КПЛА_нов

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ
ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ
МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ
ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ
ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ
Кафедра аэродинамики, конструкции и прочности
летательных аппаратов
Андрюхин В.А., Ефимов В.В., Бехтина Н.Б.
КОНСТРУКЦИЯ И ПРОЧНОСТЬ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Рекомендовано УМО вузов РФ
по образованию в области
эксплуатации
авиационной и
космической техники в качестве
учебного пособия
Москва-2003
2
ББК 052-021
А 65
Печатается по решению редакционно-издательского совета
Московского государственного технического университета ГА
Рецензенты: д-р техн. наук, проф. В.Г. Ципенко;
д-р техн. наук, проф. В.Т. Калугин
Андрюхин В.А., Ефимов В.В., Бехтина Н.Б.
А65
Конструкция и прочность летательных аппаратов.: Учебное
пособие. – М.: МГТУ ГА, 2003. – 68 с.
ISBN 5-86311-397-9
Учебное пособие содержит материал по курсу «Конструкция
и прочность ЛА». В пособии представлены конструкции
отдельных элементов самолета и их прочностные расчеты.
Данное учебное пособие издается в соответствии с учебным
планом для студентов специальности 131000 всех форм
обучения.
Рассмотрено и одобрено на заседаниях кафедры 16.09.03 г. и
методического совета 11.11.03 г.
А
ББК 052-021
Св. план 2003 г.
поз.21
3206030000 - 021
Ц33(03)-03
АНДРЮХИН Владимир Александрович
ЕФИМОВ Вадим Викторович
БЕХТИНА Наталья Борисовна
КОНСТРУКЦИЯ И ПРОЧНОСТЬ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Учебное пособие
Редактор Е.А. Колотушкина
Подписано в печать 15.10.2003г.
Печать офсетная
Формат 60х84/16
3,95 усл.печ.л.
Заказ №1073/
Московский государственный технический университет ГА
125993 Москва, Кронштадтский бульвар, д.20
Редакционно-издательский отдел
125493 Москва, ул. Пулковская, д.6а
4,25 уч.-изд. л.
Тираж 300 экз.
ISBN 5-86311-397-9
© Московский государственный
технический университет ГА, 2003
3
Содержание
Введение ............................................................................................................... 4
1. Понятие о перегрузке ...................................................................................... 4
2. Нормы лётной годности самолётов ............................................................... 7
2.1 Общие сведения .................................................................................. 7
2.2 Общие положения ............................................................................... 9
2.3 Полетные нагрузки ........................................................................... 11
2.4 Расчетные условия при выполнении маневров и при полете в
неспокойном воздухе ........................................................................................ 11
3. Крыло .............................................................................................................. 19
3.1 Назначение крыла и важнейшие технические требования к нему
............................................................................................................. 19
3.2 Нагрузки, действующие на крыло ................................................... 20
3.3 Конструкция крыла и работа его отдельных силовых элементов 25
3.4 Определение нормальных и касательных напряжений ................ 29
3.4.1 Определение нормальных напряжений ............................ 29
3.4.2 Определение касательных напряжений ........................... 34
4. Фюзеляж ......................................................................................................... 38
4.1 Назначение фюзеляжа и основные требования, предъявляемые
к нему ............................................................................................................. 38
4.2 Нагрузка фюзеляжа и усиления в его сечениях ............................. 39
4.3 Силовые элементы и конструктивные схемы фюзеляжей ........... 40
4.4 Расчет фюзеляжа на прочность ....................................................... 42
5. Требования норм летной годности к нагрузкам на управляемые
поверхности и систему управления................................................................. 45
6. Элероны .......................................................................................................... 50
6.1 Компоновка и основные параметры элерона ................................. 50
6.2 Нагрузки на элерон и расчет его на прочность .............................. 51
6.3 Конструкция и работа элерона ........................................................ 53
7. Оперение самолета ........................................................................................ 54
7.1 Аэродинамическая и внутренняя компоновки оперения .............. 54
7.2 Нагрузки, действующие на оперение.............................................. 56
7.3 Конструкция и работа оперения самолета ..................................... 58
8. Механизация крыла....................................................................................... 62
8.1 Конструкция двухщелевого выдвижного закрылка ...................... 63
8.2 Силы, действующие на закрылок .................................................... 64
8.3 Силовой расчет закрылка ................................................................. 65
8.4 Назначение и устройство интерцептора, предкрылка, щитка ...... 67
4
Введение
Настоящее пособие по дисциплине “Конструкция и прочность летательных аппаратов” предназначено для студентов всех форм обучения. В
его основу положена учебная программа по специальности 130300, имеющая целью подготовку инженера-механика широкого профиля, обладающего правильным методологическим подходом к оценке конструкции и прочности летательных аппаратов (ЛА).
К современным ЛА предъявляются весьма разнообразные и зачастую
противоречивые требования. Одним из основных является требование
наименьшего веса ЛА и достаточной его прочности, поскольку повышение
прочности обычно связано с утяжелением конструкции, а облегчение конструкции - с понижением прочности.
Под прочностью ЛА принято понимать способность его конструкции
воспринимать, не разрушаясь, определенные внешние нагрузки. Для правильной оценки работоспособности конструкции ЛА необходимо в комплексе рассматривать назначение конструкции, действующие на нее внешние нагрузки, устройство конструкции и, наконец, ее прочность и жесткость. Знание всех этих сторон работы авиационных конструкций необходимо инженеру-механику для понимания и грамотного решения вопросов
конструкции и прочности самолетов и вертолетов, которые могут встретиться в его практической деятельности при эксплуатации ЛА гражданской
авиации.
В связи с ограниченным объемом пособие содержит лишь основные
положения разделов курса “Конструкция и прочность летательных аппаратов”, которые могут составить основу знаний по настоящему предмету. Поэтому в процессе изучения курса желательно использование литературы,
сведения о которой приведены в конце пособия.
1. Понятие о перегрузке
В полете на самолет действуют следующие силы (рис. 1): тяга двигателя P, аэродинамические — подъемная сила Y и лобовое сопротивление X,
сила тяжести G. Эти силы показаны для самолета, рассматриваемого в виде
материальной точки. Некоторые из них иногда могут отсутствовать: например, сила тяги при неработающем двигателе, аэродинамические силы при
полете вне атмосферы.
В общем случае силы, действующие на самолет, не находятся в равновесии. Однако, если к движущемуся с ускорением телу приложить силы
инерции mjτ и mjn, где т — масса, а jτ и jn — тангенциальное и нормальное
ускорения соответственно, то согласно принципу Даламбера можно считать,
что такое тело находится в равновесии.
5
Рис. 1
Рис. 2
Удобно все силы, действующие на самолет, объединить в две группы
— поверхностные и массовые; к поверхностным силам отнести аэродинамические силы и силу тяги, а к массовым — силы тяжести и инерционные.
Заменим поверхностные силы Р, Y и X их равнодействующей Rп, а
массовые силы G, mjτ, mjn их равнодействующей Rм (рис. 2). Из условия
равновесия сил, действующих на самолет, следует, что равнодействующая
поверхностных сил равна равнодействующей массовых сил:
Rп   Rм
Силы, действующие на отдельные агрегаты самолета, можно разбить
на те же группы. При этом для агрегата, расположенного внутри самолета,
поверхностными силами будут силы реакций, возникающие в узлах крепления его к конструкции. Как и для всего самолета, для любого агрегата (рис.
2) можно записать:
R П i   Rм i
где RПi, RМi — равнодействующая соответственно поверхностных и
массовых сил i-го агрегата.
Коэффициентом перегрузки, или просто перегрузкой, называют отношение равнодействующей поверхностных сил к силе тяжести самолета:
R
n П
G
Она может быть выражена также через массовые силы:
R
n М
G
Перегрузка показывает, во сколько раз равнодействующая поверхностных (массовых) сил больше или меньше силы тяжести самолета.
Перегрузка — величина векторная. Ее направление совпадает с
направлением равнодействующей поверхностных сил. На практике обычно
пользуются не полной перегрузкой п, а ее проекциями на оси скоростной
(ха, уа, zа) или связанной (x, у, z) системы координат. Перегрузкой в данном
6
направлении называют отношение проекции равнодействующей поверхностных сил на это направление к силе тяжести самолета. При этом
поперечная (нормальная) перегрузка n y  R y G ;
продольная (тангенциальная) перегрузка n x  Rx G ;
боковая перегрузка n z  Rz G .
Здесь Rх, Rу и Rz — проекции равнодействующей поверхностных сил
на координатные оси х, у и z соответственно.
Полная перегрузка п связана с ее составляющими соотношением
n  n x2  n 2y  n z2
.
Зная перегрузку и вес, можно определить силы, действующие на самолет и отдельные агрегаты его. Например, если пренебречь составляющей
силы тяги на ось у, то подъемная сила
Y = пyG.
Массовая сила от веса груза или агрегата, например, от веса двигателя
Gдв,
Pдв = – nyGдв.
Знак «минус» здесь указывает на то, что сила Рдв, направлена в сторону, противоположную действующей перегрузке.
Выше речь шла о перегрузках в центре тяжести самолета. Если вращение самолета относительно центра тяжести отсутствует и он рассматривается как жесткое тело, то все его части испытывают одинаковые ускорения и одинаковые перегрузки, равные перегрузкам ny0 и nx0 в центре тяжести.
При вращении самолета с угловой скоростью ω и ускорением ε линейные ускорения в различных его точках будут неодинаковыми. В точке i
самолета (рис. 3), расположенной на расстоянии х от центра масс (ц.м.), добавятся ускорения относительного движения — нормальное ∆jn = – ω2х и
тангенциальное ∆jτ = εx. Этим ускорениям соответствуют перегрузки
∆пх = ∆jn /g = - ω2х/g;
и
∆пу = ∆jτ /g = εх/g.
Суммарные перегрузки массы i при этом:
пxi = nx0 +∆пх = nx0 — ω2х/g;
пyi = ny0 +∆пy = ny0 + εх/g.
7
Рис. 3
В общем случае составляющие перегрузки массы i, расположенной на
оси самолета на удалении х от центра тяжести,
пхi = nx0 – (ωу2+ ωz2) x/g;
пyi = ny0 + εzх/g;
пzi = nz0 + εyх/g,
где ωу, ωz – угловые скорости относительно осей у и z соответственно,
1/с;
εy = My/Jy, εz = Mz/Jz – угловые ускорения относительно тех же осей,
1/с ;
2
My Mz, Jy Jz – моменты поверхностных сил и массовые моменты инерции самолета относительно осей у и z соответственно.
По длине самолета перегрузки изменяются линейно (рис. 3).
2. Нормы лётной годности самолётов
2.1 Общие сведения
Первое издание «Норм летной годности гражданских самолетов
СССР» (НЛГС) было введено в действие в 1967 г. В дальнейшем, после внесения в них пяти изменений, НЛГС стали именоваться НЛГС-1 (1972 г.).
Второе издание «Норм летной годности гражданских самолетов СССР»
(НЛГС-2) было введено в действие в 1974 г. НЛГС-2 в период 1975 – 1980
8
гг. были полностью внедрены в практику работы промышленности, гражданской авиации и Авиационного регистра и сыграли важную роль в создании, сертификации и эксплуатации нового поколения отечественных пассажирских самолетов, повышении уровня их безопасности, а также в накоплении отечественного опыта применения на практике требований к летной
годности. По результатам этой работы с учетом новых требований ИКАО,
опыта совершенствования зарубежных и национальных НЛГ, развития
авиационной науки и техники было подготовлено и введено в действие третье издание «Норм летной годности гражданских самолетов СССР» (НЛГС3, 1984 г.), которые в 1985 г. были приняты странами-членами СЭВ в качестве «Единых норм летной годности гражданских транспортных самолетов»
(ЕНЛГ-С).
Сравнительный анализ НЛГС-3, FAR и JAR показал, что устанавливаемые ими уровни безопасности практически эквивалентны. По отдельным
требованиям имеются отличия между указанными НЛГ, содержащими менее или более жесткие требования к некоторым характеристикам. Однако
наиболее существенным является отличие НЛГС-3 от FAR и JAR по структуре расположения требований и их нумерации, что затрудняет понимание
отечественных НЛГС за рубежом.
С 1990 г. была начата работа по сближению отечественных НЛГ с
Нормами США и Западной Европы по структуре и содержанию требований
с учетом обеспечения конкурентоспособности отечественных воздушных
судов.
Настоящие «Нормы летной годности самолетов транспортной категории» являются Частью 25 Авиационных Правил (АП-25), учитывают требования отечественных Норм летной годности гражданских самолетов
(НЛГС-3), построены по структуре, принятой в FAR-25, и включают в себя
Поправки к ним с 1 по 73.
Нумерация частей АП аналогична нумерации соответствующих частей FAR.
При полном совпадении текстов требований АП-25 и FAR-25 нумерация идентична нумерации FAR-25 без введения дополнительных обозначений.
Для удобства пользователей наличие в отдельных параграфах отличий
требований АП-25 от требований FAR-25 (исключение, дополнение, введение новых требований и т. п.) обозначается выделением номера и названия
параграфа курсивом. При этом в имеющих такие отличия параграфах введенный дополнительный к требованиям FAR-25 или заменяющий их текст в
виде целых пунктов и подпунктов обозначен прописными буквами латинского алфавита (например: (А), (В), (С), …). Сам этот текст и дополнения,
имеющиеся в отдельных пунктах и подпунктах и состоящие из нескольких
слов, выделены курсивом. Текст, содержащийся во Введении, Разделе А-0,
Приложении П25А-0 и Дополнении Д25F, курсивом не выделяется. Перевод
9
англо-американских единиц измерения в метрические единицы не обозначается как отличие АП-25 от FAR-25.
АП-25 включают в себя ряд дополнений и приложений, содержащих
требования по вопросам эксплуатации самолетов, аналогичные требованиям, содержащимся в FAR-91, FAR-121 и др. По мере разработки соответствующих частей отечественных авиационных правил, эти требования будут исключаться из настоящей Части 25.
2.2 Общие положения
25.301. Нагрузки
(a) Требования к прочности определены через эксплуатационные
нагрузки (максимальные нагрузки, возможные в эксплуатации) и расчетные
нагрузки (эксплуатационные нагрузки, умноженные на предписанные коэффициенты безопасности). Если нет специальных оговорок, то под заданными нормированными нагрузками подразумеваются эксплуатационные
нагрузки.
(b) Если нет специальных оговорок, то нагрузки, возникающие в воздухе, на земле или на воде, должны быть уравновешены инерционными силами всех частей самолета. Распределение этих нагрузок может быть приближенным, взятым с запасом, или должно точно отражать фактические
