А. Горяннов
71/4 печ. л., 42 880 зн. в печ. л.
Подписано к дтечати 8/1 1944 Г<
Учетно-авторских листов 7,5
ОВЦ ПИКА № 5895
Тип. изд-ва БИТ НКАП
Зак. № 12
Для служебного пользования
Экз. №—:-------
РУКОВОДСТВО
для
КОНСТРУКТОРОВ
Том I
СТАТИЧЕСКИЕ
ИСПЫТАНИЯ УСТАНОВОК
БОМБАРДИРОВОЧНОГО
ВООРУЖЕНИЯ САМОЛЕТОВ
— 32800 —
ИЗДАНИЕ 2
ИЗДАТЕЛЬСТВО
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НКАП
1943
Составил:
А. С. ОГОРОДНИКОВ, ст. инженер
Редактор главы 8 (32800)
П. Я. ЗАЛЕССКИЙ, генерал-майор инженерно-
авиационной службы
Редактор раздела 2 (32000)
Ф. М. КОНДАКОВ, ст. научный сотрудник
Редактор части 3 (30000)
С. Н. ШИШКИН, доктор технических наук
Редактор Руководства для конструкторов
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
Отв. редактор А. А. Горяйнов
Объем РД п. л., 42 880 зн. в печ. л.
ЦВЦ РККА № 5141
Подписано к печати 25/VI 1943 г.
Уч.-авт. л. 1,25
Зак. № 138
Тип. изд-ва БНТ НКАП
СТАТИЧЕСКИЕ ИСПЫТАНИЯ УСТАНОВОК 32800
БОМБАРДИРОВОЧНОГО ВООРУЖЕНИЯ САМОЛЕТОВ
ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ 32810
Каждый опытный замок или держатель подвергается обязательным стати- 32811
ческим испытаниям на 1-й и 2-й расчетные случаи рекомендаций по прочности
установок бомбардировочного вооружения.
Для тех конструкций или отдельных деталей, для которых расчетными
являются 3-й и 4-й расчетные случаи рекомендаций, эти случаи также обяза-
тельны для проверки статическими испытаниями.
Конструкции и отдельные их детали, для которых расчет в каком-либо 32812
случае нагружения самолета не дает надежного решения, должны быть испы-
таны на соответствующий случай нагружения в дополнение к испытаниям, указан-
ным в 32811.
Как правило, испытания опытных установок бомбардировочного вооруже- 32813
ния производятся до разрушения.
Общие требования к установкам для проведения статических испытаний, 32814
указания по замеру деформаций, порядок проведения испытаний, а также запись
и обработка результатов аналогичны с таковыми для самолетных конструкций
(см. 32300).
БАЛОЧНЫЕ ДЕРЖАТЕЛИ 32820
Типовая схема установки балочного держателя дана на фиг. 32821. 32821
При испытаниях балочного держателя нормальной схемы нагрузка прикла- 32822
дывается к подвешенной в держателе.бомбе или металлической болванке, заме-
3
32822-32832
Испытания установок бомбардировочного вооружения
32823
32830
няющей бомбу. При этом
равнодействующая нагрузки
в каждый момент загруже-
ния должна проходить через
центр тяжести бомбы, как
это показано на фиг. 32822.
Перед приложением
нагрузки винтовые упоры
ухватов держателя должны
быть вывернуты только до
плотного касания с корпу-
сом бомбы (болванки) и не
должны допускать возмож-
ности какого-либо переме-
щения бомбы;при этом бом-
ба должна висеть без пере-
косов (ось ее должна быть
параллельна оси держателя).
32831 Типовая схема установки замка дана на фиг. 32831.
Фиг. 32831
32832 Нагрузка на замок при испытаниях на 1-й и 2-й расчетные случаи рекомен-
даций прикладывается либо непосредственно к крюку замка, либо к корпусу
подвешенной в держателе бомбы или болванки, заменяющей бомбу. Выбор спо-
соба нагружения зависит от характера и расположения опор на держателе и замке
(см. табл. 32832). При испытаниях на 3-й и 4-й расчетные случаи замки испыты-
ваются, как правило, вместе с держателем, и нагрузка прикладывается через
бомбу (болванку).
В случае, если нагрузка прикладывается к корпусу бомбы или к заменя-
ющей ее болванке, направление нагрузки определяется согласно рекомендациям
по прочности установок бомбардировочного- вооружения.
Направление нагрузки,' при прикладывании ее непосредственно к крюку
замка, вычисляется из уравнений равновесия бомб иа держателе. Для держа-
телей обычной схемы компоненты нагрузки на крюк даются в табл.. 32832^
4
Схема держателя
е
о
Т а б л и ц а 32832
Компоненты нагрузки на замок
Компоненты нагрузки на крюк замка
I расчетный случай рекомендаций П расчетный случай рекомендаций
Двухкрючковый замок . Однокрючковый замок
Рх = — 0,34^ G
( h\
Ру = — (0,94 + 0,34 -у J П1 G
/ h\
=-(^0,870,5--J п2С
*<х _л 1 Ш L ~ ь — Г/у 7<\l sjL !у Рх =—0,34 fl - — «j G х ' \ с cos 1 Ру = — (о,94 + 0,34-уf Л1 G ( ^2 \ с = ь 4- [h— -у cos tgср2 Px = 0,5 (1-J-7oS”-)«2G Py=- (o,87+ 0,5 n2 G k = a-[-(h — -y cos 7) tg
— .А '—ъ— ' -J • —3 hv xj я/k 1 J Рх = - 0,34 fl — G х \ С COS 1 ру = — (о,94 + о,34у)л1б . / d2 \ с = b -j- [h— ~у cos -fl tg<p2 Px = 0,5 «2 G Py=-(o,87 + O,5-y)«2G . -
Замок испытывается на наиболь-
шую по величине или на самую не-
благоприятную по направлению
нагрузку, получаемую по вариан-
там А, В и С.
A Передний крюк Px = — 0,34 G / h Задний крюк Px = 0 Py=0 Передний крюк Px = 0,5 n2 G /^ = -(0,87-0,5-^) n2G
Py — (^0,34 b у c +
В 0,94j «! G Px = — 0,34 nj G II II О о Px = 0,5 n2 G ' / h\ Py — — f0,87 4” 0,5 yj zz2 G
4- 0,94j G
c Px ——0,34 Hi G P [0 47(6 + C)2 + X Г (b 4- с) c p П 47 2—!—L Px = 0,5 n2 G Py= — (o,87 — 0,5 y) n2 G
py [°>47c(&4-c)4-&2 + ,017 *(2& + <> ]„r, py- [u>4Zc(&4-c)4- &2 -0 17 K-G
+ 0’17 C(Z>4-c)4-&2 ] 1G - °-17 c (b 4- c) 4- z>2]ni °
Задний крюк
Рд.= 0
h
Pv — — 0,5 -у n2G
Px-Q
Ру = 0
Рх = 0
Испытания установок бомбардировочного вооружения 32832
05
Продолжение табл. 32832
Компоненты нагрузки на крюк замка
Схема держателя I расчетный случай рекомендаций II расчетный случай рекомендаций
MOK Jljjlll Z | Li-fc-l : 4 7* 4 t-M Передний упор замка Pr = Pv = 0 Задний упор замка ft Рх = 0; = 0,34 — л! G Крюк замка Рх = — 0,34 zij G Передний упор замка Рх — 01 Ру = 0,5 n2G Задний упор замка px==pj, = 0 Крюк замка Рх = 0,5 л20 /ft 1 \ Р, = -(0,5 z + 0,87 sjn ?) п2 G
Передний упор замка
Рх = 0
Задний упор замка
Передний упор замка
px = Pv = 0
пол ftitg^ —zMg'Pi 1 r
— 0,94----tv—, . — щ G
(fti + ki) tg P J 1
nQ4 ftltg?2 — *2 ‘g Tl 1 n
--°>94 (ft1 + ft2TtgT Jn'G
Крюк замка
1 C № + ^2) — Л (^1 tg ?2 - k2 tg ?1) COS ?
'U’________________________ c (ftj + ft2) sin fl
*i = a — -g-tg ?j;
у~
fti tg <?2 — fta tg <?i 1
(fti + ft2)tg? J"2 Q
Задний упор замка
PX = PV = O
Крюк замка
Рх = п2 G
kl tg ?2 ~ k2
(fii 4- k2) tg
Py = -n2G|0,5~ +
Z (fei + fe2) + ft (fej tg cp2 — k2 tg ?1) cos 3'
1,15 Z^-f-ft^ sin 3
k2 — Ь ~2~ tg ?2
w
to
qo
co
to
X
X
S
a
x
x
x
S
a
x
о
X
C\
о
Se
o>
a
Xs
X
к
X
Окончание табл. 32832
Компоненты нагрузки на крюк замка
Схема держателя I расчетный случай рекомендаций II расчетный случай рекомендаций
Кассетный замок 1ч h ci 4 . qp4 ]р Передний упор замка Px=Py=;0 Задний упор замка Рт = 0 „ h ( a tg 1 \ Ру- с (о,34-0,94- pj; tgp)„1G Крюк замка / «tg®, 1 \ ^-"(0,34-0,94 Д;; tgJn1G Ру = - n,G к34 + 0,94 У L с “ с(« + &2) sin р J k2 = b-^ Передний упор замка Рх = 0 h / a tg ®2 1 \ „ Ру= , Д+0,87 tgJn3G Задний упор замка Рх = Ру = 0 Крюк замка П (л К 1 П 07 1 \ « Рх- (0,5 + 0,87 a + ki r> __ „ г L с* , п Я7 г<й + ^) + ^COSptg?2 1 Ру л2 G(o,5 z -г 0,87 /(e+fe2)sinp J ' tg ®2
Условные обозначения:
V — упор или ухват держателя,
X — крюк замка.