условия. Методы, применяемые для определения интенсивности и распределения нагрузок, должны быть подтверждены измерениями нагрузок в полете, если не показано, что применяемые методы определения этих нагрузок
надежны (см. МОС 25.301).
(c) Если деформации конструкции под нагрузкой значительно изменяют распределение внешних или внутренних нагрузок, это перераспределение следует принимать во внимание.
25.302. Взаимодействие систем и конструкции
Для самолетов, оборудованных системами, которые непосредственно
или в результате отказа или неисправности влияют на характеристики
прочности, должно быть принято во внимание влияние этих систем и их отказов при доказательстве соответствия с требованиями разделов С и D (см.
МОС 25.302).
25.303. Коэффициент безопасности
За исключением специально оговоренных случаев, коэффициент безопасности принимается равным 1,5. На него умножаются заданные эксплуатационные нагрузки, которые рассматриваются как внешние нагрузки на
конструкцию. Если условия нагружения определены через расчетные
нагрузки, то умножать на коэффициент безопасности не следует, за исключением специально оговоренных случаев.
10
25.305. Прочность и деформация
(a) Конструкция должна выдерживать эксплуатационные нагрузки без
появления опасных остаточных деформаций. При всех нагрузках, вплоть до
эксплуатационных, деформации конструкции не должны влиять на безопасность эксплуатации.
(b) Конструкция должна выдерживать расчетные нагрузки без разрушения в течение не менее трех секунд. Однако, когда прочность конструкции подтверждена динамическими испытаниями, имитирующими реальные
условия нагружения, требование о трех секундах не применяется.
(e) Самолет должен быть спроектирован таким образом, чтобы выдерживать вибрации бафтинг, которые могут возникнуть при всех возможных в эксплуатации условиях на скоростях вплоть до VD/MD, в том числе на
режимах сваливания при возможных непреднамеренных выходах за границы области начала бафтинга. Соответствие этому требованию должно быть
показано с помощью расчетов, летных испытаний или других испытаний,
которые будут признаны необходимыми Компетентным органом.
(f) Самолет должен быть спроектирован таким образом, чтобы выдерживать действующие на конструкцию вибрации, если они являются
следствием таких повреждений, отказов или нарушений функционирования
системы управления самолета, для которых не показана их практическая невероятность. Возникающие при этом нагрузки должны рассматриваться в
качестве эксплуатационных и должны быть исследованы на всех скоростях
полета вплоть до VС/МС.
25.307. Доказательства прочности
(a) Соответствие требованиям прочности и деформации, приведенным
в настоящем разделе, должно быть показано для каждого расчетного случая
нагружения. Подтверждение прочности конструкции одними расчетами допускается лишь в том случае, если данная конструкция соответствует тем
конструкциям, для которых, как показал опыт, применённый метод расчета
является надежным.
В остальных случаях должны проводиться подтверждающие статические испытания. Эти испытания должны проводиться до расчетных
значений нагрузок, если с Компетентным органом не будет согласовано,
что в каждом конкретном случае можно испытаниями до меньших нагрузок получить эквивалентное подтверждение достаточной прочности.
(b) [Зарезервирован].
(c) [Зарезервирован].
(d) Если для подтверждения соответствия требованиям параграфа
25.305 (b) используются статические или динамические испытания конструкции самолета, результаты этих испытаний должны быть откорректированы введением соответствующих коэффициентов, кроме тех случаев, когда испытываемая конструкция или часть ее таковы, что общая прочность
11
конструкции обеспечивается значительным количеством элементов и разрушение одного из них приводит к перераспределению нагрузки на другие
элементы.
2.3 Полетные нагрузки
25.321. Общие положения
(a) Полетная перегрузка представляет собой отношение компонента
аэродинамической силы (действующей перпендикулярно продольной оси
самолета) к весу самолета. За положительную перегрузку принимается перегрузка, при которой аэродинамическая сила направлена вверх по отношению к самолету.
(b) Полетные нагрузки, определенные с учетом сжимаемости воздуха
при всех скоростях, должны быть рассмотрены:
(1) во всем диапазоне расчетных высот полета, выбранных Заявителем;
(2) при всех значениях весов: от расчетного минимального веса
до расчетного максимального веса, соответствующих каждому отдельному
полетному случаю нагружения;
(3) при всех требуемых сочетаниях высоты и веса при любом
практически возможном распределении нагрузки в пределах эксплуатационных ограничений, предписанных в РЛЭ.
2.4 Расчетные условия при выполнении маневров
и при полете в неспокойном воздухе
25.331. Общие положения
(с) Условия неустановившегося маневра. Должны быть рассмотрены
следующие случаи при наличии угловых ускорений:
(2) Контролируемый маневр между скоростями VA и VD. Должно
быть рассмотрено выполнение контролируемого маневра при отклонении
поверхностей управления тангажом, в ходе которого не будет превышена
предельная маневренная перегрузка.
Самолет первоначально находится в полете в уравновешенном состоянии с перегрузкой п1 = 1 при любой скорости в диапазоне от VА и VD..
Необходимо исследовать контролируемые продольные маневры до значений перегрузки (пII и пIII), при этом перегрузки достигают максимальной величины в переходном режиме.
пII = пэmax(a) ; пIII = 1–∆пmax, но |пIII |< пэmin(a)
Здесь ∆пmax = пэmax(a) – 1; пэmin(a) и пэmax(a) [см 25.337(а)].
Принимается, что маневры выполняются следующим образом:
штурвал (ручка) отклоняется в одном направлении, затем в другом до положения, значительно далее исходного положения, прежде чем возвра-
12
титься к нему. В качестве приближенной может быть принята следующая математическая зависимость:
δ= δМ sin(ωt),
где δ - угол отклонения штурвала (ручки); ω— круговая частота незатухающих собственных короткопериодических колебаний самолета как
жесткого тела, но не менее чем 2π/Т. Здесь Т = 4 - VА/V, где VA - скорость
маневрирования; V - рассматриваемая скорость, при этом обе скорости
выражаются в одинаковых единицах.
Как правило, достаточно проанализировать три четверти периода
отклонения, если принять, что возвращение штурвала (ручки) производится более плавно. Указанная выше скорость отклонения штурвала (ручки)
при сохранении максимального нормального ускорения, достигаемого при
маневре, может регулироваться с учетом ограничений, которые могут
накладываться величиной прилагаемых пилотом максимальных усилий, указанных в 25.397, крайними положениями системы управления и любым другим косвенным путем, определяемым ограничениями в выходных характеристиках системы управления, как, например, моментом сваливания или
максимальной скоростью, задаваемой для бустерной системы управления.
(d) Полет в неспокойном воздухе. Должны быть рассмотрены условия полета в неспокойном воздухе от точки В' до точки J' параграфа 25.333
(с), при этом:
(1) Дополнительная аэродинамическая нагрузка от нормированного порыва добавляется к исходной уравновешивающей нагрузке на хвостовое оперение.
(2) При определении дополнительной нагрузки на хвостовое
оперение от порыва необходимо учитывать действие скоса потока за крылом и изменение угла атаки самолета от этого порыва.
Если отсутствует более точный расчет, дополнительную нагрузку
на оперение от порыва следует определять по формуле
РН.В = 0,06·Сyα V Ude S(1 – dε/dα),
где РН.В — дополнительная нагрузка на горизонтальное оперение, Н;
Ude — эффективная скорость порыва, м/с [см. 25.341 (а)];
V — индикаторная скорость самолета, м/с;
Сya — производная коэффициента нормальной силы горизонтального
оперения по углу атаки, 1/рад;
S — площадь горизонтального оперения, м2;
(1 — dε/dα ) — коэффициент скоса потока.
13
25.333. Границы допустимых скоростей и перегрузок
(a) Общие положения. Соответствие требованиям прочности настоящего раздела должно быть доказано при всех комбинациях воздушной скорости и перегрузки на и внутри огибающей условий полета при выполнении
маневров и полета в неспокойном воздухе (диаграмма V — n), указанных в
пунктах (b) и (с) данного раздела. Эти огибающие могут быть также использованы при определении эксплуатационных ограничений по прочности в
соответствии с 25.1501.
(b) Огибающая перегрузок при маневре.
(с) Огибающая перегрузок при полете в неспокойном воздухе.
14
25.335. Расчетные воздушные скорости
Принятые расчетные скорости полета являются индикаторными скоростями (EAS). Величины скоростей VS0 и VS1 должны определяться надежным образом.
(a) Расчетная крейсерская скорость VС. Для скорости VС принимаются следующие условия:
(1) Минимальная величина VС должна быть значительно больше
VB, чтобы учесть непредвиденное увеличение скорости, которое может произойти в результате сильной турбулентности атмосферы.
(2) При отсутствии надежных данных, определяющих величину
VС, она не может быть меньше, чем VВ + 81 км/ч, но не должна превышать
максимальную скорость в горизонтальном полете при максимальной продолжительной мощности на соответствующей высоте.
(3) На высотах, где скорость VD ограничена числом М, скорость
VС также может быть ограничена выбранным числом М.
(b) Расчетная скорость пикирования VD. Расчетная скорость пикирования должна быть выбрана такой, чтобы VС/МС было не больше 0,8 VD
/MD, или такой, чтобы минимальный запас скорости между VС /МС и VD /MD
был равен наибольшим из величин, определяемых в (1) и (2).
(1) Предполагается, что самолет должен быть выведен из установившегося режима полета па скорости VС /MC и в течение 20 с лететь по
траектории с наклоном на 7,5° ниже первоначальной, а затем переведен на
кабрирование с перегрузкой 1,5 (с приращением 0,5). Возрастание скорости
при выполнении этого маневра разрешается определять расчетным путем,
если используются надежные или взятые с запасом аэродинамические данные. Предполагается, что до начала ввода в кабрирование режим работы
двигателей выдерживается в соответствии с параграфом 25.175 (b) (iv); в
момент начала кабрирования можно допустить уменьшение мощности и
применение аэродинамических тормозных устройств, управляемых пилотом.
(2) Минимальный запас скорости должен быть достаточным на
случай изменения атмосферных условий (таких, как горизонтальные порывы, попадания в струйные течения и холодные фронты), а также для учета
погрешностей приборов и производственных отклонений в конструкции
планера самолета. Эти факторы разрешается рассматривать на основе вероятности. Однако на высоте, на которой величина МС ограничена явлениями
сжимаемости, этот запас скорости по числу М должен быть меньше 0,05.
(c) Расчетная маневренная скорость VА. Для скорости VА принимаются следующие условия:
(1) Скорость VA не может быть меньше, чем VS1 n , где
(i) п - максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка при скорости VС;
(ii) VS1 - скорость срыва при убранных закрылках.
15
(2) Скорости VA и VS должны быть определены при соответствующем расчетном весе и на рассматриваемой высоте.
(3) Скорость VA не может быть больше, чем VС или чем скорость,
при которой кривая, соответствующая CNmax, пересекает линию эксплуатационной маневренной перегрузки (принимается меньшая величина).
(d) Расчетная скорость при максимальной интенсивности порыва
VB. Для определения скорости VB принимаются следующие условия:
(1) Скорость VB не может быть меньше, чем скорость, определяемая на диаграмме V — п [25.333 (с)] точкой пересечения линии, соответствующей максимальной подъемной силе при CNmax t с линией максимального порыва, или по формуле VS1 n g (принимается меньшая величина), где
(i) пg - положительная перегрузка при полете в неспокойном воздухе при скорости VC (в соответствии с 25.341) и при рассматриваемом весе;
(ii) VS1 - скорость срыва при убранных закрылках и при
рассматриваемом весе самолета.
(2) Скорость VB не может быть больше скорости VC.
(е) Расчетная скорость полета при выпущенных закрылках, предкрылках или подобных им устройствах для увеличения подъемной силы
VF. Для определения скорости VF принимаются следующие условия:
(1) Расчетная скорость полета для каждого положения закрылков [устанавливаемая в соответствии с 25.697 (а)] должна быть значительно
больше эксплуатационной скорости, рекомендуемой для соответствующего
режима полета (включая уход на второй круг), чтобы иметь возможность
изменять скорость полета и углы отклонения закрылков.
(2) Если применяется автоматическое управление закрылками
или устройство для ограничения нагрузок, можно принимать величины скоростей и соответствующие углы отклонения закрылков, заданные или обеспечиваемые этим устройством.
(3) Скорость VF не может быть меньше, чем:
(i) (1,6 VS1) при взлетном положении закрылков и при максимальном взлетном весе самолета;
(ii) (1,8 VS1) при закрылках, отклоненных для захода на посадку и при максимальном посадочном весе;
(iii) (1,8 VS0) при закрылках в посадочном положении и
при максимальном посадочном весе.
25.337. Эксплуатационные маневренные перегрузки
(a) За исключением случаев полета при максимальном (статическом)
коэффициенте подъемной силы, предполагается, что самолет выполняет
симметричные маневры, при которых действуют эксплуатационные маневренные перегрузки, указанные в данном разделе. Следует учитывать угло-
16
вую скорость тангажа, соответствующую маневрам при выходе из пикирования и при установившемся вираже.
(b) Максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка пэmax(a)
для любой скорости вплоть до VD должна быть не меньше, чем 2,1+
(10890/(G + 4540)), но при условии, что величина пэmax(a) должна быть не
меньше 2,5 и не больше 3,8, где G - максимальный расчетный взлетный вес,
Н.
(c) Минимальная эксплуатационная маневренная перегрузка пэmax(a)
для любой скорости вплоть до VD должна быть не меньше, чем -1,0.
(d) Меньшие, чем указанные в данном разделе, значения маневренных
перегрузок могут быть приняты в расчет лишь в том случае, если конструктивные особенности самолета делают невозможным превышение этих величин в полете.
25.341. Перегрузки при полете в неспокойном воздухе
(a) Предполагается, что в горизонтальном полете самолет подвергается воздействию симметричных вертикальных порывов. Возникающие в результате этого перегрузки должны соответствовать условиям, которые
определяются следующим образом:
(1)При скорости полета VD на высотах от уровня моря до 6096м
индикаторная скорость положительных (восходящих) и отрицательных
(нисходящих) порывов Ude принимается равной 20,1 м/с. Скорость порывов
может уменьшаться линейно от 20,1 м/с на высоте 6096 м до 11,6 м/с на высоте 15240 м.
(2)При скорости полета VD на высотах от уровня моря до 6096м
индикаторная скорость положительных (восходящих) и отрицательных
(нисходящих) порывов принимается равной 15,2 м/с. Скорость порывов
может уменьшаться от 15,2 м/с на высоте 6096 м до 7,6 м/с на высоте 15240
м.
(3)При скорости полета VD на высотах от уровня моря до 6096м
индикаторная скорость восходящих и нисходящих порывов принимается
равной 7,6 м/с. Скорость порывов может уменьшаться линейно от 7,6 м/с на
высоте 6096 м до 3,8 м/с на высоте 15240 м.
(b) Предполагается, что:
(1) Форма порыва
U s  
U de 
2s 
1  cos