Положительные направления:
по оси х — к носку бомбы, ।
по оси у — вверх,
G—вес бомбы наибольшего из подвешиваемых на данный замок калибров;
п — перегрузка соответствующего расчетного случая рекомендаций по прочности бомбардировочного вооружения (см. 31900).
Если нагрузка на крюк прикладывается в виде равнодействующей, она определяется по формулам:
где а — угол между осью бомбы и направлением нагрузки.
Испытания установок бомбардировочного вооружения_
$2833—32842
Испытания установок бомбардировочного вооружения
32833
При испытании замков, для определения предела пропорциональности всей
конструкции замка в целом, производится с помощью мессур замер перемещения
ушка бомбы. Для учета возможного закручивания рычагов или крюка замер
производится двумя мессурами по схеме фиг. 32833.
32834
32840
32841
И месс у рам
При определении усилия открывания замка нагрузка прикладывается вер-
тикально вниз (см. фиг. 32834).
КАССЕТНЫЕ ДЕРЖАТЕЛИ
Типовая схема установки кассетного держателя дана на фиг. 32841.
Кассета
Фиг. 32841
32842
Нагружение кассеты производится с помощью рычажно-тросовой системы,
показанной на фиг. 32842. Горизонтальная составляющая нагрузки приклады-
вается к пробке (с ушком), ввернутой в носок или хвостовую часть бомбы,
подвешенной на держателе. Вертикальная составляющая передается на бомбу
с помощью троса, охватывающего бомбу, по обе стороны бугеля. При этом
концы троса от каждой бомбы укрепляются на своем рычаге, которые, в свою
очередь, собираются в рычажную систему, чем и обеспечивается надлежащее
распределение общей нагрузки между бомбами.
Для обеспечения соответствующего направления равнодействующей на-
грузки необходимо в процессе всего нагружения строго соблюдать соотноше-
8
Испытания установок бомбардировочного вооружения
32842-32843
ния -5- = tga, где а —угол, образуемый направлением нагрузки соответствую-
щего расчетного случая с продольной осью бомбы.
После подвески бомбы (или болванки) в кассету упоры кассетных замков 32843
должны быть вывернуты до плотного касания корпуса бомбы (болванки); при
этом ось бомбы должна быть горизонтальна и параллельна плоскости кассеты.
Для служебного пользования
Экз. №_________
РУКОВОДСТВО
для
КОНСТРУКТОРОВ
Том I
РЕКОМЕНДАЦИИ ПО
ПРОЧНОСТИ ЛОПАСТЕЙ
ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ
— 31600 —
ИЗДАНИЕ 2
ИЗДАТЕЛЬСТВО '
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НКАП
1943
Составили:
Д. Ю. ПАНОВ, доктор технических наук
А. И. ПОЖАЛОСТИН, инженер
П. М. РИЗ, доктор технических наук
С. А. ТУМАРКИН, доктор технических наук
Редактор части 3
С. Н. ШИШКИН, заслуженный деятель науки и
техники, доктор технических наук
Редактор Руководства для конструкторов
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
Отв. редактор А. А. Горяйнов
Объем 1/2 печ. лч 42 880 зи. в печ. л.
ЦВЦ РККА № 4941 Тип. изд-ва БНТ НКАП
Подписано к печати 5/V 1943 г.
Учетно-авторских листов 0,5
Зак. № 198
РЕКОМЕНДАЦИИ
ПО ПРОЧНОСТИ ЛОПАСТЕЙ ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ
ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ
Суммарные напряжения в лопастях от статических и динамических нагру-
зок для расчетных режимов не должны выходить за пределы напряжений, допу-
скаемых по диаграммам Смита для нормальных напряжений.
Расчетными режимами являются: режим работы винта на месте при макси-
мальном эксплоатационном числе оборотов мотора и, для реверсивных винтов,
режим реверса при пикировании на полном газу.
В эксплоатационном диапазоне чисел оборотов собственные частоты винта
должны отличаться от возбуждающих частот расчетных гармоник мотора не
менее, чем на 50 колебаний в минуту.
Углы закручивания деревянной лопасти на режиме максимальной скорости
не должны превышать 10°.
Эксплоатационная область чисел оборотов винта с деревянными лопас-
тями и поступательных скоростей самолета должна лежать в такой зоне, для
которой не существует опасности возникновения флаттера.
РЕКОМЕНДУЕМЫЕ РАСЧЕТЫ
Для определения напряжений рекомендуется произвести следующие расчеты:
Расчет статических напряжений от изгиба и растяжения лопастей аэро-
динамическими и центробежными силами (см. 37100) для режимов, указанных
в 31611.
Расчет динамических напряжений в лопастях от неравномерного вращения
(см. 37300) на основании торсиограммы мотора.
Расчет напряжений от гироскопического эффекта (см. 37600). Угловая ско-
рость самолета в этом расчете определяется по формуле
шс = 1 / 7 21 Пта*$ 1 ,
у ’ g L сек
где п’ах — наибольшая эксплоатационная перегрузка для данного самолета
по нормам прочности,
5—площадь крыльев самолета [ж2],
О — вес самолета [кг].
ПРИМЕЧАНИЕ. Требование 31611 можно считать выполненным, если полученные из
расчета статические напряжения, как указано в 37100, умноженные на коэфициент 1,2, в
сумме с полученными из расчета динамическими напряжениями, как указано в 37300, умно-
женными на коэфициент 2,5, не выходят за пределы допускаемых напряжений по диаграмме
Смита для материала лопастей. В динамические напряжения включаются также (до умно-
жения на коэфициент 2,5) и напряжения от гироскопического эффекта, полученные из рас-
чета, как указано в 37600, и умноженные на коэфициент 0,5.
В минимальный объем частотного расчета входят:
определение первых двух частот колебаний изгиба в плоскости наи-
меньшей жесткости и частоты, соответствующей скручиванию вала;
определение первой частоты изгиба в плоскости наибольшей жестко-
сти—для металлических лопастей;
определение первой частоты крутильных колебаний—для деревянных
лопастей;
построение диаграммы резонансных чисел оборотов.
ПРИМЕЧАНИЕ. Расчеты частот колебаний изгиба могут быть произведены, как ука-
зано в 37200, а частоты крутильных колебаний, — как указано в 37590. В этом случае
31600
31610
31611
31612
31613
31614
31620
31621
. 31622
3
31622—31633 Рекомендации по прочности лопастей воздушных винтов
требование 31612 можно считать выполненным, если полученные из расчета собственные
частоты отличаются в эксплоатационном диапазоне чисел оборотов от частот расчетных
гармоник возбуждающих сил мотора не менее, чем на 2Э0 колебаний в минуту. Лишь для
первой частоты изгибных колебаний в плоскости наименьшей жесткости считается доста-
точным различие в 100 колебаний в минуту. ,
Расчетными гармониками здесь называются такие гармоники, для которых амплитуда
изменений крутящего момента иа валу винта превышает 1 500 кг см.
Для второй частоты колебаний в плоскости наименьшей жесткости и для частоты
крутильных колебаний вала следует учитывать только те гармоники мотора, для которых
крутящий момент превышает 3 000 кг см.
31623 Рекомендуется произвести расчет угла закручивания деревянной лопасти.
Расчет производится для режима максимальной скорости.
ПРИМЕЧАНИЕ. Этот расчет можно произвести, как указано в 37400. Требова-
ние 31613 в таком случае можно считать выполненным, если углы закручивания получались
не больше 5°.
I
31624 Для деревянной лопасти должен быть произведен расчет на флаттер
(см. 37700).
31630 РЕКОМЕНДУЕМЫЕ ИСПЫТАНИЯ
31631 Рекомендуется определять собственные частоты винта на валу мотора*
из соответствующих испытаний (см. 34400).
31632 Деревянные лопасти рекомендуется подвергать испытанию на кручение на
10° парой сид, приложенной на 0,8/?, распрямляющей лопасть. После снятия
этой нагрузки лопасть не должна иметь остаточных деформаций.
31633 Винт должен испытываться на выносливость (см. 33700). Каждая из лопа-
стей винта должна выдерживать не менее 107 колебаний.
Для служебного пользования :
Экз.
РУКОВОДСТВО
для
КОНСТРУКТОРОВ
Том I
РЕКОМЕНДАЦИИ
ПО ПРОЧНОСТИ ПНЕВМАТИКОВ,
КОЛЕС И ТОРМОЗОВ
— 31700 —
ИЗДАНИЕ 2
ИЗДАТЕЛЬСТВО
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НКАП
1943
Составил
А. А. АЛЕКСЕЕВ, инженер
Редактор части 3
С. Н. ШИШКИН, доктор технических наук
Редактор Руководства для конструкторов
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
Ответственный редактор А. А. ГОРЯЙНОВ Подписано к печати 27/II 1943 г.
Объем 1 печ. л., 42 880 зн. в печ. л. Учетно-авторскнх листов 1.
ПВЦ РККА № 4704 Т^п.’Тзд-ва БНТ НКАП Зак. № 51
РЕКОМЕНДАЦИИ ПО ПРОЧНОСТИ ПНЕВМАТИКОВ, 31700
КОЛЕС И ТОРМОЗОВ
ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ 31710
Разрушающая нагрузка каждого расчетного случая определяется в зависи- 31711
мости от начального внутреннего давления в пневматике и стояночной нагрузки,
являющихся максимальными допустимыми для колеса данного размера.
Максимальное начальное давление в камере />Отах принимается равным: 31712
3,2 кг) см- для тормозных колес диаметром О<1 100 мм,
3,5 кг)см2 для тормозных колес диаметром D 1 100 мм,
3 кг)см3 для хвостовых колес всех размеров.
ПРИМЕЧАНИЕ. В отдельных случаях, по согласованию с ЦАГИ и НИИШП, могут
приниматься большие давления.
Указанные давления для некоторых пневматиков отличаются от приведенных в каталоге
самолетных колес и рекомендуются только для контрольных испытаний как типовые для соот-
ветствующих размеров колес.
Контрольная стояночная нагрузка Р*т, принятая в соответствии с эксплоа- 31713
р
тационной перегрузкой «^ = 2,7, определяется из условия РсТ —-^у-, где Рм.л—
максимальная допустимая нагрузка при максимальном начальном давлении в ка-
мере ротах и усадке 8м.д , принимаемой в соответствии с рекомендуемой вели-
чиной запаса возможного обжатия пневматика.
л| = 2,7 есть средняя минимальная величина эксплоатационной перегрузки для колес, при-
нимаемая для определения величины Р“т при контрольных испытаниях.
Пригодность пневматиков, колес и тормозов для эксплоатации проверяется 31714
в соответствии с настоящими требованиями специальными лабораторными испы-
таниями (см. 32700 и 33400).
ПНЕВМАТИКИ 31720
Случай взрыва 31721
Разрушающее внутреннее давление в пневматике ртах должно быть не
меньше 3,5/>отах (см. 31712).
ПРИМЕЧАНИЕ. При внутреннем давлении в камере р = 0,5/?тах деформации, харак-
теризующие изменение габаритных размеров пневматика, не должны превышать пределов,
установленных техническими условиями на изготовление покрышек в соответствии с тре-
бованиями УВВС.
Случай радиального сжатия 31722
Колесо рассматривается в положении, при котором плоскость вращения
его нормальна к поверхности земли.
Контрольная стояночная нагрузка Р*т (см. 31713) должна быть не меньше
соответствующей нагрузки, приведенной в табл. 31722.
3
31722-31725
Рекомендации по прочности колес
Стояночные нагрузки, указанные в таблице, не могут быть использованы
при подборе колес для самолета, так как они отвечают контрольным значениям
Ро, Зм.д и «е , требуемым только при лабораторных испытаниях.
Таблица 31722
Размер колеса D X d Запас возмож- ного обжатия пневматика при Лч.д [%] Контрольная стояночная нагрузка Рст [ю] Размер колеса D X d [мм] Запас возмож- ного обжатия пневматика при Лч.д [%] Контрольная стояночная К нагрузка Рст [*<?]
[ЛЛ1]
500 X 150 10 870 ГС 250 X 95 10 280
600 х iso и 1 250 О) 405
S 650 X 200 и 1 420 «=5 о 300 X 125 10
гс 700 X 220 12 1 800 350 X 140 510
3 750 X 250 12 2 250 10
СО о |=г 800 X 260 900 X 300 13 13 2 350 3 000 03 о 400 X 150 10 700
о у; 1 000 X 350 14 3 900 о 470 X 210 10 1 220
1 100 X 400 15 5 100 и X 1 760
1 200 X 450 16 6 100 600 X 250 10
Случай боковой нагрузки, действующей одновременно с нагрузкой
радиального сжатия
31723
Колесо рассматривается в положении, указанном
нафиг. 31723; при этом принимается, что боковая сила,
приложенная к пневматику в плоскости касания его с
землей,
F = 1,38 Рскт,
а нормальная сила к земле
Р—l,8PcT.
Нагрузки Р и F при совместном действии не дол-
жны вызывать появления камеры под бортом покрышки.
31724 Случай торможения (проворачивание,
выносливость и изнашиваемость)
Момент, провертывающий пневматик относительно
обода колеса при торможении, должен быть не меньше
Mip = 0,6 Рст (R — X);
здесь R — радиус колеса с необжатым пневматикой,
8СТ — стояночная усадка пневматика, соответствующая нагрузке Рст.
31725
Срок работы пневматика
Пневматик должен обладать достаточным сроком работы. Это требование
считается выполненным, если испытание пневматика на выносливость и изнашива-
емость, произведенное в соответствии с указаниями, изложенными в 33420, не
вызывает каких-либо разрушений покрышки и камеры, а изменение габа-
ритных размеров пневматика после испытания на выносливость и изнашиваемость
не превышает допустимых пределов, предусмотренных техническими условиями
на изготовление покрышек и требованиями УВВС. Количество циклов испыта-
ний, требуемое для проверки достаточного срока работы пневматика, прини-
мается равным половине числа посадок самолета, задаваемого тактико-техниче-
скими требованиями для пневматика данного размера.
4
Рекомендации по прочности колес
31730-31733
КОЛЕСА
Случай разворачивания бортов обода
Разрушающее внутреннее давление в пневматике ртт должно быть не
меньше 3,5р0 гаах (см. 31712).
ПРИМЕЧАНИЕ. Деформации реборд колеса и тормозной рубашки не должны превы-
шать значений, приведенных в 327G0.
Случай радиального сжатия
31730
31731
31732
Колесо рассматривается в положении, при котором плоскость вращения
его нормальна к поверхности земли.
Разрушающая радиальная нагрузка Ртах в этом случае должна быть не
меньше 2Рп.о, где РП.О — нагрузка полного обжатия пневматика при макси-
мальном начальном давлении в камера ро тах (см. 31712).
Остаточная деформация тормозной рубашки по радиусу при нагрузке РМ.Л
не должна быть больше величины:
/ост = 0,67 Д
/ост = 0,335 мм
при Д<0,5 мм,
при
Д>0,5 мм\
здесь Д — минимальный зазор между колодками и тормозной рубашкой в ради-
альном направлении, принимаемый по техническим условиям на изго-
товление тормозов.
Для колес, снабженных камерными тормозами, при указанной нагрузке
максимальная допустимая остаточная деформация тормозной рубашки прини-
мается:
/0П=Д, но не больше 0,5 мм.
Случай боковой нагрузки
Колесо с одной съемной ребордой рассматривается нагруженным ио двум
вариантам боковой нагрузки:
Боковая разрушающая сила приложенная к пневматику на плече
R—0,75 8СТ и действующая в направлении к съемной реборде (от колеса к
концу крыла), должна быть не меньше 1,15 Рет (см. 31713-).
Боковая разрушающая сила Д2, приложенная к пневматику на плече
R — 1,58ст и действующая в направлении к несъемной реборде (от колеса
к плоскости симметрии самолета)’, должна быть не меньше 2,48 Р^..