2 
25b 
где s – расстояние, пройденное в порыве (глубина проникновения в порыв), м;
b – средняя геометрическая хорда крыла, м;
Ude – эффективная индикаторная скорость порыва в соответствии с
пунктом (а), м/с.
17
(2) Перегрузки от порывов изменяются по линейному закону от
точки В' до точки G', как указано на огибающей от порывов в параграфе
25.333(с).
(c) При отсутствии более точного метода расчета перегрузки при полете в неспокойном воздухе должны определяться по следующей формуле:
п = 1+ (kg Ude V Сya)/(16·G/S),
где kg = (0,88·μg)/(5,3 + μg) - коэффициент ослабления порыва;
μg = (2·G/S)/(b ρ Сya g) - массовый параметр самолета;
Ude - эффективная скорость порыва в соответствии с пунктом (а), м/с;
ρ - плотность воздуха, (кг/м3);
G/S - удельная нагрузка на крыло, Н/м2;
b - средняя геометрическая хорда, м;
g - ускорение свободного падения, м/с2;
V - индикаторная скорость самолета, м/с;
Сya - производная коэффициента нормальной подъемной силы самолета по углу атаки (1/рад) при одновременном действии нагрузок от порывов
при полете в неспокойном воздухе на крыло и горизонтальное оперение при
точном расчете. Можно пользоваться производной коэффициента подъемной силы крыла по углу атаки, если нагрузка от порыва при полете в неспокойном воздухе действует только на крыло, а нагрузка от порыва, действующая на горизонтальное оперение, рассматривается как отдельный расчетный случай.
25.365. Нагружение герметических кабин
Если на самолете имеется один герметический отсек пли более, необходимо иметь в виду следующее:
(a) Конструкция самолета должна быть достаточно прочной, чтобы
выдерживать полетные нагрузки в сочетании с нагрузками от перепада давлений от нуля до максимальной величины, допускаемой установкой редукционного клапана.
(b) Следует учитывать распределение наружного давления в полете,
концентрации напряжений и влияние усталости.
(c) Если разрешается производить посадку при наличии наддува в кабинах, нагрузки при посадке должны рассматриваться в сочетании с нагрузками от перепада давлений от нуля до максимальной величины, допускаемой при посадке.
(d) Конструкция самолета должна быть достаточно прочной, чтобы
выдержать нагрузки от максимального перепада давления, допускаемого
установкой редукционного клапана и умноженного на коэффициент 1,33,
при этом остальные нагрузки не учитываются.
(e) Каждая конструкция, а также ее составные компоненты или части,
находящиеся внутри пли снаружи герметического отсека, повреждение ко-
18
торых может повлиять на продолжение безопасного полета или посадку,
должны быть рассчитаны так, чтобы на любой высоте полета выдерживать
воздействие внезапного сброса давления через отверстия в любом отсеке
вследствие любого из следующих условий:
(1) проникновения в кабину части конструкции двигателя после
разрушения двигателя;
(2) появления отверстия в любом герметическом отсеке площадью вплоть до Н0; однако, если нет достаточных оснований полагать, что
отверстия будут ограничены малыми отсеками, небольшие отсеки могут
быть объединены с прилегающими герметическими отсеками и вместе рассматриваться как один отсек. Площадь отверстия Н0 должна вычисляться по
следующей формуле:
Н0 = PAS,
где Н0 - максимальная площадь отверстия, но не более 1,86 м2.
P = (AS /580) + 0,024,
где А — максимальная площадь поперечного сечения герметической оболочки, перпендикулярного продольной оси, м2;
(3) появления максимального отверстия, образующегося из-за
поломок самолета или оборудования, для которых не показано, что они
практически невероятны.
(i) В соответствии с пунктом (е) данного параграфа характеристики
безопасного повреждения конструкции могут быть рассмотрены при определении вероятности разрушения конструкции или ее разгерметизации и
увеличения размеров отверстий в расчетах на усталость при условии, что
также учитывается возможность неправильной эксплуатации герметизирующих устройств и небрежного открытия дверей. Более того, результирующие нагрузки от перепада давления должны рациональным или надежным
способом сочетаться с нагрузками, соответствующими горизонтальному
полету, и с любыми нагрузками, возникающими в условиях аварийной разгерметизации. Эти нагрузки можно рассматривать как расчетные; однако,
любые деформации, связанные с этими условиями, не должны препятствовать продолжению безопасного полета и осуществлению посадки. Следует
также учитывать изменение давления при работе вентиляции между отдельными отсеками кабины.
(g) Полы и перегородки в герметическом отсеке для пассажиров
должны быть сконструированы таким образом, чтобы выдерживать условия, определенные в пункте (е) данного параграфа. Необходимо принять разумные меры предосторожности, чтобы свести к минимуму возможность
поломки тех частей самолета, которые могут ранить пассажиров и членов
экипажа, находящихся на своих местах.
19
3. Крыло
3.1 Назначение крыла
и важнейшие технические требования к нему
Основное назначение крыла — создание подъемной силы, потребной
для всех нормальных режимов полета самолета, при возможно меньшей
затрате тяги двигательной установки. Кроме того, крыло играет важную
роль в обеспечении устойчивости и управляемости самолета и может использоваться для размещения и крепления ряда агрегатов (шасси, топливные баки, двигательная установка и др.).
Крыло является важнейшей частью конструкции самолета.
На долю крыла приходится значительная часть массы и полного лобового сопротивления самолета. Обычно для дозвуковых самолетов масса
крыла
m кр = (0,07.. . 0,16) m 0 , m0 = (0,35...0,45)m кон ,
где m0 — взлетная масса самолета; mкон — масса конструкции самолета.
На режимах полета, близких к полетам с Кmах, отношение коэффициента лобового сопротивления крыла к коэффициенту лобового сопротивления самолета Cхкр/Сх = 0,3.. . 0,5.
Рассмотрим важнейшие технические требования, предъявляемые к
крылу, и пути их реализации.
Аэродинамические требования. Внешние формы и геометрические
размеры крыла должны обеспечить получение летных свойств, соответствующих назначению самолета. При этом необходимо учитывать взаимодействие крыла с другими частями самолета.
Рассмотрим основные аэродинамические требования.
1. Малое сопротивление крыла, характеризуемое произведением CхаS
на основных режимах полета, достигается подбором профилей крыла с
малым Сха; выбором рациональной формы крыла в плане, ограничением
площади крыла S и улучшением состояния внешней поверхности крыла
(уменьшение шероховатости обшивки, недопущение применения стыков
внахлестку, выступания заклепочных головок и других неровностей, повышающих Сха).
2. Высокое значение Mкрит для околозвуковых самолетов и по возможности минимальное изменение Cха и Cуа по М при переходе к сверхзвуковым скоростям полета обеспечивается специальными cкоростными
профилями малой относительной толщины, стреловидными крыльями в
плане и крыльями малого удлинения.
3. Достаточно большое значение произведения Cyаmax S, характеризующего способность крыла создавать необходимую подъемную силу для
полета на малых скоростях и возможность увеличения ее за счет механи-
20
зации крыла, достигается постановкой профиля с большим значением
Cyаmax и подбором размеров и формы крыла, обеспечивающих нужные
взлетно-посадочные характеристики.
4. Высокое максимальное качество самолета Кмах = (Cyа/Cха)мах, необходимое для увеличения дальности и потолка полета, достигается использованием профилей с большими значениями Кмах и крыльев больших
удлинений; обеспечением хорошего состояния внешней поверхности крыла, а также специальной компоновкой внешних форм самолета.
5. Обеспечение устойчивости и управляемости на всех допустимых
для самолета летных режимах.
Эти требования обеспечивают увязку компоновки крыла с аэродинамической компоновкой самолета.
Компоновочные требования определяются возможностью размещения на крыле грузов и агрегатов, а также средств механизации. При этом
допустимо лишь незначительное увеличение сопротивления крыла
надстройками или ухудшение состояния его поверхности из-за наличия
створок. На скоростных самолетах это условие иногда вынуждает отказаться от установки двигателей в крыле, от крепления к крылу опор шасси.
Кроме того, при сопряжении крыла с другими частями самолета не должна
нарушаться структура их силовых схем.
Требования к прочности и жесткости крыла. Для обеспечения безопасности полета самолета на всех допустимых режимах эксплуатации
крыло должно обладать при возможно меньшей массе конструкции достаточными прочностью, живучестью и жесткостью.
Необходимо обеспечить жесткость конструкции крыла, достаточную
для того, чтобы критические скорости, при которых возникают недопустимые явления аэроупругости, превышали предусмотренные в эксплуатации
скорости полета.
Эксплуатационные требования. При создании крыла необходимо
обеспечивать выполнение всех общих требований к эксплуатационной технологичности конструкции.
Технологические требования определяют производственную и ремонтную технологичность конструкции крыла. Крылья - это клепаные тонкостенные конструкции из листов, профилей и монолитных панелей. Поэтому необходимо обеспечить малую трудоемкость и простоту их изготовления и ремонта, точное выполнение внешних очертаний крыла, возможность применения сравнительно недорогих материалов и полуфабрикатов.
Технические требования, предъявляемые к крылу, в значительной
степени противоречивы.
3.2 Нагрузки, действующие на крыло
21
Крыло – основная часть самолета, создающая подъемную силу и
обеспечивающая поперечную устойчивость. К нему предъявляются много
аэродинамических, прочностных, конструктивных, производственных и
эксплуатационных требований. Эти требования находятся в противоречии
друг с другом, и конструктору приходится принимать компромиссные решения. Например, большое удлинение крыла  с точки зрения аэродинамики полезно, а с точки зрения прочности – нежелательно, так как у длинного
крыла изгибающие моменты большие.
Рис. 4. Распределение нагрузок в случае А.
Большое сужение  ухудшает аэродинамические характеристики крыла, но улучшает его прочностные характеристики. Большая относительная
толщина профиля с увеличивает строительную высоту крыла, т.е. облегчает обеспечение его прочности, но одновременно увеличивает его лобовое
сопротивление. Стреловидность крыла  улучшает его основные аэродинамические характеристики на околозвуковых скоростях, но затрудняет обеспечение его прочности из-за дополнительных крутящих моментов, возникающих у него. В результате стреловидное крыло получается в два раза тяжелее, чем прямое.
На крыло действуют распределенные нагрузки от воздушных сил и
веса крыла, а также сосредоточенные силы от веса двигателей, гондол, шасси и других грузов в крыле. На рис. 4 показано распределение нагрузки в
расчетном случае Акр (выход из пикирования на Cy max). Воздушная нагрузка
и вес крыла показаны эпюрами распределенной погонной нагрузки qаэр и qкр.
22
Точное распределение воздушной нагрузки можно получить по аэродинамическим характеристикам крыла (в зависимости от , и ). Но более
просто с достаточной степенью точности погонную нагрузку qаэр можно
считать пропорциональной хорде. Так как расчетная сила на все крыло
Pр  G  nэ  f ,
то
l
2
G  n э  f  2  qаэр  dz  Yкр .
0
Тогда
qаэр 
Yкр  bi G  n э  f  bi