При нагрузке F2 = 1,5 Р/ местная остаточная деформация тормозной ру-
башки в радиальном направлении должна быть не больше величины:
31733
/оС1 = 0,8Д
/ост =0,4 мм
при
при
Д < 0,5 мм,
(Д-см. 31732).
Д > 0,5 мм
Для колес, снабженных камерными тормозами, при указанной нагрузке
максимальная допустимая остаточная деформация тормозной рубашки прини-
мается:
/ост — Д, но не больше 0,5 мм.
5
31734—31735
Рекомендации по прочности колей
31734 Срок работы колеса
Колесо должно обладать достаточным сроком работы. Это требование счи-
тается выполненным, если при испытании на выносливость (см. 33430) колесо
не разрушается при количестве сбрасываний, равном половине числа посадок
самолета, задаваемого тактико-техническими требованиями для колеса данного
размера. При указанном количестве сбрасываний остаточные деформации тормоз-
ной рубашки в радиальном направлении /ост не должны превышать величину:
/ост = Д —/упр при Д —/упр < 0,5 мм,
/ост = 0,5 мм при Д — /упр 0,5 мм-,
здесь /упр — максимальная местная упругая деформация тормозной рубашки,
предварительно замеренная при радиальной статической нагрузке
Ри.я (Д- СМ. 31732).
Для колес, снабженных камерными тормозами, при указанной нагрузке
максимальная допустимая остаточная деформация тормозной рубашки прини-
мается:
/ост^Д, но не больше 0,5 мм.
31735
Наружный диаметр оси колеса
Наружный диаметр оси колеса должен быть не меньше
здесь Л4Э — эксплоатационный изгибающий момент,
аиз —.расчетное напряжение оси на изгиб,
k = ~,----отношение наружного диаметра оси к внутреннему,
Ub
2 — коэфициент безопасности.
Величина эксплоатационного изгибающего момента Мэ для оси колеса
в сечениях х, и х2 определяется по случаю шасси с консольной осью
(фиг. 31735 — 1), обращенной к плоскости симметрии самолета:
где г=2-------0,35 d,
рк =
ст 2,7 '
6
Рекомендации по прочности колес
31735-31741
Фиг. 31735 3
В случае двухстоечного или вильчатого шасси (фиг. 31735—II) величина
Оксплоатационного изгибающего момента Л'1‘ для оси колеса в сечении х опре-
деляется по формуле:
Ml
где
х х — а
2а 4- b b
з
г=~- — 0,35 d.
ТОРМОЗЫ
31740
Тормозной момент
31741
При максимальном рабочем усилии распора (давлении) тормозной момент
колеса должен быть:
Л4раб = 0,4 РсКт (/? —8ст).
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. В случае, если момент Л7ра6 , соответствующий максимальному
рабочему усилию распора, больше определяемого но указанной формуле, необходимо при-
менение специального приспособления, ограничивающего величину тормозного момента.
2. Величина момента Afpa6, определяемая по указанной формуле, принимается и для
колес, предназначенных к установке на самолеты с трехколесным шасси.
Остаточные деформации корпуса тормоза при тормозном моменте /Wpart
должны быть таковы, чтобы вызванное ими максимальное перемещение колодок
в радиальном направлении относительно тормозного барабана не превышало
величину:
/ост = 0,67 А
/ост = 0,335 мм
при
при
А <0,5 мм,
А > 0,5 мм
(А —см. 31732).
31741-31743
Рекомендации по прочности колес
При рабочем тормозном моменте Afpa6 упругие деформации корпуса тор-
моза, замеренные по наибольшим перемещениям анкерного болта, не должны
превышать предела пропорциональности.
Разрушающий момент для тормоза 7Ишах должен быть не меньше
Л/Г _„1,65 Рст (Я-М
* Ищах — ~ з
где I — число тормозов в колесе.
31742 Срок работы тормоза
Тормоз должен обладать достаточным сроком работы.
Это требование считается выполненным, если тормоз, испытанный на выно-
сливость и изнашиваемость (см. 33450), не имеет видимых деформаций и разру-
шений тормозной системы.
Для проверки достаточного срока работы тормоза производится Л/-|-3 тор-
можения, причем Л/ торможений производится с постоянным моментом
__ 0,3 P^(R- 0,75 ост)
1VIX --------7“-------
I
и число их равно числу посадок самолета, предусмотренному тактико-техниче-
скими требованиями УВВС для тормоза данного размера, а 3 торможения про-
изводятся с постоянным моментом
^ _0,4РсТ(/?-5сГ) .
Торможения, осуществленные с постоянным моментом
м 0,3 Р“т (Р—0,75 ост)
в количестве, меньшем N, не должны вызывать замену фрикционных прокла-
док тормоза.
31743
Предельная температура нагрева при торможении
По обращении работы Лт = 52 Рст [кг м], где Рст—в кг, приходящейся на
одно колесо, в теплоту при торможении с постоянным моментом Л4т = 0,ЗРсГ
(Р — 0,75 Ser) температура на внутренней поверхности тормозного барабана 6В и
на ободе колеса (у реборды) 6Н не должна превышать допустимых пределов,
соответствующих нормальной работе фрикционных прокладок (дисков) и бортов
покрышки.
ПРИМЕЧАНИЕ. Допустимые температуры 0в и 0н принимаются на основании дан-
ных специальных испытаний, утвержденных ВИАМ и НИИШП.
Для служебного пользования
Экз. №
РУКОВОДСТВО
для
КОНСТРУКТОРОВ
Том I
РЕКОМЕНДА НИИ
ПО ПРОЧНОСТИ УСТАНОВОК
БОМБАРДИРОВОЧНОГО ВООРУЖЕНИЯ
САМОЛЕТОВ
— 31900 —
ИЗДАНИЕ 2
ИЗДАТЕЛЬСТВО
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НКАП
1943
Составили:
В. Е. РУДНЕВ, кандидат технических наук
А. С. ОГОРОДНИКОВ, инженер
К. А. САРЫЧЕВ, инженер
Редактор
П. Я. ЗАЛЕССКИЙ, бриг, инженер
Редактор Руководства для конструкторов
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
Ответственный редактор А. А. Горяйнов
Объем 1 печ. л., 42 880 зн. в печ. л.
Подписано к печати 7/IV 1943 г.
Учетно-авторских листов 1
ЦВЦ РККА № 4830
Тип. изд-ва БИТ НКАП
Зак. № 161
РЕКОМЕНДАЦИИ ПО ПРОЧНОСТИ УСТАНОВОК 31900
БОМБАРДИРОВОЧНОГО ВООРУЖЕНИЯ САМОЛЕТОВ
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ, ПРИНЯТЫЕ В РЕКОМЕНДАЦИЯХ ПО ПРОЧНОСТИ
УСТАНОВОК БОМБАРДИРОВОЧНОГО ВООРУЖЕНИЯ
G — вес бомбы [кг],
пэ — эксплоатационная перегрузка,
пр — расчетная разрушающая перегрузка,
Р3 — эксплоатационная нагрузка [кг],
Рр— расчетная разрушающая нагрузка [«?],
М3 — эксплоатационный момент [кгм],
ЛР’— расчетный разрушающий момент [кг ж],
f— коэфициент безопасности,
J — момент инерции бомбы [кг мсек2].
ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ 31910
В рекомендациях задаются случаи расчета и испытаний для бомбодержа- 31911.,
телей и механических бомбосбрасывателей с проводкой.
Термин „бомбодержатель* (дальше — держатель) определяет специальную конструкцию,
предназначенную для крепления бомб и прочих спецгрузов на самолете.
При расчете на прочность несъемных держателей (или несъемных деталей
держателей) к конструкции держателя необходимо относить все те элементы
конструкции самолета, которые при снятой с держателя бомбе совсем не по-
лучают нагрузки или нагружаются незначительно при всех случаях нагруже-
ния самолета по нормам прочности.
Рекомендации обеспечивают прочность держателей всех типов при условии 31912
соблюдения одного ограничения, налагаемого на их конструкцию: ни при каких
произвольно выбранных направлениях внешней нагрузки, прикладываемой к
бомбе, будь то сила или момент, бомба не должна иметь свободных переме-
щений, т. е. держатель в совокупности с бомбой при всех произвольно выбран-
ных направлениях внешней нагрузки должен оставаться геометрически неизме-
няемой конструкцией и не должен обращаться в механизм. Если держатель
не удовлетворяет этому требованию, то его прочность не может быть обеспе-
чена расчетными случаями, приводимыми в рекомендациях, а определение допол-
нительных нагрузок на держатель потребует специальных исследований.