,
S кр
S кр
аналогично
qкр 
Gкр  n э  f  bi
.
S кр
Суммарная погонная нагрузка на крыло будет равна
qz  qаэр  qкр .
Каждая половина крыла рассчитывается как консольная балка (рис.
5). Погонная нагрузка qz вызывает поперечную силу Qz и изгибающий момент Mизг.
z
Q z   q z  dz   Gгр
 nэ
z
 f   q z z   Pгрр i ;
0
0
z
M изг   Q z  dz  
0
Pгрр
z
i
 zi   Q z  z   M гр i .
0
23
Рис. 5. Эпюры сил и моментов, действующих на крыло в случае А:
а) – эпюра нагрузок на крыло в расчетном случае А; б) – эпюра поперечной (перерезывающей) силы Q; в) – эпюра изгибающего момента Мизг; г)
– эпюра погонного крутящего момента mz;
д) – эпюра крутящего момента Мкр.
Кроме того, из-за несовпадения точек приложения qаэр и qкр с центром
жесткости профиля крыла получается погонный крутящий момент mz (рис.
6):
mz  qаэр  a  qкр  c ,
24
где плечи a и c определяют, зная, что
x ц.д  25%; x ц.ж  30  35%;
x ц.т  40  50%.
Рис. 6. Схема сил, действующих в поперечном сечении крыла.
Интегрируя погонный крутящий момент по размаху крыла, получают
крутящий момент Mкр:
z
z
0
0
M кр   m z  dz   Pгрр i  li   m z  z   M гр i .
Анализируя полученные эпюры сил и моментов, действующих на
крыло (рис. 5), можно выяснить ряд особенностей его работы:
 вес крыла и грузы в нем (двигатели, топливо и т.п.) уменьшают в
полете изгибающие моменты и перерезывающие (поперечные) силы;
 двигатели, расположенные в гондолах перед крылом, разгружают
крыло от крутящего момента;
 перерезывающие силы с крыла передаются на фюзеляж и уравновешиваются его весом;
 изгибающие моменты с одной половины крыла уравновешиваются
моментом другой половины крыла;
 крутящий момент крыла передается на фюзеляж и уравновешивается моментом горизонтального оперения;
 шасси главных ног, убирающиеся назад, увеличивают Mкр.
25
3.3 Конструкция крыла
и работа его отдельных силовых элементов
Конструкция крыла за время развития авиации претерпела большие
изменения. Крыло самолета А. Ф. Можайского имело деревянный каркас с
расчалками, обтянутый с верхней выпуклой стороны материалом. Продолжительное время строились самолеты с бипланными деревянными крыльями и полотняной обшивкой. Позднее стали строить самолеты с цельнометаллическими монопланными крыльями, имеющими первоначально ферменные, а позднее балочные лонжероны и нервюры.
В настоящее время на самолетах ГА в основном применяются свободнонесущие монопланные крылья с гладкой работающей обшивкой, моноблочной (кессонной) силовой схемы.
Моноблочное крыло — цельнометаллическое тонкостенное сооружение, оболочка которого подкреплена внутренними продольными и поперечными элементами: лонжеронами, стрингерами и нервюрами (рис. 7). Силовой частью крыла является моноблок, расположенный между крайними
лонжеронами крыла. Моноблок образуют верхняя и нижняя панели стенки
лонжеронов и нервюр. Каждая панель состоит из обшивки, стрингеров, полок лонжеронов и нервюр.
Обшивка крыла выполнена из гладких плакированных листов (материал Д16АТ, В95), толщина которых увеличивается по мере приближения к
корневой части от 0,6 до 6 мм. Масса обшивки достигает 60% массы моноблочного крыла. Листы обшивки соединяются встык и крепятся к внутреннему набору клепкой, сваркой, клейкой.
На современных самолетах широко используются монолитные панели: обшивка и внутренние силовые элементы выполнены «из одного куска».
Такие панели изготовляют литьем, прессованием, фрезерованием, химическим травлением. Их подвергают механической обработке стальными шариками, что обеспечивает им заданную форму и выносливость.
Обшивка придает крылу аэродинамическую форму; воспринимает
воздушную и массовую нагрузки залитого в бак-отсек топлива; нагрузку от
обшивки боковин фюзеляжа, мотогондол, шасси и работает в общей силовой схеме крыла.
Воздушная нагрузка и нагрузка топлива действуют на обшивку нормально ее поверхности. Сохранение внешней формы крыла обеспечивается
внутренними силовыми элементами: лонжеронами, стрингерами, нервюрами. Каждый прямоугольник обшивки, ограниченный смежными продольными и поперечными элементами и работающий на поперечный изгиб, передает на эти элементы поперечную нагрузку. Обшивка работает на растяжение, заклепки — на растяжение и срез.
В перспективе развития крыла самолета ГА — применение многослойной обшивки, выполненной из внутреннего и наружного тонких метал-
26
лических листов, между которыми расположен легкий заполнитель. Заполнитель в хвостовой части лопастей несущих винтов вертолетов Ми-6 и Ми-8
имеет сотовое строение.
Рис. 7.
Перспективными материалами для обшивки крыла являются композиционные материалы, состоящие из высокопрочных тонких нитей (нити
бора, стекловолокно, графитовое волокно), заключенных в связующую основу (пластмассы, алюминиевые и другие матрицы).
Лонжероны – продольные балки (рис. 8), образованные двумя поясами 1, стенкой 2 и подкрепляющими стойками 3 (изготовлены из материала
Д16АТ и В95). Масса лонжеронов составляет 6-10% массы крыла.
Пояса выполняются из прессованных и катаных профилей с последующим фрезерованием, обеспечивающим равнопрочность по размаху и
наименьшую массу. Пояса со стенкой и обшивкой соединяются с помощью
лапок и заклепочных швов. Съемная передняя часть крыла соединяется с
полками переднего лонжерона с помощью винтов и свободноплавающих гаек.
Лонжероны воспринимают местные нагрузки от обшивки, нервюр, агрегатов, топлива и работают и общей силовой схеме крыла.
Пояса лонжерона воспринимают изгибающий момент Мz. В них появляются осевые силы сжатия-растяжения N и соответствующие нормальные
напряжения σ (рис. 8).
Рис. 8. Конструкция балочного лонжерона:
1 – пояс; 2 – стенка; 3 – стойка.
27
Стенка лонжерона выполнена из листового дюралюминия толщиной
от 3 (Ан-24) до 12 мм (Ту-154). Она воспринимает вертикальную поперечную силу Qz и участвует в восприятии крутящего момента Mкр z. В стенке
появляются касательные напряжения Q и Mкр (см. рис. 8).
Стрингеры — продольные профилированные силовые элементы,
прессованные или катаные из брусков, гнутые или катаные из листов дюралюминия. В корневой части моноблочного крыла, как правило, применяют
профили закрытого сечения (рис. 9,а) с высокими критическими напряжениями местной и общей потери устойчивости. В концевой части крыла используют менее прочные открытые профили (см. рис. 9,б). Масса стрингеров составляет около 20% массы моноблочного крыла.
Стрингеры жестко связаны с обшивкой (заклепочным или клеесварным швом) и нервюрами (с помощью лапок и накладок). Они воспринимают
местные погонные воздушные и массовые нагрузки со стороны обшивки,
работают как многоопорные балочки на поперечный изгиб и, в свою очередь, нагружают нервюры. В общей силовой схеме крыла стрингеры воспринимают продольные силы сжатия и растяжения. Стрингеры и обшивка
взаимно увеличивают устойчивость друг друга.
Рис. 9. Профиль стрингеров: а – закрытого сечения;
б – открытого сечения.
На перспективных самолетах широко применяют монолитные панели, где стрингеры выполняются «из одного куска» с обшивкой. На крыльях
с многослойной обшивкой стрингеры отсутствуют.
Нервюры — поперечные балки, образованные двумя поясами, стенкой и стойками. Состоят из трех частей; передней, средней и хвостовой.
Масса нервюр составляет 10—14% массы крыла. Они имеют форму профиля крыла и размещаются по потоку (=0°) или перпендикулярно переднему
лонжерону (>0°). Расстояние между нервюрами зависит от толщины обшивки, шага и мощности стрингеров, удельной нагрузки крыла и составляет
150—400 мм.
По назначению и конструкции нервюры делятся на нормальные и
усиленные.
Нормальные нервюры обычно штампуют из листового дюралюминия толщиной 0,8—1,5 мм. Отогнутые края стенки образуют полки нервюр,
28
которые склепываются с обшивкой или стрингерами. Такие полки иногда
усиливают дополнительным уголковым профилем. Стенки нервюр приклепывают к стенкам лонжеронов.
Нормальные нервюры устанавливаются по всему размаху крыла. В
топливных баках-отсеках стенки предотвращают волнообразование и гидроудары, а отверстия стенок обеспечивают перетекание топлива и выравнивание давления газов над топливом (см. рис. 7). В местах размещения мягких резиновых баков с контейнерами устанавливают поясные нервюры.
Верхний и нижний пояса состоят из наружной и внутренней полок и невысокой стенки.
Нормальные нервюры обеспечивают выдерживание аэродинамического профиля крыла. Каждая из них воспринимает нагрузку обшивки и
стрингеров на шаге нервюр (рис. 10).
Поперечная сила Pн   Pобш   Pстр вызывает касательные напряжения в стенке и уравновешивается силами реакции R1 и R2 лонжеронов (см.
рис. 10, в):
 R1  R2  Pн
.

 R1a  R2b
Несовпадение Pн с плоскостями стенок лонжеронов сопровождается
появлением изгибающего момента Мн который уравновешивается парой
нормальных сил Nн в полках нервюры: Мн = Nн H.
Рис. 10. Схема нагружения и работы нормальной нервюры:
а — внешняя нагрузка; б — равнодействующая внешней нагрузки;
в — равновесие нервюры.
29
Несовпадение Рн с ЦЖН приводит к появлению крутящего момента
Мкр.н = Рне (см. рис. 10, б), который уравновешивается потоком касательных
усилий τМкр в замкнутом контуре крыла, образованном обшивкой верхней и
нижней панелей и стенками крайних лонжеронов (см. рис. 10, в).
В общей силовой схеме нервюры увеличивают устойчивость сжатой
обшивки и стрингеров.
Усиленные нервюры выполняют функции нормальных нервюр,
обеспечивают стыковку частей крыла, крыла с фюзеляжем, подкрепляют
крыло в местах излома моноблочной части, воспринимают сосредоточенные
нагрузки от прикрепленных к крылу двигателей.
3.4 Определение нормальных и касательных напряжений
3.4.1 Определение нормальных напряжений
Основные допущения. Современные методы определения нормальных напряжений в крыле основаны на представлении крыла в виде тонкостенной балки. Как и в случае балки, расчет нормальных напряжений в сечении крыла производят при следующих допущениях:
1) плоские сечения n — n (рис. 11), нормальные к оси z крыла, поворачиваясь при деформации, остаются плоскими (n΄— n΄);
2) в продольных сечениях панелей крыла нормальные напряжения σх
= 0 (рис. 11);
3) крыло рассматривается как безмоментная тонкостенная оболочка.
Первые два допущения обосновываются наличием в крыле часто расположенных нервюр, которые, соединяя различные элементы крыла, обеспечивают его работу как единого целого. Благодаря большой жесткости
нервюр в своей плоскости, контур поперечного сечения крыла не деформируется при изгибе. Поэтому можно считать, что сжатие (растяжение) элементов продольного набора крыла не сопровождается поперечными деформациями этих элементов и напряжения σх = 0.
Рис. 11.
30
Возможность рассматривать крыло как безмоментную оболочку обусловлена тем, что местная жесткость при изгибе отдельных его элементов
весьма мала по сравнению с жесткостью при изгибе всего сечения.
Ниже излагается расчет сечения крыла от изгибающего момента, действующего в плоскости, перпендикулярной к плоскости хорд. Изгибающий
момент, действующий в плоскости хорд, воспринимается, в основном, изгибом верхней и нижней панелей крыла. Нормальные напряжения при этом
определяются так же, как и при вертикальном изгибе. По величине они получаются небольшими.
Рис. 12.
Рис. 13.
Исходные данные: изгибающий момент Мизг в сечении крыла, геометрические характеристики сечения (рис. 12) и характеристики жесткости
элементов продольного набора. Последние задаются в виде зависимостей
напряжений σ от деформаций ε (рис. 13). Различные элементы крыла обычно имеют неодинаковые и к тому же нелинейные зависимости σ от ε. При-
31
чиной этого может быть различие в материалах, из которых выполнены
элементы конструкции, работа отдельных элементов за пределом пропорциональности и после потери устойчивости, а также неодинаковый нагрев
их.
Метод расчета. Неодинаковое для различных элементов крыла течение кривых σ от ε требует вводить редукционные коэффициенты при определении напряжений, а нелинейный характер этих зависимостей приводит к
необходимости определять их в общем случае методом последовательных
приближений, или, как его еще принято называть, методом редукционных
коэффициентов.
Сущность метода состоит в следующем. Определяя нормальные
напряжения, действительное сечение крыла (рис. 12, а) заменяют приведенным (редуцированным) сечением (рис. 12, б), все элементы которого работают по одной фиктивной идеально упругой диаграмме σ - ε (рис. 13).
Наклон последней можно назначить произвольно. При этой замене требуют,
чтобы усилия S = σ f и Sφ = σφ fφ в соответствующих элементах действительного и редуцированного сечений при равных деформациях этих элементов
были одинаковыми. Естественно, напряжения элементов действительного и
редуцированного сечений будут различными (σ ≠ σφ).
Из условия S = Sφ получаем:
f 

f  f

Отсюда делаем заключение, что площадь fφ сечения элемента редуцированного сечения крыла отличается от площади f соответствующего элемента действительного сечения в отношении φ. Коэффициент



называется редукционным коэффициентом.
Нормальные напряжения в редуцированном сечении изменяются по
высоте линейно (рис. 12, б) и поэтому могут быть определены по формуле
M
  изг y .
J
Истинные значения напряжений в элементах сечения
M
    изг y .
J
Здесь Мизг — изгибающий момент в сечении;
у — координата, отсчитываемая от нейтральной оси редуцированного
сечения до рассматриваемого элемента;
J    yi2 i f i — момент инерции редуцированного сечения.
При подсчете Jφ за нейтральную ось можно принимать ось, параллельную хорде крыла и проходящую через центр тяжести редуцированного
32
сечения. Ошибка за счет пренебрежения поворотом осей получается, как
правило, небольшой.
Приближенный метод определения нормальных напряжений
Моноблочное крыло. Продольные элементы носка и хвостика крыла
расположены сравнительно близко от нейтральной оси. Поэтому в приближенных расчетах работой этих частей контура крыла на нормальные напряжения можно пренебречь. Дальнейшее упрощение получают, заменив
оставшееся сечение прямоугольным (рис. 14) с высотой
H ср 
F
 0,5H 1  H 2 
B
где F — площадь, ограниченная контуром, образованным обшивкой и стенками лонжеронов;
В — расстояние между стенками лонжеронов;
H1, H2 — соответственно высота переднего и заднего лонжерона.
Рис. 14
Для принятой расчетной схемы нормальные напряжения в элементах
сечения
M изг
i 
i
H ср  i f i
Здесь  i f i   n f n  стр  f стрn  обB ,
fп, fстр — площадь сечения пояса и стрингера соответственно;
n — число стрингеров в панели;
 об 
 кр .об
 стр
— редукционный коэффициент обшивки;
п, стр — редукционные коэффициенты пояса и стрингера. При подсчете площади редуцированного сечения  i f i растянутой зоны необходимо учитывать ослабление поясов, стрингеров и обшивки за счет отверстий
под болты и заклепки, т. е. под fi следует понимать площадь сечения за вычетом площади, занятой отверстиями под болты и заклепки. В расчете сжатой зоны этого делать не нужно, так как здесь нагрузка передается через
стержни болтов и заклепок.
33
Формула может быть выведена и непосредственно из элементарных
соображений: сила, действующая в панели, равна моменту, деленному на
среднюю высоту сечения крыла; напряжение в элементе равно силе, деленной на редуцированную площадь панели и умноженной на соответствующий редукционный коэффициент.
Для конструкций, у которых с ростом нагрузки напряжения в элементах панели сохраняются примерно постоянными вплоть до разрушения
наиболее прочного элемента крыла, значения редукционных коэффициентов можно определить по формулам
 п  0,
 стр 
 стр
 разр.п

 разр.стр
 разр.п
где σразр.стр и σразр.п — разрушающее напряжение стрингера и пояса соответственно.
Конструкции с весьма жесткими стрингерами разрушаются при разрушении стрингера. После потери устойчивости стрингера нагрузка, которую он может держать, резко падает. При этом рост напряжений и разрушение поясов происходят без увеличения внешней нагрузки. В таких конструкциях для сжатой зоны следует принимать
φп = φстр = 1
Лонжеронное крыло. При расчете лонжеронного крыла удобнее,
особенно если разница в высотах лонжеронов велика, вначале распределить
изгибающий момент крыла между лонжеронами, а затем уже определять в
них напряжения. Изгибающий момент Мизг распределяют между лонжеронами пропорционально их жесткостям при изгибе (рис. 15):
M изг1 EJ 1
.

M изг 2 EJ 2
Так как Мизг1 + Мизг2 = Мизг,
EJ i
то M изг i  M изг
.


EJ
 i
Здесь (EJ)i - жесткость при изгибе i-го лонжерона.
Рис. 15. Распределение изгибающего момента крыла между лонжеронами.
34
Соотношение получается из условия равенства углов поворота сечений лонжеронов крыла при изгибе (закон плоских сечений).
3.4.2 Определение касательных напряжений
Основные допущения. Касательные напряжения возникают в обшивке и стенках лонжеронов от действия поперечной силы и крутящего момента.
При определении касательных напряжений τ исходят из общепринятых допущений теории тонкостенных стержней и оболочек, а именно: принимают, что напряжения τ по толщине обшивки не изменяются, а погонные
касательные усилия q = τσ в любой точке сечения направлены по касательной к средней линии сечения контура (рис. 16). Кроме того, считают, что
поперечные сечения крыла при кручении могут свободно депланировать, т.
е. искажаться в направлении длины оболочки.
Рис. 16
Вначале будем считать, что крыло цилиндрическое. Влияние конусности крыла на величины касательных усилий учтем отдельно.
Расчет проведем, не отделяя изгиб от кручения, заменив поперечную
силу Q и момент Мz относительно оси z эквивалентной им силой Q, прилоM
женной в точке, находящейся на расстоянии a  z от точки О' (рис. 16).
Q
Касательные усилия q в замкнутом контуре (рис. 17) от действия силы Q могут быть определены по формуле
35
q  qQ  qп 
QS
 qп ,
J
Q
S  - касательные силы изгиба, найденные в предположении, что
J
в некоторой точке n контур разомкнут (рис. 17, б);
S   yi i f i - статический момент редуцированной площади сечения относительно центральной оси, отсчитываемый от точки n;
fi - площадь элемента, работающего на нормальные напряжения;
qп — постоянный поток касательных усилий (рис. 17, б), обеспечивающий равновесие всех сил, действующих в сечении.
где qQ 
Рис. 17.
Сумма моментов сил, действующих в сечении, относительно произвольного полюса О' должна быть равна нулю:
QS
Qa  
ds  qп  0 ,
J
36
откуда
Qa 1 QS

ds .
2F 2F  J 
Здесь a - расстояние от линии действия силы Q до полюса О';
 - расстояние от полюса до касательной к элементу длины ds контура;
2 F   ds - удвоенная площадь, ограниченная контуром.
qп  
В случае многозамкнутого контура расчет основной системы от
внешней нагрузки производят подобным образом. При этом статическую
неопределимость системы раскрывают, используя известные методы строительной механики, например, метод сил.
Приближенные методы определения
касательных напряжений
Помимо допущений, сделанных в предыдущем разделе, ниже будем
также пренебрегать работой обшивки на сдвиг от поперечной силы, полагая,
что эта сила воспринимается только стенками лонжеронов. Такое допущение не ведет к большой погрешности, поскольку обшивка воспринимает не
более 5 — 10% поперечной силы крыла.
Порядок определения касательных усилий рассмотрим на примере
расчета двухконтурного сечения крыла (рис. 18). Если контуров три и более,
метод расчета остается таким же, несколько усложняются лишь выкладки.
Распределение поперечной силы крыла Q между стенками лонжеронов производят пропорционально их жесткостям при изгибе:
Это соотношение получается из условия равенства прогибов лонжеронов, нагруженных соответственно силами Q1 и Q2. Так как Q1 + Q2 = Q, то
Qi  Q
EJ i .
 EJ i
Здесь Qi— поперечная сила i -го лонжерона;
(EJ)i — жесткость при изгибе i -го лонжерона.
Крутящий момент Мкр в сечении подсчитывают как момент внешней нагрузки, действующей в сечении, относительно центра жесткости. В
рассматриваемом случае (рис. 18, а) центр жесткости (ЦЖ) лежит на линии
действия равнодействующей сил Q1 и Q2 (на рис. 18 крутящий момент обозначен Мк). Координату центра жесткости можно определить, например, по
формуле
x ц. ж . 
Q2
B.
Q
37
Рис. 18
Таким образом, крутящий момент в сечении крыла
M кр  Qd ,
где d — расстояние от линии действия силы Q до центра жесткости сечения.
Крутящий момент в сечении можно определить также как сумму моментов всех внешних и внутренних сил, действующих в сечении, относительно произвольной точки. Например, приняв за полюс точку O (рис. 18,
а), найдем:
M к  Q2 B  xц. ж.  d   Q1 xц. ж.  d  .
На рис. 18, а показан момент Мкр, уравновешивающий крутящий момент Qd.
Распределение крутящего момента между контурами производят
пропорционально их жесткостям при кручении.
Если в крыле два контура, то из условия равенства относительных углов закручивания контуров имеем:
M кр1 GJ к 1
.

M кр 2 GJ к 2
Из условия равновесия следует, что
Мкр1 + Мкр2 = Мкр.
Отсюда
GJ к i
,
М крi  М кр


GJ
к

i
где Мкрi – крутящий момент i–го контура сечения (рис. 18, б);
4 Fi 2
GJ к i 
- жесткость при кручении i-го контура сечения;
dS
 G
i
Fi – площадь, ограниченная контуром сечения;
 - толщина обшивки;
38
dS – элемент длины контура;
G – модуль сдвига.
Интегрирование осуществляется по всему контуру.
Если в контуре в пределах панели толщина обшивки не изменяется, то
4 Fi 2
,
GJ к i 
li
 Gi
где li и i длина панели в сечении и толщина стенки.
Стрингеры увеличивают жесткость крыла при кручении. Учитывают
это, вводя в расчет приведенную толщину обшивки. Для стрингера закрытого сечения, а также открытого, но прикрепленного к обшивке двумя рядами
заклепок, приведенная толщина обшивки на участке между заклепками
b
   об 
,
s
 i
где b – расстояние вдоль контура между заклепками крепления стрингера к
обшивке;
si и i - длина i–го элемента стрингера (в его сечении) и толщина.
Суммирование в формуле для  выполняется по всем элементам
стрингера между заклепками крепления его к обшивке.
4. Фюзеляж
4.1 Назначение фюзеляжа и
основные требования, предъявляемые к нему
Основное назначение фюзеляжа - это размещение экипажа, оборудования, грузопассажиров в соответствии с ТТ. Часто в фюзеляже размещается двигательная установка. Фюзеляж связывает основные части самолета в
единое целое: с ним соединяются крыло, оперение, передняя или хвостовая,
а иногда и главные опоры шасси, и двигатели. Из многочисленных требований к фюзеляжу можно выделить четыре основные группы: аэродинамические, прочностные, компоновочные и эксплуатационные.
Аэродинамические требования определяют внешние очертания, размеры и параметры фюзеляжа, обеспечивающие его минимальное сопротивление в полете и достаточную продольную и путевую устойчивость самолета.
39
Прочностные требования - необходимая прочность, жесткость, долговечность и живучесть конструкции - должны выполняться при минимальном весе фюзеляжа.
Указанные требования реализуются приданием фюзеляжу соответствующих внешних обводов. Например, у большинства ЛА фюзеляж имеет
круговую форму поперечных сечений, которая выгодна как с аэродинамической, так и с конструктивной точек зрения.
4.2 Нагрузка фюзеляжа и усиления в его сечениях
К основным нагрузкам фюзеляжа относятся сосредоточение силы в
местах крепления крыла, оперения, шасси, массовые силы грузов и агрегатов, расположенных внутри фюзеляжа, массовые распределенные силы собственной конструкции, распределенные нагрузки от аэродинамических сил
и сил избыточного давления внутри фюзеляжа (для герметичных фюзеляжей).
Распределенные аэродинамические силы и силы избыточного давления в большинстве расчетных случаев, в силу самоуравновешенности, не
оказывают влияния на общую прочность конструкции, но могут оказаться
расчетными при проверке местной прочности отдельных элементов.
Все нагрузки могут быть разделены на симметричные (при полете в
вертикальной плоскости и симметричной посадке) и несимметричные (при
полете со скольжением и посадке со сносом).
В соответствии с нормами прочности фюзеляж рассчитывают на полетные и посадочные случаи.
Так же как и для крыла при проведении расчетов фюзеляжа на прочность нужно построить эпюры поперечных сил, изгибающих и крутящих
моментов. Определяя перегрузки в различных точках фюзеляжа, можно
определить массовые силы отдельных агрегатов, грузов или частей конструкции в виде:
P  nG ,
где G – вес элемента конструкции или груза.
Величина погонной массовой нагрузки конструкции может быть
определена по формуле:
Gф
qк 
Dф .
S б. ф
Здесь Gф – вес фюзеляжа, Sб.ф - площадь боковой проекции фюзеляжа, Dф диаметр текущего поперечного сечения.
В конечном счете фюзеляж можно рассматривать как двухопорную
или многоопорную балку, которая нагружена сосредоточенными силами от
частей ЛА, массовыми силами грузов, агрегатов и самой конструкции.
Уравновешивается нагрузка реакциями крыла. Для примера на рис.19 пока-
40
заны эпюры поперечных сил Q и изгибающих моментов Mизг для случая
симметричного нагружения фюзеляжа. Обычно расчетным случаем на общую прочность фюзеляжа является его изгиб в случае А и кручение при
действии маневренной нагрузки на вертикальное оперение и несимметричной – на горизонтальное.
Рис. 19. Эпюры поперечных сил и изгибающих моментов фюзеляжа
4.3 Силовые элементы и конструктивные схемы фюзеляжей
Фюзеляж ЛА состоит из каркаса, который включает в себя продольный набор стрингеров и поперечный набор шпангоутов, и обшивки (рис.
20).
Рис. 20. Конструкция фюзеляжа:
1 – обшивка, 2 – стрингеры, 3 – шпангоуты.
Назначение и работа этих элементов подобны назначению и работе
соответствующих элементов крыла. Так же, как и крыло, фюзеляж работает
41
под действием внешних сил на изгиб и кручение. Отличие заключается
лишь в том, что в ряде случаев фюзеляж может быть загружен значительными продольными силами и силами избыточного давления.
Конструкция стрингеров и обшивки фюзеляжа аналогична конструкции этих элементов в крыле. Аналогично лонжеронам крыла в фюзеляже
могут быть усиленные стрингеры.
Шпангоуты фюзеляжа также разделяются на нормальные и усиленные. Первые обеспечивают форму фюзеляжа в поперечных сечениях и увеличивают критические напряжения стрингеров и обшивки. Усиленные
шпангоуты предназначены для передачи сосредоточенных сил на фюзеляж
в месте крепления отдельных агрегатов и грузов самолета, кроме того, они
устанавливаются на границах больших вырезов в фюзеляже.
По конструкции нормальные шпангоуты выполняются обычно из листового материала в виде колец с различной формой поперечного сечения.
Усиленные шпангоуты выполняют в виде рам клепаной, штампованной или
смешанной конструкций (рис. 21).
Рис. 21. Конструкция шпангоутов: а – нормальные, б – усиленные
По конструкции современные фюзеляжи можно разделить на стрингерные и бесстрингерные. Конструкция стрингерного фюзеляжа аналогична
моноблочной конструкции крыла. Однако, из-за меньших воздушных нагрузок и больших строительных высот стрингеры здесь менее мощные, а обшивка более тонкая.
Бесстрингерная конструкция состоит только из обшивки и шпангоутов. Здесь обшивка фюзеляжа более толстая и шпангоуты установлены чаще. Такая конструкция часто применяется при изготовлении отдельных отсеков фюзеляжа (носовая часть).
К указанному виду конструкции относится фюзеляж типа "монокок".
Эта схема состоит, в основном, из одной обшивки, подкрепленной незначительным количеством силовых шпангоутов в разъемах и в местах крепления
основных агрегатов.
Этот тип конструкции применяется для небольших ЛА.
42
К схеме бесстрингерных конструкций фюзеляжа относится также фюзеляж с обшивкой слоистой конструкции.
4.4 Расчет фюзеляжа на прочность
Так же как и для крыла, расчет фюзеляжа на прочность заключается в
определении нормальных и касательных напряжений в элементах его конструкции. Рассмотрим приближенные методы определения этих напряжений.
У фюзеляжа стрингерного типа изгибающий момент воспринимается
стрингерами и обшивкой. При приближенном расчете сечение фюзеляжа
условно заменяется двухпоясной балкой (рис.22). В этом случае силы, действующие на обшивку и стрингеры, приводятся к двум равнодействующим
силам Р, величина которых может быть найдена по формуле:
M
P  изг .
H ср
2
Величина Нср обычно принимается равной Н .
3
Рис. 22. Схематизация фюзеляжа: 1 – верхний свод, 2 – нижний свод
Для расчета нормальных напряжений берется площадь сечения элементов, находящихся в зоне наибольшего растяжения и сжатия, т.е. в верхнем и нижнем сводах.
Эта площадь определяется по формуле
Fсв  nfстр  Fобш .
Здесь n и f – число стрингеров в своде и площадь сечения одного
стрингера соответственно;
43
Fобш и  - площадь обшивки в своде и редукционный коэффициент соответственно. В растянутой зоне  = 1, в сжатой   1.
Таким образом, нормальные напряжения в своде находятся по формуле
P
M изг
.