Прочность держателей, которые по роду своей работы должны временно
превращаться в механизм, как например, пикирующий держатель с подвижной
частью, выносящей бомбу за габариты фюзеляжа, обеспечивается рекоменда-
циями введением специальных случаев расчета и испытаний.
Если по характеру конструкции между поверхностью бомбы и ее опорами
должны быть зазоры, то величина их должна быть минимальной.
В случае кассетных держателей направляющие или всякого рода ограни-
чители должны быть расположены так, чтобы бомба не могла отделяться от
вертикальных балок кассеты больше, чем на 20 мм. При несоблюдении этого
условия прочность кассетного держателя рекомендациями не обеспечивается.
В основу рекомендаций положены нормы прочности самолетов 1943 г. 31913
Обеспечивается прочность держателей при всех расчетных случаях полета в
неспокойном воздухе (болтанка) и всех расчетных посадочных
случаях.
В случае маневренной перегрузки допускается меньшая прочность
держателя по сравнению с некоторыми типами легких скоростных самолетов:
3
31913-31932 Рекомендации по прочности установок бомбардировочного вооружения
в случае Айв случае А'. Эго отклонение от равнопрочности налагает следу-
ющие ограничения на пилотирование легких самолетов с подвешенными бом-
бами :
истребитель прн выходе из пикирования с бомбой 100 кг не дол-
жен получать перегрузку выше эксплоатационной перегрузки для пики-
рующего держателя под бомбу 100 кг;
легкие и средние самолеты всех типов при установке на них непи-
кирующих держателей не должны совершать с подвешенными бомбами
резкого выхода из пикирования или из длительного и крутого планиро-
вания с получением перегрузок выше эксплоатационной перегрузки для
непикирующих держателей под бомбы от 100 до 1 000 кг.
31920 О СЛУЧАЯХ РАСЧЕТА И ИСПЫТАНИЙ
31921 Для расчета на прочность держателей и механических сбрасывателей с
проводкой и для их статических испытаний задаются различные варианты на-
гружения, именуемые: „случаи расчета и испытаний*.
31922 Для держателей случаи расчета и испытаний распадаются на три группы:
Для расчета основных силовых элементов всех типов держателей в рекомен-
дациях задаются различные случаи нагружения бомбы (спецгруза), подвешенной
на держателе. Эти случаи нагружения бомбы называются „основными слу-
чаями расчета и испытаний*.
Для держателей, которые по роду своей работы должны временно пре-
вращаться в механизм, в дополнение к основным случаям расчета и испыта-
ний даются „специальные случаи расчета и испытаний*.
Для расчета и статических испытаний деталей, для которых основные
случаи нагружения бомбы не являются расчетными, задается ряд случаев нагру-
жения, именуемых „дополнительные случаи расчета и испытан и й“.
31923 При расчете на прочность на каждый расчетный случай никакие другие
нагрузки, помимо указанных в данном расчетном случае, во внимание не при-
нимаются.
31930 О РАСЧЕТНЫХ ПЕРЕГРУЗКАХ И КОЭФИЦИЕНТАХ БЕЗОПАСНОСТИ
31931 В рекомендациях задается вероятная в эксплоатации установок бомбарди-
ровочного вооружения максимальная нагрузка на них, называемая эксплоата-
ционной и . обозначаемая через Р3. Для ряда расчетных случаев Р3 задается
непосредственно, как численная величина.
Для основных расчетных случаев величина эксплоатационной нагрузки Р3
задается через эксплоатационную перегрузку п3 .
Величина эксплоатационной перегрузки определяется как отношение экспло-
атационной нагрузки, действующей по данному направлению, к весу бомбы О:
31932 Расчетная разрушающая перегрузка определяется умножением экспло-
атационной перегрузки на коэфициент безопасности f:
цр = fn3.
Расчетная разрушающая нагрузка, по которой ведутся расчет на прочность
и статические испытания установок, для основных случаев расчета и испытаний
определяется умножением веса бомбы на величину расчетной перегрузки:
Pp=npG.
ъ
Для расчетных случаев, в которых величина эксплоатационной нагрузки
не связана с весом бомбы, расчетная разрушающая нагрузка получается непо-
средственно умножением эксплоатационной нагрузки на коэфициентбезопасности:
Рр =/рэ.
Формула также не изменяется, если в качестве эксплоатационной нагрузки задана не
сила, а момент.
4
Рекомендации по прочности установок бомбардировочного вооружения
31933—31955
Величина коэфициента безопасности /, точка приложения силы Рэ и на- 31933
правление ее действия указываются ниже в соответствующих разделах для
всех расчетных случаев.
Величина эксплоатационной перегрузки /гэ задается различной для различ-
ных типов держателей в соответствии с тактико-техническими требованиями.
Величина перегрузок для несъемных деталей конструкции определяется,
как указано в 31954.
КЛАССИФИКАЦИЯ ДЕРЖАТЕЛЕЙ 31940
Все держатели, в зависимости от конструкции, делятся на пикирующие 31941
держатели и непикирующие держатели. К пикирующим держателям относятся
держатели, конструкция которых позволяет производить бомбометание с пики-
рования.
Торпедо держатели относятся к пикирующим держателям.
ОСНОВНЫЕ СЛУЧАИ РАСЧЕТА И ИСПЫТАНИЙ ДЛЯ ДЕРЖАТЕЛЕЙ 31950
Все держатели должны рассчитываться на прочность по четырем расчетным 31951
случаям нагружения, определяемым четырьмя постоянными для всех держателей
направлениями действующей нагрузки:
Первый расчетный случай — сила лежит в плоскости симметрии
самолета и направлена вниз — назад под углом 70° к продольной оси самолета.
Второй расчетный случай —сила лежит в плоскости симметрии
самолета и направлена вниз—вперед под углом 60° к продольной оси самолета.
Третий расчетный случай — сила лежит в плоскости симметрии
самолета и направлена вверх под углом 90° к продольной оси самолета.
Четвертыйрасчетный случай — сила направлена вбок под углом 90°
к плоскости симметрии самолета. В этом случае необходимо рассматривать два
варианта направления силы: вправо и влево.
Точка приложения силы во всех четырех расчетных случаях—центр тяжести 31952
бомбы (спецгруза).
Если спецгруз имеет допуск на положение центра тяжести или изменяемое
положение центра тяжести в зависимости от загрузки (например, кассета мелких
бомб), то в каждом расчетном случае из всех возможных положений центра
тяжести выбирается такое, при котором нагрузки в точках крепления спецгруза
к держателю получают максимальные значения.
Величина коэфициента, безопасности берется различной для различных 31953
расчетных случаев и независящей от классификации держателей:
первый расчетный случай — коэфициент безопасности /1 = 1,5;
второй расчетный случай—коэфициент безопасности /„ = 1,8;
третий расчетный случай — коэфициент безопасности 1,5;
четвертый расчетный случай — коэфициент безопасности /4 = 2,0.
Величина перегрузок для расчета несъемных элементов конструкции дер-
жателей, узлов крепления держателей на самолете и для расчета съемных
конструкций, спроектированных специально для данного самолета, определяется
перегрузками того конкретного
(табл. 31954).
Таблица 31954
Расчет- ные случаи Расчетные случаи самолета, по которым определяется величина эксплоатационной перегрузки
1-й А
2-й £+ G
3-й D
4-й л® = 1,25 4 ’
самолета, на котором держатель установлен
Направление нагрузок принимается соответ-
ственно расчетным случаям для держателей
(см. 31951).
Расчеты на прочность нужно производить
для случаев подвески всех тех спецгрузов, для
которых держатель предназначен, независимо
от веса спецгрузов, имея в виду, что нагрузки
на держатель в точках опоры бомбы зависят
не только от предельного веса спецгруза, но
и от конфигурации спецгруза и положения его
центра тяжести.
31954
31955
5
31955—31961 Рекомендации по прочности установок бомбардировочного вооружения
Все массовые детали держателей, в первую очередь замки, должны рассчиты-
ваться на прочность при наиболее невыгодном их расположении (из всех возможных
вариантов расположения) относительно других деталей, образующих держатель
на самолете. Например, при расчете массового замка для балочных держателей
расстояние между ухватами надо принимать минимальным и нагрузки на замок
определять именно в этом варианте установки.
ПРИМЕЧАНИЕ. При расчете и статических испытаниях изолированных замков ни в
коем случае не следует упускать того положения, что указанные в рекомендациях величины
и направления нагрузок заданы не для крюка замка, а для центра тяжести бомбы.
Величины н направления нагрузок, действующих на крюк, будут совсем другие и их
можно будет найти расчетом, только зная взаимное расположение замка и других деталей
держателя, с которыми соприкасается подвешенная на держателе бомба.
31960 СПЕЦИАЛЬНЫЕ СЛУЧАИ РАСЧЕТА И ИСПЫТАНИЙ
31961 Для расчета и испытаний пикирующего держателя с подвижной частью в
виде параллелограмма, выносящей бомбу за габариты фюзеляжа, служат три
специальных случая (фиг. 31961).
Первый
специальный расчетный случай
Второй
специальный расчетный случай
Фиг. 31961
Первый специальный расчетный случай. Подвижная часть
находится в исходном положении. Замок, освобождающий подвижную часть,
открыт. Сила приложена к центру тяжести бомбы и направлена вперед параллельно
продольной оси самолета.
Эксплоатационная перегрузка и коэфициент безопасности берутся равными:
/гэ -2; /=2; «р = 4.
Статическое уравновешивание бомбы в этом случае, при расчете подвиж-
ной части держателя, достигается приложением к центру тяжести бомбы
инерционной силы, направленной по касательной к траектории движения центра
тяжести бомбы относительно самолета.
Расчетный случай обеспечивает прочность подвижной части держателя
лишь при условии отсутствия больших люфтов в местах соединения подвижной
части с самолетом и с ушком бомбы. Суммарная величина люфта в направлении
действия расчетной силы не должна превышать 1 мм.
Второй специальный расчетный случай. Подвижная часть нахо-
дится в исходном положении. Замок, освобождающий подвижную часть, открыт,
К бомбе приложен момент, действующий в плоскости, параллельной плоскости
симметрии самолета.
Рекомендации по прочности установок бомбардировочного вооружения 31961—31981
Величина эксплоатационного момента определяется в зависимости от пре-
дельного калибра подвешиваемой на держатель бомбы по нижеследующим
формулам:
держатель под бомбу до 100кг— М3—$.1кгм,
держатель под бомбу до 1 000 кг — кгм,
где J— момент инерции бомбы относительно поперечной оси, проходящей через
ее центр тяжести [кг мсек2].
Коэфициент безопасности берется равным /=1,5.
Третий специальный расчетный случай. Подвижная часть зани-
мает положение, соответствующее моменту отделения бомбы от замка подвижной
части. Сила приложена к крюку замка, находящемуся против центра тяжести
бомбы,, и направлена вбок под углом 90° к плоскости симметрии самолета.
Величина эксплоатационной перегрузки определяется в зависимости от
предельного калибра подвешиваемой на держатель бомбы по формулам:
2
держатель под бомбу до 100 кг— п =^г>
держатель под бомбу до 1 000 кг — п‘ —- 0,2 г,
где г—расстояние от продольной оси самолета, проходящей через его центр
тяжести, до ушка бомбы в момент отделения ее от замка [л/].
Коэфициент безопасности берется равным /= 1,5.
Для торпедодержателей, имеющих хвостовую точку крепления торпеды, 31962
служащую для придания торпеде желательного угла в момент отделения торпеды
от самолета, должен быть рассмотрен’следующий специальный случай расчета:
хвостовая точка крепления торпеды нагружена силой, направленной вниз под
углом 90° к продольной оси торпеды.
Величина эксплоатационной нагрузки принимается равной Рэ =0,5 G.
Коэфициент безопасности /==2.
ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ СЛУЧАИ РАСЧЕТА И ИСПЫТАНИЙ 31970
Все детали держателей и замков, назначение которых связано исключительно 31971
с подъемом бомбы при загрузке самолета, равно как и отдельные детали и узлы,
укрепленные на самолете и служащие для этой же цели, должны быть рас-
считаны на нагрузку, приложенную к центру тяжести бомбы, находящейся
в процессе подъема, и направленную по направлению действия силы тяжести.
Величина эксплоатационной перегрузки берется равной п? =2.
Коэфициент безопасности /=2.
Для держателей и замков, сбрасывание с которых производится пиротех- 31972
ническим способом, расчет всей системы рычагов, находящихся между пиро-
пистолетом и предохранителем замка (предохраняющим подвижные части замка
от открывания), должен быть произведен на случай выстрела из пиропистолета.
Расчетная нагрузка определяется умножением максимальной величины
усилия, полученной для пиропистолетов данного типа, на коэфициент безопас-
ности / = 2,5. На эту же нагрузку должно быть рассчитано крепление пиро-
пистолета к замку.
СЛУЧАИ РАСЧЕТА И ИСПЫТАНИЙ ДЛЯ СБРАСЫВАТЕЛЕЙ И ПРОВОДКИ 31980
Рукоятка механического сбрасывателя, ось рукоятки, упор, ограничивающий 31981
движение рукоятки, корпус сбрасывателя и узлы крепления сбрасывателя к
самолету должны рассчитываться на два направления внешней нагрузки, прило-
женной к рукоятке сбрасывателя.
Первый случай. Сила лежит в плоскости движения рукоятки сбрасы-
вателя и направлена под углом в 90° к ее оси.
Точка приложения силы определяется положением среднего пальца руки
при захвате верхней части рукоятки. Величина расчетной разрушающей нагрузки
берется равной Р\ — 200 кг.
7
31981—31991
Рекомендации по прочности установок бомбардировочного вооружения
31982
31990
31991
Второй случай. Сила направлена вбок под углом 90° к плоскости
движения рукоятки сбрасывателя. Величина расчетной разрушающей нагрузки
берется равной Р? = 50 кг.
Минимальные условия прочности, которым должны удовлетворять проводка
и внутренние механизмы сбрасывателя, соединенные с проводкой, определяются
из следующих условий: проводка в местах ее крепления к замкам нагружается
расчетной разрушающей нагрузкой
ЮР?/,
где Р\ — усилие открывания данного замка, определенное прй температуре —60° Ц
при нагружении крюка замка весом бомбы G.
Коэфициент безопасности берется равным /= 2.
Усилия в месте присоединения проводки к сбрасывателю определяются
с учетом потерь в проводке.
Тросо*вая проводка при наличии регулировки натяжения троса дополнительно
проверяется на усилие затяжки троса.
ДОПУСТИМЫЕ ОСТАТОЧНЫЕ ДЕФОРМАЦИИ
Все конструкции установок бомбардировочного вооружения должны
удовлетворять следующему требованию: при нагружении конструкции нагрузкой,
равной 67% расчетной разрушающей, остаточные деформации в отдельных
элементах не должны превышать 0,2% начальной длины элемента в ненагружен-
ном состоянии. При расчете на прочность при указанной нагрузке ни один
элемент конструкции не должен переходить установленной' „границы 0,2“.
ПРИМЕЧАНИЕ. Настоящее ограничение не относится к кинематическим деталям
держателей небольших размеров.
СОДЕРЖАНИЕ
Стр. №
Общие положения.................................................... — 31910
О случаях расчета и испытаний....................................... 4 31920
О расчетных перегрузках и коэфициентах безопасности..................— 31930
Классификация держателей............................................ 5 31940
Основные случаи расчета и испытаний для держателей.......• . . . . — 31950
Специальные случаи расчета и испытаний.............................. 6 31960
Дополнительные случаи расчета и испытаний . ........................ 1 31970
Случаи расчета и испытаний для сбрасывателей и проводки............. — 31980
Допустимые остаточные деформации.................................... 8 31990
Для служебного пользования
Экз. No “
РУКОВОДСТВО
ДЛЯ
НОНСТРУНТОРОВ
Том I
РЕКОМЕНДАЦИИ
ПО ПРОЧНОСТИ УСТАНОВОК
СТРЕЛКОВОГО ВООРУЖЕНИЯ
САМОЛЕТОВ
--- 31800 -
ИЗДАНИЕ 2
ИЗДАТЕЛЬСТВО
БЮРО НОВОЙ ТЕХНИКИ НКАП при ЦАГИ
19 4 2
Составили:
Н. А. КУЗНЕЦОВ, инженер
В. Е. Г>УДНЕВ, кандидат технических наук
М. А. МИРОНОВ, инженер
Редактор
П. Я. ЗАЛЕССКИЙ, бриг, инженер
Редактор Руководства для конструкторов
А. А. ГОРЯЙНОВ, кандидат технических наук
' ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ 31810
Рекомендациями задаются расчетные случаи на силу отдачи для уста- 31811
новок стрелкового вооружения самолетов и величину силы отдачи.
Рекомендациями обеспечивается прочность установок и их креплений
в любых условиях стрельбы (маневр, болтанка), из любого оружия данного
образца, при любых условиях эксплоатации оружия (разные диаметры газового
отверстия, разная нагрузка на приемник, стрельба малыми и большими очере-
дями и пр.).