Fсв 2 Н nf  F 
стр
обш
3
Очевидно, что для бесстрингерного фюзеляжа
М изг

.
2
НFобш
3
Касательные напряжения  в обшивке фюзеляжа возникают от действия Q и Мкр (рис. 23).
Рис. 23. Касательные напряжения в фюзеляже
Сила Q воспринимается боковыми стенками фюзеляжа с высотой
Нср=2/3Н. Считаем условно, что верхний и нижний своды касательные
напряжения не воспринимают.
Следовательно,
Q
Q
,
Q 

2
4
2 Hобш
Hобш
3
3
где обш – толщина обшивки фюзеляжа.
Касательные напряжения кручения фюзеляжа могут быть найдены по
формуле:
М кр
 М кр 
.
2 Fобш
Здесь F – площадь сечения, ограниченная контуром фюзеляжа.
44
На практике фюзеляж рассчитывают также на общую устойчивость,
температурные напряжения от нагрева.
При расчете герметических отсеков для проверки прочности каркаса кабины в первую очередь определяются напряжения от разности давлений. При проверке прочности на первый вариант нагрузок эти напряжения
рассматриваются сами по себе, при расчете на второй вариант нагрузок — в
сумме с наряжениями от нагрузок, действующих на фюзеляж в полетных
случаях нагружения. При определении напряжений от разности давлений
обшивка отсека рассматривается как безмоментная оболочка — тонкостенный сосуд со стенками, нежесткими на изгиб.
Рис. 24. К расчету герметичных отсеков: а – напряжения от избыточного
давления в безмоментной оболочке; б – схема соединения герметичной кабины с другими частями фюзеляжа; в – схема передачи погонных нагрузок
(q) от днища на подкрепленную обшивку (q2) и шпангоут (q1); 1 – обшивка;
2 – днище; 3 – шпангоут.
Для безмоментной оболочки, имеющей форму тела вращения (рис. 24,
а), нормальные напряжения имеют зависимость
1  2 p
,


1  2

где 2, 1 – соответственно радиусы кривизны в меридиональном и кольцевом сечениях;
2, 1 – соответствующие нормальные напряжения;
р – расчетное избыточное давление, определяемое по нормам прочности;
 - толщина обшивки.
45
В частном случае для сферического участка кабины (например, сферического днища) 1=2= и 1=2=, поэтому
р
.

2
Для участка конструкции, представляющего собой круговой цилиндр,
2=, поэтому
р1
1 
 t (окружное).