Жесткость установок и их креплений рекомендациями не регламентируется,
поэтому вопросы рассеивания при стрельбе с установок и вопросы тряски
и разбалтывания установок необходимо решать индивидуально для каждой
конкретной установки и независимо от рекомендаций.
На данную силу рассчитываются на прочность только силовые части 31812
установок и местные элементы конструкции самолета.
Силовыми частями установок называются следующие детали: шкворень,
дуга, клык, турельные кольца, рама и т. п.
Совокупность силовых частей установки далее в тексте определяется термином „лафет*.
Местными элементами конструкции самолета называются элементы, при-
мыкающие непосредственно к узлам крепления лафета на самолете.
Совокупность лафета и местных элементов конструкции самолёта далее в тексте опреде-
ляется термином „упругая система*.
При расчете силы отдачи основная часть самолета (крыло, фюзеляж), 31813
на которой укреплена установка, считается за абсолютно жесткое неподвижное
основание.
При расчете силы отдачи учитываются только деформации лафета 31814
и деформация местных элементов конструкции самолета, причем как лафет,
так и местные элементы принимаются за идеальную (невесомую) упругую
связь.
Деформация местных элементов учитывается лишь в том случае, если
жесткость их См, по расчетным направлениям для лафета, не более чем
в 8 раз превышает жесткость лафета Сл. Элементы, жесткость которых пре-
вышает 8 Сл, относятся к абсолютно жесткому основанию.
о
Указанное отношение =8 служит критерием при отделении местных элементов кон-
сл
струкции самолета от основной силовой конструкции самолета.
О СЛУЧАЯХ РАСЧЕТА И О СИЛЕ ОТДАЧИ 31820
Для расчета лафета и местных элементов конструкции самолета на силу 31821
отдачи задаются различные варианты нагружения оружия, укрепленного на
лафете, именуемые ,,случаями расчета*'.
Каждый случай характеризуется величиной действующей силы, коэфи-
циентом безопасности и направлением действия силы.
3
31822—31826 Рекомендации по прочности установок стрелкового вооружения
31822 В рекомендациях задается максимальная возможная в эксплоатации сила
отдачи оружия К.
В зависимости от конструкции оружия и установки силы отдачи задаются:
или в функции частоты собственных колебаний р оружия на упругой
системе;
или в функции жесткости Сб* пружинного буфера и величины пред-
варительного поджатия его «б ;
или в виде постоянного значения — числом.
Графики значений силы отдачи для разных образцов оружия приведены
в 31840, 31850 и 31860.
31823 Собственная частота колебаний оружия определяется по формуле:
= / 1000 С 1
И М .сек ’
где С—жесткость упругой системы — приведенная жесткость лафета и местных
элементов конструкции самолета (та нагрузка, которую необходимо
приложить к узлам крепления оружия для того, чтобы вызвать пере-
мещение этих узлов на единицу длины в данном направлении) [кг/мм],
М— масса, скрепленная с упругой системой и участвующая в движении
при откате и накате вместе с оружием [кг сек2/м]:
М = т1 -j- т.2 -j- m8,
т1 — масса оружия (указывается на графиках силы отдачи для каждого
образца оружия),
т2 — масса патронов, находящихся в приемнике или магазине,
т$ — масса жестких элементов конструкции установки, непосредственно
связанных с оружием (приемники, блоки питания, хомуты и пр.).
ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Если оружие имеет магазинное питание и масса т2 велика, то
необходимо учитывать крайние значения массы М и вычислять соответственно два зна-
чения р. После определения силы отдачи по графику, для соответствующих значений р
расчет ведется на ббльшую величину силы.
2. Рекомендациями считается упругая система невесомой и не учитывается ее масса,
которая частично принимает участие в движении. Это ведет к незначительному завышению
значения силы отдачи. Если в каждом отдельном случае может быть определен коэфициент
приведения Р массы упругой системы к узлам крепления оружия, то масса М может быть
определена по уточненной формуле:
М = ту -f- т2 -Г -j-
где т — масса упругой системы.
31824 Расчетная разрушающая нагрузка определяется умножением значения
силы отдачи К на коэфициент безопасности /:
№ = fK.
Расчетные направления действия силы /<₽ и величина коэфициента безопас-
ности f задаются различными в зависимости от типа установки.
31825 Точкой приложения силы № во всех расчетных случаях считается точка
пересечения оси канала ствола с плоскостью, перпендикулярной оси и прохо-
дящей через узлы силового крепления оружия к лафету.
. 31826 При расчете на силу № напряжения в конструкции установок не должны
превосходить разрушающих.
4
Рекомендации по прочности установок стрелкового вооружения 31830—31841
КЛАССИФИКАЦИЯ УСТАНОВОК 31830
Установки стрелкового вооружения’ на самолетах разделяются на три 31831
класса:
класс БП — установки, имеющие буфер и пружины,
класс ББ — установки без буфера,
класс БА — батареи—многопушечные (многопулеметные) установки,
имеющие общее упругое основание.
Установки класса ББ разделяются на две группы: 31832
Класс ББ, группа 1 — установки под оружие, для которого сила
отдачи не зависит от собственной частоты колебаний упругой системы р.
К этой группе относятся также установки под оружие, график силы
отдачи для которого в функции частоты р состоит из двух участков,
с постоянным значением силы на каждом участке.
Примером такого оружия может служить пулемет ШКАС.
Класс ББ, группа 2— установки под оружие, для которого сила
отдачи К изменяется в зависимости от собственной частоты колебаний
упругой системы.
Примером оружия, установки под которое относятся к группе 2, может служить
пулемет Березина.
УСТАНОВКИ КЛАССА БП 31840
Сила отдачи и максимальный откат оружия определяются в зависимости 31841
от жесткости буфера С6 и предварительного поджатия его а по графикам
фиг. 31841.
Графики для определения силы отдачи установок класса БП даны для случая крепления
пружинного буфера на абсолютно жестком основании. В действительнссти буфер укрепляется на
лафете и вследствие деформации упругой системы (лафет и местные элементы), обладающей
жесткостью С в направлении оси буфера, уменьшается величина силы отдачи. Уменьшение это
для буферов, имеющих предварительное поджатие, незначительно. Если желательно учесть это
уменьшение силы отдачи, то необходимо вычислить приведенную жесткость буфера и упругой
системы:
г СС*
Спр-^' С + С6 ’
н силу отдачи определять уже по приведенной жесткости. При этом можно пользоваться графи-
ками фиг. 31841, считая, что на них указана не жесткость Сб , а жесткость Спр. Выбранная по
графику величина предварительного поджатия а будет уже некоторой фиктивной величиной,
а действительная величина поджатия, которую необходимо дать пружинному буферу, определится
по формуле:
Gip
dp - d •
с сб
ПРИМЕЧАНИЕ. Графики отката и силы отдачи на фиг. 31841 построены для случая,
когда откат и выкат оружия не ограничены жесткими упорами. При этом, из условия исклю-
чения возрастания силы отдачи при стрельбе очередями, требуется давать буферным пру-
жинам большие предварительные поджатия, те, что указаны на графиках.
На практике выкат оружия обычно ограничен величиной 2—3,5 мм, после чего
происходит жесткий удар в ограничитель. Эти удары, сами по себе незначительные, исклю-
чают („сбивают1') нарастание силы отдачи при стрельбе очередями и позволяют предвари-
тельные поджатия брать меньшие, чем те, что указаны на графиках, а именно: в пределах
2,5—4,0 мм при жесткостях пружин 80—120 кг)мм.
Для получения соответствующих откатов и силы отдачи можно экстраполировать
кривые на графиках в сторону меньших значений а и х.
5
31841
Рекомендации по прочности установок стрелкового вооружения
График "зависимости максимального отката пулемета Березина (необлегченного)
калибра^12,7 мм от предварительного поджатия и^жесткости буфера. Л1=^2,7 кг сек'2/м
График зависимости максимальной силы отдачи пулемета Березина (необлегченного)
График зависимости максимальной силы отдачи пушки ШВАК Гнеоблогченной)
калибра 20 мм от "предварительного поджатия и жесткости буфера. М = 4,3 кг сек*1 м
Фиг. 31841
По граф икай,
можно определять
максимальные от-
каты н силы отдачи
оружия, установ-
ленного на пружин-
ном буфере, как в
случае пренебре-
жения деформа-
цией лафета, так
и при учете этой
деформации.