Из условия равновесия отсеченной части кабины
р12 р1
2 

  а (продольное).
21
2
5. Требования норм летной годности к нагрузкам
на управляемые поверхности и систему управления
25.391. Нагрузки на поверхности управления
Поверхности управления должны быть рассчитаны на эксплуатационные нагрузки, возникающие в случаях полета, приведенных в параграфах
25.331, 25.349 и 25.351, и в случаях действия ветра у земли, с учетом следующих требований:
(а) К нагрузкам, параллельным оси шарниров.
(b) К нагрузкам от усилий пилота.
(с) К действиям нагрузок от триммеров — как указано в параграфе
25.407.
(d) К несимметричным нагрузкам.
(е) К нагрузкам на разнесенное вертикальное оперение.
25.393. Нагрузки, параллельные оси шарниров
(а) Поверхности управления и кронштейны крепления шарниров
должны быть рассчитаны на инерционные нагрузки, действующие параллельно оси шарниров.
(b) При отсутствии более точных данных инерционные нагрузки можно принять равными KG, где
(1) К = 24 — для вертикальных поверхностей;
(2) К= 12 — для горизонтальных поверхностей;
(3) G — вес отклоняющейся поверхности.
25.395. Система управления
(а) Системы продольного, поперечного и курсового управления и
управления торможением и их крепления должны быть рассчитаны на
нагрузки, равные 125% шарнирных моментов отклоняющихся поверхностей
управления, определенные при условиях, приведенных в параграфе 25.391.
46
(b) Эксплуатационные нагрузки на систему управления, за исключением нагрузок, возникающих на земле от ветра, не должны превышать
нагрузок, которые могут быть созданы пилотом (или пилотами) и автоматическими или силовыми устройствами.
25.397. Нагрузки на систему управления
(а) Общие требования. Предполагается, что максимальные усилия,
которые приведены в пункте (с) данного параграфа, прикладываются пилотом к соответствующим ручкам управления и педалям так, как это бывает в
нормальной эксплуатации; эти усилия уравновешиваются соответствующими нагрузками, приложенными к поверхности управления.
(b) Нагрузки от усилий пилота. Аэродинамические нагрузки на отклоняющуюся поверхность управления и соответствующие им углы отклонения этих поверхностей не должны превышать нагрузок и углов, которые
возникают в полете в результате приложения пилотом усилия в пределах,
указанных в пункте (с) данного параграфа.
(с) Эксплуатационные усилия и моменты, прикладываемые пилотом. Эксплуатационные усилия и моменты, прикладываемые пилотом,
должны быть следующими:
Органы управления
Максимальные усилия или
моменты. кгс
Элероны:
ручка управления
45
штурвал*
36D кгс м**
Руль высоты:
ручка управления
ll3
штурвал (симметр.)
l36
штурвал (несимметр.)***
78
Руль направления
136
*Часть проводки управления элеронами, для которой этот случай является
расчетным, должна быть также рассмотрена на действие одной тангенциальной силы, в 1.25 раза больше силы, вызывающей момент, определенный
согласно данной таблице.
**D — параметр штурвала, м.
***Несимметричная сила прикладывается к одному из обычных мест захвата на периметре штурвала управления.
25.399. Двойное управление
(а) Каждая система двойного управления должна быть рассчитана на
нагрузки от пилотов, действующих в противоположном направлении; при
этом усилие каждого пилота должно быть не менее 0,75 величин усилий,
указанных в 25.395.
47
(b) Система управления должна быть рассчитана на нагрузки от пилотов, действующих в одном направлении. В этом случае усилие пилота
должно составлять не менее чем 0,75 от величины, указанной в параграфе
25.395.
25.407. Влияние нагрузки от триммеров
Влияние триммеров при расчете поверхностей управления следует
учитывать только в том случае, когда нагрузки на поверхности ограничены
максимальным усилием пилота. В этих случаях считается, что триммеры
отклонены так, что они облегчают управление самолетом. Эти отклонения
должны соответствовать максимальной степени разбалансировки, ожидаемой при скорости, которая соответствует рассматриваемому случаю.
(а) Для руля высоты они должны соответствовать балансировке самолета в любой точке на положительном участке огибающей V — n, как указано в параграфе 25.333 (b), за исключением тех случаев, когда триммер
дошел до упора.
(b) Для элеронов и руля направления они должны соответствовать балансировке самолета для самых тяжелых случаев несимметричной тяги и
несимметричной нагрузки; следует учитывать также соответствующие монтажные допуски.
25.409. Вспомогательные поверхности управления
(а) Триммеры должны быть рассчитаны на нагрузки, возникающие
при всех возможных комбинациях углов установки триммеров, положений
главных органов управления и скорости полета самолета. При этом нагрузки не должны выходить за пределы, установленные для всего самолета в
целом, когда нагрузка на триммер уравновешивается усилиями пилота,
вплоть до величин, приведенных в параграфе 25.397 (b) [см. МОС 25.409
(а)].
(b) Аэродинамические компенсаторы должны быть рассчитаны на углы отклонения, соответствующие условиям нагружения основных поверхностей управления.
(с) Сервокомпенсаторы должны быть рассчитаны на все углы отклонения, соответствующие условиям нагружения основных поверхностей
управления от действия максимального усилия пилота на маневре. При этом
следует учитывать возможную реакцию триммеров.
Эксплуатационные шарнирные моменты Мш определяются по формуле
Мш = kbSq,
где Мш — шарнирный момент, кгс м;
b — средняя хорда поверхности управления за осью вращения, м;
S — площадь поверхности управления за осью вращения, м;
48
q — скоростной напор при расчетной скорости не ниже 2 (G/S)1/2 4,45 м/с, но при условии, что расчетная скорость не должна превышать 26,8
м/с.(G/S удельная нагрузка на крыло при максимальном весе самолета),
кгс/м2.
k — эксплуатационное значение коэффициента шарнирного момента
от действия ветра на земле, приведенное в пункте (b) настоящего параграфа.
25.427. Несимметричные нагрузки
(а) Горизонтальное хвостовое оперение и элементы конструкции, к
которым оно крепится, должны быть рассчитаны на несимметричные
нагрузки, возникающие при скольжении и обдувке винтами в сочетании с
нормированными условиями полета.
(b) При отсутствии более точных данных применяются следующие
требования:
(1) для самолетов с обычным расположением воздушных винтов, крыльев, хвостового оперения и с обычной формой фюзеляжа:
(i) можно считать, что 100% максимальной нагрузки случая симметричного полета действует на поверхность управления по одну
сторону оси симметрии и
(ii) 80% этой нагрузки — по другую сторону.
Сочетание аэродинамической нагрузки, указанное в (i)и (ii), принимается также, если проверка прочности самолета производится на нагрузки,
определенные с учетом влияния динамичности нагружения при воздействии однократного порыва (См. Приложение G)
(А) Необходимо рассмотреть совместное нагружение горизонтального и однокилевого вертикального оперения во всех случаях, предусмотренных для изолированного симметричного нагружения горизонтального
оперения в параграфах 25.331 (b), (с), (d), 25.345 (а) и для изолированного
нагружения вертикального оперения — в параграфе 25.351.
(1) Нагружение горизонтального оперения.
(i) При установившемся маневре в вертикальной плоскости нагрузки определяются при перегрузке
nсовм= 1 ... 0,75(n — 1),
где n – перегрузка рассматриваемого случая при изолированном нагружении;
nсовм – перегрузка при совместном нагружении.
(ii) Нагрузки при неустановившемся маневре определяются из расчетов, аналогичных расчетам в изолированных случаях нагружения
[см. 25.331 (с) (2)], но при этом должны быть приняты следующие значения перегрузок nI, nII и nIII.
– при убранной взлетно-посадочной механизации
nI =1; nII = 1 — 0,75 nман; nIII =-1 — 0,75nман, но nIII1—0,75 (1 —
nэmin(a));
49
– при выпущенной взлетно-посадочной механизации
nI = 1; nII = 1,75; nIII = 0,25.
(iii) Маневр на скорости VA [см. 25.881 (с) (1)] совместно
со случаями нагружения вертикального оперения не рассматривается.
(iv) Нагрузки при полете в неспокойном воздухе определяются для значений Ude равных 75% их значений при изолированном нагружении [см. 25.331 (d), 25.342 (а) (2)].
(2) Нагружение вертикального оперения.
(i) Нагрузки на вертикальное оперение при маневре определяются из расчетов, аналогичных расчетам в изолированном случае
нагружения [Cм. 25.351 (а)], но при этом величина отклонения педали принимается равной 75% ее отклонения в изолированном случае.
(ii) Нагрузки при полете в неспокойном воздухе определяются для значении Ude, равных 75% их значений при изолированном нагружении [см. 25.351 (b)].
(iii) Нагрузки на вертикальное оперение в совместных
случаях нагружения допускается принимать равными 75% нагрузок, действующих при изолированном нагружении, а углы скольжения самолета и
отклонения руля направления — 75% соответствующих углов для изолированного нагружения.
(3) При совместном нагружении горизонтального и вертикального оперений нагрузку на горизонтальное оперение следует считать действующей несимметрично в соответствии с углом скольжения, определенном в рассматриваемом случае совместного нагружения. Несимметрию в
распределении нагрузки между двумя половинами горизонтального оперения следует определять на основе эксперимента в аэродинамических трубах при указанном угле скольжения (75% угла скольжения соответствующего изолирoваннoгo случая нагружения вертикального оперения).
(В) При расположении горизонтального оперения на вертикальном
следует дополнительно рассмотреть совместное нагружение вертикального оперения нагрузками, приходящимися на него в изолированных случаях
нагружения (25.351), и горизонтального оперения несимметричной нагрузкой. Нагрузка на горизонтальное оперение в этом случае равна уравновешивающей нагрузке горизонтального полета. Несимметрию в распределении
нагрузки между половинами горизонтального оперения следует определять
50
на основе испытаний в аэродинамических трубах при полном угле скольжения соответствующего случая нагружения вертикального оперения.
25.457. Закрылки, предкрылки
Закрылки, предкрылки, их механизмы управления и элементы конструкции, к которым они крепятся, должны быть рассчитаны на расчетные
нагрузки, возникающие в условиях, указанных в 25.345, в сочетании с
нагрузками, возникающими при перемещении закрылков из одного положения в другое при соответствующих скоростях полета.
25.459. Специальные устройства
Нагрузки на специальные устройства, имеющие аэродинамические
поверхности (предкрылки, интерцепторы и т.д.), должны определяться по
результатам испытаний.
6. Элероны
Элероны предназначены для обеспечения поперечной управляемости
ЛА.
На самолетах со схемой «бесхвостка» вместо элеронов применяются
элевоны, которые при симметричном отклонении в одну сторону обеспечивают продольное управление тангажом, а при отклонении в разные стороны
— поперечное управление креном.
Эффективность элеронов на больших скоростях полета может уменьшаться из-за приближения к скорости реверса, а при сверхзвуковых — снижаться, так как отклонение элерона не влияет на распределение давления по
части профиля крыла, расположенной перед элероном (возмущения не могут распространяться со скоростью, превышающей скорость звука) (рис.
25).
На околозвуковых и сверхзвуковых самолетах наряду с элеронами для
управления креном применяются интерцепторы, представляющие собой
шток, выдвигающийся на верхней поверхности полукрыла при отклоненном
вверх элероне. Интерцептор вызывает срыв потока и уменьшает подъемную
силу.
6.1 Компоновка и основные параметры элерона
На рис. 25 показано расположение элерона на крыле.
51
Рис. 25. Расположение элерона на крыле и его размеры.
Приближенно эффективность элеронов можно оценить соотношением
Sэ/S, где S — площадь всего крыла. Для современных самолетов Sэ/S=
0,06...0,l. Более точно эффективность элерона при создании кренящего момента оценивается величиной
S L
,
Аэ 
Sэ l
2
называемой коэффициентом статического момента, или коэффициентом
мощности элеронов.
Коэффициент Аэ пропорционален отношению статических моментов
площадей элерона и полукрыла относительно продольной оси самолета.
Статистика значений Аэ используется при проектировании.
Соотношения, характеризующие расположение и очертания элеронов,
следующие: bэ/b = 0,2... 0,28; lэ/(l/2) = 0,3... 0,4.
При увеличении bэ/b уменьшается ширина рабочего сечения крыла.
Эффективность элерона при bэ/b0,25 не повышается. При увеличении
lэ/(l/2) уменьшается доля размаха крыла, отводимая для механизации и,
кроме того, уменьшается плечо Lэ.
Максимальные углы отклонения элеронов 12...29, причем меньшие
значения относятся к скоростным самолетам.
На дозвуковых самолетах, имеющих нестреловидные крылья с профилем большой кривизны в полете, отклонение элеронов вверх и вниз на
одинаковые углы вызывает различный прирост лобового сопротивления —
больший на полукрыле с опущенным элероном. В результате возникает момент, разворачивающий самолет в сторону, противоположную крену.
6.2 Нагрузки на элерон и расчет его на прочность
Элерон рассчитывают на два вида нагрузок:
52
- нагрузки, действующие на неотклоненный элерон как на часть крыла
в основных случаях нагружения крыла (А, А', D, D');
- нагрузки, приложенные к отклоненному элерону в случаях нагружения В и С, при этом коэффициент безопасности f берут равным 2.
Распределение нагрузки определяется по продувкам; для крыла с отклоненным элероном оно соответствует распределению, показанному на
рис. 25. Приближенная схема распределения удельной нагрузки р, нормальной к плоскости хорд, дана на рис. 26, а.
Эксплуатационные значения р1 и р2 (Н/м2) определяются через эксплуатационный скоростной напор рассматриваемого случая нагружения.
Например, в случае нагружения В:
n э mg
,
qB  B
Сy В S
тогда p1  p1qВ , p2  p2 qB , где pl, p2 берутся по продувкам.
Эксплуатационное значение погонной нагрузки по длине элерона
p  p2
q 1
bэ .
2
На прочность элерон рассчитывается как балка (за ось жесткости принимается ось лонжерона), нагруженная силами, приведенными к оси жесткости. Балка работает на изгиб и сдвиг в двух плоскостях и на кручение.
Таким образом, элерон приводится к модели, позволяющей для его
расчета применять методы расчета крыла.
На рис 26, б представлена расчетная схема трехопорного разрезного
элерона, здесь линия АВС – ось вращения; D – кардан.
При расчете элеронов и рулей сначала проверяют, можно ли уравновесить шарнирный момент аэродинамических сил усилием пилота, бустера
или рулевой машины автопилота. Если это возможно, то расчет элерона на
прочность ведется по принятому распределению воздушной нагрузки. Если
нет, то погонную нагрузку, не меняя ее значения, сдвигают по хорде так,
чтобы уравновесить шарнирный момент, и проводят расчет общей прочности. Однако в этом случае нервюры и местная прочность обшивки рассчитываются на более тяжелые условия нагружения.
53
Рис. 26. К расчету элерона на прочность: а – распределение удельной воздушной нагрузки р по площади элерона; б – расчетная схема трехопорного
разрезного элерона.
6.3 Конструкция и работа элерона
Конструкция и работа элементов элерона аналогичны конструкции и
работе соответствующих элементов крыла. Обшивка воспринимает воздушную нагрузку и передает ее на нервюры. Нервюры, работая на изгиб в своей
плоскости, передают нагрузки на балку элерона, которая уравновешивается
реакциями узлов подвески и проводки управления.
Так как в общем случае линия центров давления элерона и его ось
жесткости не совпадают, то каждая нервюра нагружает элерон силой и моментом Мкр = mt, где t — шаг нервюр; m = qc — погонный момент воздушной нагрузки относительно оси жесткости (рис. 26, б).
Для уменьшения деформаций элеронов большого размаха и для повышения их надежности обычно делают больше двух опор.
Для снижения наибольшего значения крутящего момента кабанчик
тяги управления целесообразно ставить ближе к середине элерона. С этой
же целью на элеронах с большим размахом иногда устанавливают два кабанчика.
Если элерон длинный, а жесткость крыла невелика, возможны следующие явления.
1. При значительном изгибе крыла опоры элерона перестают лежать
на одной прямой, что приводит к возможности защемления узлов подвески.
Для устранения чего:
54
- в узлах ставятся сферические подшипники;
- элерон делается разрезным (см. на рис. 26, б), т. е. делится на части, между которыми ставятся шарниры с горизонтальной осью или карданы, способные передавать крутящий момент. Наличие их также облегчает монтаж.
2. Вследствие искривления крыла расстояние между опорными сечениями элерона стремится уменьшиться. Для устранения дополнительных
нагрузок на узлы вдоль оси элерона часть опор в этом направлении делаются подвижными.
На самолетах с малыми скоростями полета применялись элероны и
рули с полотняной обшивкой. При больших скоростях полета полотняная
обшивка деформируется и искажается.
7. Оперение самолета
К оперению самолета относят вертикальное (ВО) и горизонтальное
(ГО) оперение и элероны.
Оперение и крыло обеспечивают балансировку, устойчивость и
управляемость самолета.
7.1 Аэродинамическая и внутренняя компоновки оперения
Оперение имеет симметричный профиль, относительная толщина которого меньше, чем у крыла: сго = сво =6 … 12%, трапециевидную форму в
плане: го=во=во=1,5…3; го =3…5, стреловидность больше стреловидности крыла. Диапазон отклонения рулей и элеронов составляет 40…50, а
управляемого стабилизатора — от +3 до минус 12. Угол установки стабилизатора колеблется от +3 до -1.
На самолетах ГА распространены две схемы оперения:
– нормальное;
– Т-образное.
Нормальное оперение — киль и стабилизатор крепят непосредственно к фюзеляжу и обеспечивают минимальную массу, простоту конструкции
киля, стабилизатора и проводки управления рулями.
Площадь киля определяется величиной боковой поверхности фюзеляжа, расположенной впереди ЦM. Для обеспечения путевой устойчивости
самолета необходимо, чтобы восстанавливающий момент превышал возмущающий; Му.востМу.возм Для увеличения эффективности вертикального оперения в его работу включают боковые поверхности хвостовой части фюзеляжа (Ан-24 и Л-410) путем установки форкиля и фальшкиля, которые
предотвращают перетекание пограничного слоя.
Т-образное оперение — стабилизатор — крепят к верхней части киля
(рис. 27). Это обеспечивает:
55
— удаление горизонтального оперения от спутной струи крыла и двигателей;
— увеличение плеча горизонтального оперения,
— повышение аэродинамической эффективности вертикального оперения,
так как ГО является концевой шайбой, препятствующей перетеканию пограничного слоя в верхней части киля. Однако при этом увеличиваются
масса и усложняется конструкция киля, стабилизатора и проводки управления рулями.
Встречаются самолеты с разнесенным (Ан-28)и П-образным (М-15)
вертикальным оперением и самолеты без горизонтального оперения (Ту144).
Внутренние полости киля и стабилизатора по аналогии с крылом делятся на три части: передние, средние моноблочные и хвостовые.
Рис. 27. Схема Т-образного оперения: 1 – форкиль; 2 – носок киля (до первого лонжерона); 3 – средняя часть киля; 4 – задняя часть киля; 5 – обтекатель; 6, 7, 8 – передняя, средняя и задняя части стабилизатора соответственно; 9 – руль высоты; 10 – триммер руля высоты; 11 – законцовка стабилизатора; 12 – руль направления; 13 – пружинный сервокомпенсатор руля
направления.
В передних размещают противообледенительные устройства, жгуты
электропроводки, антенны, механизмы управления стабилизатором (в киле).
56
В средней моноблочной части киля размещают топливо (Ил-62М) и воздухозаборники двигателей (Ту-154, Як-40, Як-42). В хвостовых частях киля и
стабилизатора устанавливают рули. В законцовках киля и стабилизатора
размещают аэронавигационные (габаритные) огни, стекатели статического
электричества, «жабры» для отвода отработанного воздуха воздушнотепловой противообледенительной системы оперения (кроме Ил-62).
7.2 Нагрузки, действующие на оперение
В полете на оперение, как и на крыло, действуют поверхностные и
массовые силы. Поверхностными аэродинамическими силами здесь являются уравновешивающие и маневренные нагрузки.
Уравновешивающие нагрузки элеронов зависят от положения элеронов:
— при симметричном нагружении самолета в полете элероны находятся в
нейтральном положении, и их нагрузка определяется как нагрузка части поверхности крыла;
— при асимметричном нагружении самолета в полете (отказ двигателей одной стороны, несимметричный выпуск средств механизации крыла, или
шасси) элероны находятся в отклоненном положении, и их нагрузка определяется из условия поперечной балансировки самолета. Например, статическое равновесие поперечных моментов в случае отказа двигателей правой
консоли крыла (рис. 28):
Yрвоh=2Yplэ
Расчетная уравновешивающая нагрузка элерона:
Yр=Ypвоh/2lэ
Уравновешивающая нагрузка вертикального оперения достигает
наибольшего значения при полете со скольжением. Например, статическое
равновесие моментов, действующих в горизонтальной плоскости относительно ЦМ самолета в случае отказа двигателей правой консоли (рис. 29):
(Pэ1z1+Pэ2z2)f = Yэвоlвоf.
Расчетная уравновешивающая нагрузка вертикального оперения:
P э z  P2э z2
.
Yвор  Yвоэ f  1 1
iво
57
Рис. 28. Схема сил, действующих на самолет в вертикальной плоскости при
отказе правых двигателей.
Уравновешивающая нагрузка горизонтального оперения —
наибольшая нагрузка, полученная из условий статического равновесия моментов относительно ЦМ самолета всех основных случаев нагружения.
Например, статическое равновесие сил и моментов, действующих в вертикальной плоскости симметрии, относительно ЦМ самолета при полете в
турбулентной атмосфере:
Ypa = Ypгоlго
Yp+Ypго = mgnmaxf.
Расчетная уравновешивающая нагрузка горизонтального оперения:
э
amgnmax
f
Yгор 
.
a  lго
Маневренные нагрузки возникают при резком отклонении рулей и
элеронов. Расчетная маневренная нагрузка элеронов подсчитывается по
формуле
Ypэл=kqmaxSэлf
где k — коэффициент эффективности элеронов;
qmax.— максимальный скоростной напор;
Sэл - площадь элеронов;
f = 2 — коэффициент безопасности.
Расчетная нагрузка горизонтального оперения определяется суммой
расчетных уравновешивающей и маневренной нагрузок:
Ypго=Ypго ур+Ypго ман
Расчетная нагрузка вертикального оперения определяется аналогично
предыдущей:
Ypво=Ypво ур+Ypво ман.
58
Рис. 29. Схема сил, действующих на самолет в горизонтальной плоскости
при отказе правых двигателей.
При полете в турбулентной атмосфере расчетная нагрузка оперения
(о) определяется уравновешивающей нагрузкой с учетом догрузки от турбулентности Yр:
Ypо=Ypоур+Yp.
Нормальная компоновочная схема оперения обеспечивает независимую работу киля и стабилизатора при горизонтальных и вертикальных порывах воздушного потока. Киль Т-образного оперения при несимметричном
нагружении стабилизатора погружается, что заставляет усиливать его конструкцию и ограничивать углы скольжении самолета.
7.3 Конструкция и работа оперения самолета
Конструкция киля и стабилизатора большинства самолетов ГА аналогична конструкции и работе моноблочного крыла. Однако на самолетах типа Ан-24 они двухлонжеронной конструкции, а на самолетах Ту-134 стабилизатор моноблочной, а киль двухлонжеронной конструкции.
59
Моноблочную конструкцию стыкуют со смежными агрегатами
(киль с фюзеляжем, половинки стабилизатора между собой и с фюзеляжем)
по замкнутому контуру моноблока. Для этого используют специальные
стыковочные и уголковые профили и накладки (рис. 30).
Моноблочная часть является силовой равнопрочной конструкцией по
размаху. Силовые потоки здесь, как и в моноблочном крыле, между элементами конструкции не перераспределяются.
По всему размаху:
- поперечная сила воспринимается стенками лонжеронов — Q;
- изгибающий момент — панелями моноблока — М,
- крутящий момент — замкнутым контуром моноблока Мкр
Рис. 30. Моноблочная конструкция киля и стабилизатора: 1 – законцовка, 2
– лонжероны, 3 – носок нервюры, 4 – обшивка, 5 – уголковый профиль,
обеспечивающий стыковку замкнутого контура моноблока с боковиной фюзеляжа, 6 – шпангоуты, 7 – накладки, связывающие стрингеры с верхним
сводом нервюр, 8 – накладки, соединяющие полки и стенки лонжеронов с
усиленными шпангоутами, 9 – диафрагмы форкиля, 10 – антенна, 11 – руль
направления, 12 – триммер, 13 – пружинный сервокомпенсатор, 14 – руль
высоты, 15 – стекатели статического электричества.
60
Поперечная сила и крутящий момент стабилизатора передаются на
фюзеляж, а изгибающие моменты консолей взаимно уравновешиваются.
Все нагрузки с киля передаются на фюзеляж. При этом изгибающий момент
киля становится крутящим моментом фюзеляжа.
Двухлонжеронную конструкцию стыкуют с фюзеляжем с помощью
узловых соединений, расположенных на полках лонжеронов. Вдали от стыковки все нагрузки воспринимаются аналогично моноблочной конструкции.
Вблизи стыковки наблюдается перераспределение силовых потоков. Все
они сходятся к четырем узлам и передаются на фюзеляж срезом болтов
(аналогично крылу лонжеронной конструкции).
Конструкция и работа рулей и элеронов аналогична конструкции и
работе закрылка. Внешняя обшивка подкреплена внутренним силовым
набором: лонжероном, дополнительной стенкой и нервюрами.
Рис. 31. Схема конструкции и работы рулей и элеронов
61
Расчетно-силовая схема представляет собой многоопорную балку,
нагруженную погонной воздушной нагрузкой qpp, реакциями опор Rpi, силой
системы управления Тp (рис. 31,a).
На риc. 31,б слева изображены эпюры сил и моментов, а справа даны
расчетные формулы возникающих напряжений. Поперечная сила Qpp= Ppp= Rp1,2,3 воспринимается стенкой лонжерона, в которой возникают касательные напряжения Q, и передается на крыло (киль, стабилизатор).
Сила управления Тp уравновешивается горизонтальной реакцией узлов подвески (рис. 32): Tp=Rx1,2,3.
Изгибающий момент Мpp воспринимается полками лонжерона и прилегающей обшивкой п.лонж.обш и здесь же самоуравновешивается (как и в
крыле). Крутящий момент Мркр.р воспринимается замкнутым контуром Мкр и
уравновешивается системой управления Tph (cм. риc. 32):
Рpрd + Rp1,2,3 e = Тph.
Эксплуатационные величины этих моментов составляют шарнирный
момент руля Mш:
Ррd+R 1,2,3 e = Pp(d+e) = Тh = Mш.
Рис. 32. Схема равновесия руля (элерона).
Величина шарнирного момента определяется известной аэродинамической формулой
V 2
M ш  mш
S р bр ,
2
из которой видно, что Мш увеличивается пропорционально квадрату скорости полета и кубу линейных размеров руля. При маневрировании самолетов
развиваются большие шарнирные моменты рулей и элеронов, преодолеть
которые без специальных конструктивных устройств экипаж физически не в
62
состоянии. На современных самолетах используют системы с аэродинамической компенсацией и автоматизированные системы с рулевыми гидроприводами.
8. Механизация крыла
Средства механизации крыла — отклоняемые части крыла, обеспечивающие уменьшение взлетно-посадочных скоростей, дистанций.
Средства механизации:
– щиток (Ту-134, Як-18Т);
– закрылок (Ан-2, зависающие элероны);
– щелевой закрылок (Ан-2 и Ил-14),
– предкрылок: самоотклоняющийся (Ан-2), управляемый (Ty-154, Ил76, Ил-86);
– интерцептор (на всех магистральных самолетах);
– однощелевой выдвижной закрылок (Як-40, Як-42);
– двухщелевой выдвижной закрылок (Ил-18, Ту-134, Л-410);
– комбинация одно- и двухщелевого выдвижного закрылка (Ан-24,
Ил-62);
– трехщелевой выдвижной закрылок (Ту-154, Ил-86).
Наибольшее распространение в настоящее время имеют щелевые выдвижные закрылки.
Отклонение щелевых закрылков сопровождается:
– увеличением эффективной кривизны профиля крыла;
– увеличением площади крыла в плане;
– сдувом с верхней поверхности пограничного слоя на больших углах
атаки крыла;
– значительным увеличением сопротивления крыла при большом отклонении закрылка.
Свойства средств механизации крыла:
– максимальное увеличение несущей способности СумахS и качества
Сyмах/Сх крыла в рабочем положении средств механизации без нарушения
балансировки или устойчивости самолета;
– наибольшее увеличение сопротивления CхS крыла на посадке;
– минимальное сопротивление CхS крыла в нерабочем положении
средств механизации и на взлете;
– простота и надежность конструкции средств механизации при
наименьшей их массе.
63
8.1 Конструкция двухщелевого выдвижного закрылка
Двухщелевой закрылок представляет собой однощелевой закрылок,
впереди которого установлен неподвижный профилированный дефлектор
(рис. 33).
Дефлектор 7, как и собственно закрылок, дюралюминиевой конструкции и состоит из штампованных нервюр, обшитых тонким листом. По размаху дефлектор делится на несколько частей, между которыми размещаются узлы и механизмы подвески «в» и управления закрылка. Отдельные части дефлектора соединены с закрылком с помощью прессованных диафрагм
8.
Закрылок состоит из лонжерона 6, продольной стенки 9, хвостового
профиля и штампованных нервюр 1. Снаружи закрылок имеет гладкую обшивку переменной толщины, в которой сделаны вырезы для крепления кареток 14 и размещения направляющих рельсов 15 для их подвески, а также
для крепления шкворней 5 и гаек 4, винтовых механизмов 3 управления закрылка. Узлы крепления кареток и шкворней обычно штампуют из легкого
и прочного сплава АК-6, а нервюры 1 вблизи их размещения усиливают.
Каретки представляют собой коробки, стенки которых штампуют из
сплава АК-6. Основание коробки с помощью ушков неподвижно соединено
четырьмя болтами с носком закрылка. На свободной консольной части коробки прикреплены направляющие ролики 11 — 13, которые опираются на
нижний пояс направляющего рельса (монорельса) 15.
Направляющие рельсов изготавливают из легированной стали по винтовой линии (кроме самолетов Ил-62, Ил-76, Ил-86). В сечении они представляют собой двутавр. Каждый рельс крепится к заднему лонжерону крыла в трех точках, что обеспечивает полное защемление и позволяет воспринимать все нагрузки, приходящиеся на него со стороны роликов кареток (на
рис. 33 видна только одна точка крепления).
Закрылок перемещается по винтовой линии, благодаря чему между
закрылком и крылом образуется щель постоянной относительной ширины
по размаху при любом угле отклонения.
64
Рис. 33. Конструкция двухщелевого выдвижного закрылка.
8.2 Силы, действующие на закрылок
В отклоненном положении на закрылок действуют распределенные и
сосредоточенные силы (рис. 34):
– аэродинамические поверхностные силы давления рзакр воздушного
потока, распределенные по внешней поверхности закрылка, которые сводятся к погонной нагрузке qзакр;
– силы реакции RA и RB, приложенные в местах опирания роликов кареток на направляющие рельсы;
– силы Т, приложенные к закрылку в узлах шарнирного соединения
винтовых механизмов управления.
Примечание. Силами тяжести конструкции закрылка пренебрегаем.
65
Рис. 34. Силы, действующие на закрылок.
Для изучения работы конструкции закрылка под действием этих
нагрузок воспользуемся известным методом силового расчета.
8.3 Силовой расчет закрылка
Последовательность силового расчета конструкции закрылка та же,
что и для крыла.
Схематизация закрылка очевидна из рис. 35. Силовая схема закрылка
представляет собой многоопорную балку (на рисунке для упрощения показаны только две опоры А и В).
Наибольшие расчетные нагрузки действуют перпендикулярно нижней
панели. Прочность и жесткость конструкции закрылка в этом направлении
наименьшие.
Рассмотрим наиболее тяжелые условия работы закрылка под действием нормальных нагрузок, когда он отклонен на посадочный угол.
Расчетная воздушная нагрузка Ррзакр определяется скоростным напором на
посадке и параметрами закрылка:
Ppзакр=CnqэminSзакрf,
Cn = 1,0 - коэффициент нормальной силы при закр= 60,
qэmin= 0,0223V2min закр, МПа – скоростной напор на посадке (здесь
Vminзакр в м/с);
Sзакр – площадь закрылков;
f = 2 – коэффициент безопасности.
где
66
Рис. 35. Расчетно-силовые схемы и эпюры нагрузок закрылка
Расчетная погонная воздушная нагрузка qрзакр распределяется по размаху закрылка lзакр пропорционально хордам bзакр сечений:
р
Рзакр
р
qзакр 
bзакр .
S закр
Эпюра qрзакр, как и закрылок, имеет трапециевидную форму.
Расчетно-силовая схема закрылка (рис. 35, а) представляет собой многоопорную балку, к которой приложены нормальные расчетные нагрузки:
– погонная расчетная воздушная нагрузка qрзакр,
– расчетные силы RpА и RрВ реакции опор, сумма которых принимается равной результирующей Rр=RpА+RpВ;
– расчетная сила Тp винтового механизма, которая в направлении,
нормальном нижней поверхности закрылка, дает составляющую, равную
Трsin, где  – угол между осью винтового механизма и нижней поверхностью закрылка.
Расчет поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов аналогичен соответствующему расчету крыла. Полученные результаты представляем в графическом виде (см. рис. 35, б, в, д).
67
Эпюра поперечной силы Qp (рис. 35, б) имеет параболический характер. На консольных частях закрылка Qp растет по мере приближения к
опорам А и В. На опорах она скачком уменьшается с изменением даже знака нагрузки, что является следствием воспринятия нагрузки опорой не только с консольной, но и с половины средней части закрылка. Между опорой и
винтовым механизмом поперечная сила вновь монотонно возрастает, а в середине закрылка увеличивается скачкообразно на величину Трsin.
Наибольшее значение поперечной силы наблюдается вблизи опор. С
закрылка Qp передается на моноблочную часть крыла, где векторно суммируется с поперечной силой крыла. Кроме того, вследствие несовпадения Qp
закрылка с осью жесткости крыла, она вносит изменение в эпюру крутящего
момента крыла.
Эпюра изгибающего момента Mpизг (рис. 35, в) характеризуется кубической параболой (на рис. 35 изгибающий момент обозначен Мр). На консольных частях закрылка Мpизг растет по мере приближения к опорам А и В.
На опорах она меняет направление (здесь эпюра Qр проходит через нулевое
значение). Между опорой и винтовым механизмом Мp монотонно уменьшается с изменением знака.В середине закрылка Мризг=Трsin 0,5lA - B, где lA-B
расстояние между опорами.
Наибольших значений изгибающий момент достигает, так же как и
поперечная сила, вблизи опор. Изгибающий момент уравновешивается на
закрылке и на крыло не передается.
Эпюра крутящего момента Mpкр, ( рис. 35, д) аналогично эпюре Мp
характеризуется кубической параболой со скачками в опорах и в месте
крепления винтового механизма.
Крутящий момент возникает вследствие несовпадения линии ЦД приложения погонной воздушной нагрузки qpзакр с осью жесткости (лонжероном) закрылка ( рис. 34) и уравновешивается реакцией опор и винтового
механизма ( рис. 35, г). Крутящий момент с закрылка передается на крыло в
основном аналогично поперечной силе Qp.
8.4 Назначение и устройство интерцептора, предкрылка, щитка
Интерцепторы — верхние отклоняющиеся поверхности хвостовой части крыла, составляющие около 3% общей площади крыла. Они предназначены для уменьшения подъемной силы крыла, увеличения эффективности
элеронов и лобового сопротивления самолета. Интерцепторы применяются
в полете и на земле.
Отклоненные в одну сторону на обеих консолях крыла интерцепторы
уменьшают подъемную силу крыла и увеличивают лобовое сопротивление
при экстренном снижении по крутой траектории. Отклоненный вверх на одной консоли крыла интерцептор улучшает поперечную управляемость самолета при значительных отклонениях элеронов на всех этапах полета. По-
68
следнее весьма существенно для магистральных самолетов с тонкими стреловидными крыльями, эффективность элеронов которых падает при полетах
на большой скорости и в турбулентной атмосфере вследствие деформации
крыла и проводки управления.
На земле интерцепторы используют для сокращения длины пробега и
дистанции прерванного взлета. Полное отклонение интерцепторов инт =
50…60 обеспечивает значительное увеличение силы торможения самолета
вследствие роста лобового сопротивления и силы торможения колес — результат интенсивного падения подъемной силы и роста нормальной нагрузки на тормозные колеса.
Интерцепторы состоят из отдельных секций. Конструкция секции
аналогична конструкции простого закрылка. Управление секциями осуществляется с помощью гидромеханических приводов.
Секции интерцепторов, используемые в полете, блокируются с закрылками, связываются с элеронами с помощью дифференциального кинематического механизма и автоматически убираются при переводе двигателей на взлетный режим.
Секции интерцепторов, предназначенные для использования на пробеге, блокируются с положением шасси.
Синхронизация отклонения симметричных секций интерцепторов
обеспечивается либо гидравлическими синхронизаторами-порционерами
(Ту-134, Ту-154), либо общей жесткой тягой (Ил-62) .
В крайних положениях секции интерцепторов фиксируются шариковыми замками гидроприводов (Ту-134, Ту-154). На самолетах Ил-62 в отклоненном положении они запираются двусторонними гидрозамками, а в
убранном — механическими замками.
Информация экипажа о выпущенном положении секций интерцепторов осуществляется светосигнализаторами, стрелочными индикаторами и
лимбами.
Предкрылком называется профилированная передняя часть, обеспечивающая увеличение подъемной силы крыла до 20% за счет увеличения
площади крыла в плане, кривизны профиля, сдува пограничного слоя.
Предкрылок самолета Ту-154 состоит из отдельных секций. Секции
предкрылка жестко связаны с каретками, которые с помощью роликов опираются на прикрепленные к переднему лонжерону крыла рельсы. Система
управления предкрылка аналогична системе управления закрылка. При выпуске предкрылок отклоняется вперед и вниз, образуя с крылом щель.
69
Рис. 36. Предкрылок самолета Ту-154:
1 – предкрылок (отклонен на 26), 2 и 4 – каретки в отклоненном и убранном положениях предкрылка, 3 – направляющий рельс, 5 – передний лонжерон крыла, 6 – подкос крепления направляющего рельса.
Литература
1. АП-25
2. Канн С.Н., Свердлов И.А. Расчет самолета на прочность. – М.: Маш.
1966. – 520 с.
3. Комаров А.А., Кудинов А.А., Зинченко В.И. Конструкция и эксплуатация воздушных судов. –М.: Трансп., 1986. – 345 с.
4. Воскобойник М.С., Миртов К.Д., Черненко Ж.С. и др. Конструкция и
прочность летательных аппаратов гражданской авиации. – М.: Маш.
1991. – 450 с.
5. Броуде Б.Г. Основы конструкции летательных аппаратов. – Л.: ВАУ ГА.
1968. - 106 с.