Вертикальные
пунктирные линии,
ограничивающие
кривые для каждой
жесткости, уста-
навливают диапа-
зон предваритель-
ных поджатий бу-
фера, прн которых
величина макси-
мального отката,
а следовательно, и
значение макси-
мальной силы от-
дачи при стрельбе
очередью не будет
превосходить соот-
ветствующих вели-
чин отката и силы
отдачи прн одиноч-
ном выстреле.
Прн проектиро-
вании установок с
буфером под пуле-
мет Березина и пуш-
ку ШВАК необхо-
димо задаться си-
лой отдачи К и от-
катом оружия хтах
н, пользуясь гра-
фиками, опреде-
лить жесткость
пружинного буфе-
ра Сб и его пред-
варительное под-
жатие а, отвечаю-
щие данным К н
’"max'
Полученные зна-
чения С6 и а яв-
ляются исходными
данными для проек-
тирования пружин
для буфера.
6
Рекомендации по прочности установок стрелкового вооружения
31842—31851
Коэфициент безопасности во всех расчетных случаях берется 31842
/=1,8.
Во всех расчетных случаях линией действия силы отдачи считается ось 31843
канала ствола, причем рассматривается действие силы Л? как назад, в сторону
установки, так и вперед.
Если ось канала ствола может занимать несколько положений относительно 31844
установки, то расчетные направления для каждой установки определяются инди-
видуально. Направления выбираются такие, при которых в каждой данной рас-
считываемой детали получаются наибольшие напряжения.
Если буфер имеет ограничители отката и наката, расположенные таким 31845
образом, что максимальный откат (выкат) оружия л0, допускаемый ограничите-
лем, меньше максимального отката оружия хмг|Х, определенного по графикам
отката, то силу отдачи для такой установки следует определять по формуле:
где С—жесткость упругой системы (лафет и местные элементы) в направлении
оси буфера,
лтах — максимальный откат оружия, определяемый по графикам фиг. 31841.
Жесткость Сб и поджатие а пружинного буфера для таких установок не-
обходимо брать в тех же пределах, что и для обычных установок.
Расчетные'направления действия силы отдачи для этих установок остаются
без изменения.
УСТАНОВКИ КЛАССА ББ ГРУППЫ 1
31850
Сила отдачи задается либо постоянным числом, либо графиком, аналогии- 31851
ным изображенному на фиг. 31851.
График получен экспериментальным путем при наиболее невыгодных условиях стрельбы
(стрельба большими очередями, диаметр газового отверстия 3 мм, нагрузка на приемник мини-
мальная).
При проектировании установки под ШКАС следует лишь приближенно оценить
жесткость упругой системы с тем, чтобы определить, какая сила отдачи будет действовать
на установку: К = 1 000 кг или К = 1 300 кг.
После этого, умножив полученное значение силы на коэфициент безопасности f= 1,5, можно
производить расчет установки на прочность.
Фиг. 31851. График зависимости максимальной силы отдачи пулемета ШКАС калибра 7,62 мм от
' частоты собственных колебаний и жесткости упругой системы
7
31852-31863
Рекомендации по прочности установок стрелкового вооружения
31852 Коэфициент безопасности во всех расчетных случаях берется
/=1Д
31853 Во всех расчетных случаях линией действия силы отдачи считается ось
канала ствола, причем рассматривается действие силы /<р как назад, в сторону
установки, так и вперед.
31854 Если ось канала ствола может занимать несколько положений относительно
установки, то расчетные направления для каждой установки определяются
индивидуально. Направления выбираются такие, при которых в каждой данной
рассчитываемой детали получаются наибольшие напряжения.
31860 УСТАНОВКИ КЛАССА ББ ГРУППЫ 2
Так как для установок этого класса сила отдачи и расчетные направления зависят от упру-
гих свойств самой установки, то сила отдачи и расчетные направления (главные оси деформации)
могут быть определены только, после того, как будет спроектирован, в первом приближении,
лафет установки. Таким образом, для установок этого типа расчет на прочность может быть
только поверочным, причем при всяком усилении элементов установки потребуется заново опре-
делять главные оси деформации и силу отдачи по этим главным осям.
График для пулемета Березина получен экспериментальным путем.
Фиг. 31861. График зависимости максимальной силы отдачи пулемета Березина (необлегченного)
калибра 12,7 мм от частоты собственных колебаний и жесткости упругой системы
31862 Коэфициент безопасности во всех расчетных случая'х берется
/=1,5.
31863 Во всех расчетных случаях, независимо от направления оси канала ствола
оружия, рассматривается действие силы отдачи по направлению главных осей
деформации упругой системы, причем по каждой из главных осей рассматри-
вается как действие силы № назад, в сторону установки, так и вперед.
8
31871
31864
Рекомендации по прочности установок стрелкового вооружения 31864-
Если установка имеет неизменяемую конфигурацию упругой системы
(установки с неподвижными узлами крепления оружия относительно самолета- -
шкворневые установки и неподвижные установки), то для определения силы
отдачи К необходимо:
приблизительно определить плоскость симметрии упругой системы и
определить направления главных осей деформации-упругой системы в плос-
кости симметрии;
определить жесткости Сг и С2 упругой системы в направлении глав-
ных осей деформации;
определить собственные частоты рх и р2 колебаний оружия по направ-
лению главных осей деформации:
по графику силы отдачи данного образца оружия найти
силу Кх, соответствующую значению рх, и силу соответствующую
значению р2.
Величина расчетной разрушающей нагрузки определяется по формуле:
=/?<! cos cfj — по направлению одной главной оси деформации,
Кр —fK2 cos <р2 — по направлению другой главной оси деформации.
Здесь угол да есть угол между главной осью деформации и осью канала
Ствола оружия (в случае подвижно закрепленного оружия берется наименьший
возможный угол; в частном случае ф = 0).
Если установка данного класса имеет изменяемую конфигурацию упругой
системы (турельные установки различных типов, башенные установки и пр.),
то определение силы отдачи и расчеты на прочность нужно производить для
таких двух конфигураций упругой системы:
когда величина жесткости системы по направлению главных осей (или
одной из осей) минимальная
и когда величина жесткости системы по направлению главных осей
(или одной из осей) максимальная.
Величина расчетной разрушающей нагрузки определяется, как указано
в 31864.
Таким образом, общее число’расчетных случаев для таких установок равно
четырем.
УСТАНОВКИ КЛАССА БА
Расчетным случаем является случай одновременного приложения силы
Кр = fK ко всем пушкам (пулеметам), образующим батарею.
Для батарей, имеющих индивидуальные буферы под каждую пушку (пуле-
мет), и батарей, имеющих общий лафет, на котором оружие жестко закреплено,
а сам лафет закреплен на пружинном буфере, сила К определяется по тем же
графикам, что и для индивидуально закрепленного оружия класса БП (см. 31840).
Жесткость буфера лафета определяется по формуле
Сб. л — Сб nt
где Сб — жесткость буфера для индивидуально закрепленного оружия;
п—число пушек (пулеметов), установленных на лафете.
Жесткость пружин буфера лафета определяется по формуле
С __ л
п I >
где i — число пружин буфера лафета.
31865
31870
31871
9
31871—31882 Рекомендации, по прочности, установок стрелкового вооружения
Если батареи без буфера проектируются под оружие, для которого сила
отдачи задается графиком в функции частоты собственных колебаний упругой
системы, то для определения силы отдачи К необходимо:
определить собственную частоту основного тона колебания лафета
в направлении оси канала оружия;
по графику силы отдачи данного образца оружия K.=f{p') найти силу,
соответствующую частоте основного тона колебания р.
При определении собственной частоты основного тона колебания лафета
лафет принимается за невесомую упругую систему, нагруженную сосредоточен-
ными массами в точках крепления оружия к лафету.
Величина сосредоточенной массы определяется так же, как и для установок
под одно оружие (см. 31820).
/
31872 Коэфициент безопасности во всех расчетных случаях берется
31880 РАСЧЕТНЫЕ СЛУЧАИ ДЛЯ МЕСТНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ
САМОЛЕТОВ
31881 При определении прочности местных элементов конструкции самолета
необходимо суммировать напряжения, получаемые от силы отдачи, с напряже-
ниями от наибольших для данного элемента нагрузок полетных случаев норм
прочности самолетов (за исключением посадочных случаев).
31882 При определении напряжений в местных элементах от действия силы
отдачи коэфициент безопасности для всех классов установок принимается/ = 1,5.
Ответственный редактор А. А. Горяйнов . •
. Объем 11/4 печ. л., 44 000 зн. в печ. л., уч.-авт. л. 1,37. Подписано к печати 26/XI 1942 г.
' ЛИ7007 Тип. изд-ва БИТ НКАП при ЦАГИ Зак. № 72