жесткость (фиг. 4 и 5). Помимо выгодной аэродинамической формы фюзеляж-монокок дает еще ббльшую сравнительно с обычным фюзеляжем внутреннюю кубатуру благодаря полному отсутствию поперечных и продольных ферм и расчалок. Близко по указанным выше качествам к монококу подходит тип рамчатого-фюзеляЖа, набор к-рого состоит из поперечных жестких рам и боковых лонжеронов со

стойками и подкосами, зашитыми жесткой, гофрированой и гладкой обшивкой, устойчивость к-рой поддерживается еще дополнительными стрингерами и профилями. Деревянные рамчатые фюзеляжи в настоящее время встречаются очень редко и состоят из поперечных клеенных из фанеры или набранных из брусков с фанерными кницами рам и лонжеронов с раскосами, зашитыми фанерой. Самым употребительным типом фюзеляжа надо

Фиг. 4.

считать ферменный тип, где остов набирают в виде пространствецной фермы из стержней, соединенных или на заклепках и болтах или же, в случае стержней из труб, сваренных в узлах. Стержни фермы фюзеляжа делают в большинстве случаев из труб высококачественной стали или дуралюминия или лее (ренее) берут из профилированной стали или дуралюминия, причем в этом случае соединение стержней в узлах делают на болтах или заклепках. В том случае, когда для фермы фюзеляжа берут хро-момолибденовые или углеродистые стальные

Фиг. 5,

трубы, то соединение в узлах производят сваркой. Обтяжка ферменных фюзеляжей-из полотна, и только в тех местах, к-рые д. б. доступны осмотру, ставят специальные люки из дуралюминия.

Управле^ние с'а м о л е т о м среднего и большого тоннажа чаще встречается штурвальное. В целях нек-рой экономии веса колонку штурвала делают ординарной, а штф-вал-перекидным (фиг. 2, вкл. л.) от первого пилота ко второму, причем передача от штурвала к проводке, осуществляется с помощью цепи, а часть штурвала иногда вырезается для лучшего обзора (фиг. 1, вкл. л.). Управление ручкой сохраняется только на самолетах малого тоннажа и на малых военных самолетах (истребителях и разводчиках). Ножное управление делается двойное на больших самолетах и ординарное то.чько на одноместных.

Обычно применяют педали, сваренные из труб или клепанные из дуралюминния (напр. у самолета Ю38). Только малые самолеты, и очень редко средние, имеют ножное управление рычажного типа. У современных самолетов ножное управление регулируется под Длину ног пилота путем передвиганий по длине самолета или поворачивания вокруг поперечной оси. Лодки и поплавки гидросамолетов в настоящее время в подавляющем числе случаев делают из дуралюминия в виду выгодности в весовом отношении; только для малых самолетов применяют иногда дерево и фанеру. В последнее время Англия и США начинают для постройки лодок применять также и нержавеющую высококачественную сталь, не подвергающуюся коррозии. Набор лодки состоит из шпангоутов и водонепроницаемых переборок, килевой балки и ряда продольных стрингеров. Все это зашивается листовыМ (обычно гладким) дур-алюмйнием. Водонепроницаемыми переборками лодки делятся на несколько отделений для защиты от потопления при пробитии или повреждении обшивки. Особое внимание поэтому также обращается на прочность, конструкции и на заделку редана как наиболее нагруженной части днища лодки, подвергающейся ударной нагрузке при посадках на волну (см. Гидроаэроплан). Управление большими гидросамолетами сосредоточено в специальных кабинах пилота, напр. в ДоХ помимо кабины с двойным управлением имеется рубка, где установлены стол с картами, радио и управление моторной группой. Поплавки имеют также набор, состоящий из шпангоутов, водонепроницаемых переборок, киля и стрингеров. Зашивка у металлич. поплавков вф1;ется листовым дуралюминием, в деревянных же-водоупорной фанерой. Шпангоуты дуралюминиевых поплавков делают из профилей или из труб, склепанных в узлах с помощью книц, причем водонепроницаемая переборка зашивается сплошным дуралюминиевым листом. Для удобства эксплоатации крепление поплавков к шасси обычно делают легко и быстро съемным путем устройства особых узлов. Обшивку поплавков в верхней части снабжают люком, по однолгу в каждом отсеке, для выливания попавшей воды и для осмотра поплавка Моторные устан о в к и современных самолетов крайне разнообразны, начиная от самых обычных для одномоторных самолетов и кончая целыми центральными силовыми установками на больших самолетах. По типу конструкции моторные установки бывают стержневые из труб, соединенных в узлах на болтах, на заклепках, или же сварные и рамчатые, клепанные из листового дуралюминия и профилей. Наибольшим распространением пользуются моторные установки первого типа из стальных труб, обычно хромомолибденовых или углеродистых, соединенных в узлах на сварке и косынках (фиг. 6, вкл. л.). Соединение стержней в моторных установках на болтах и клепке встречается теперь реже, Рамчатые моторные установки применяются только в дуралюминиевых конструкциях самолетов и клепаются из профилей с обшивкой или даже без нее из плоского или гофрированого дуралюминия. Радиаторы (см.) моторов с водяным охлаждением делают сотовыми, из тонкостенных медных или электронных трубок. На малых самолетах их ставят выдвижными, а на средних и больших-стационарными с жалюзи. При постановке таких радиаторов на малых самолетах для.

усиления эффективности их часто заключают в особые туннели из листового дуралюминия. На гоночных самолетах применяют плоскостные радиаторы, очень выгодные в аэродинамич. отношении. Моторы воздушного охлаждения для улучшения обтекания и во избежание переохлаждения заключаются в особые капоты с индивидуальными обтекателями на головки цилиндров (фиг. 3, вкл. л.) цли же в капоты с особым кольцевым капотиком- кольцом Тау ненда , дающим бо-Фйг. 6. лее значительное (до 25-

30 %) уменьшение лобового сопротивления сравнительно с предыдущим типом (фиг. 4, вкл. л.). Наименьшее лобовое сопротивление дает капот типа ЫАСА.(фиг. 5, вкл. л.), который применяется у гражданских самолетов, для военных же этот тип менее применим вследствие ухудшения обзора пилота. Моторные установки больших самолетов вписывают в крыло, как у самолета Ю38, или же вьшосят из самолета и крепят под крыло,как у самолетов Рорбах Роланд и Фоккер (фиг. 7, вкл. л.). В больших гидросамолетах моторы располагают обычно над крылом, на установках из труб или клепаных профилей и зашитых листовым дуралю-

Фпг. а.

минием. Такая моторная установка, давая аэродинамические выгоды, кроме того повышает еще мореходность удалением концов лопастей винта от воды.

Шасси современных самолетов в связи с увеличением тоннажа и повышением посадочной скорости конструктивно совершенствуется и развивается, переходя от простейшего типа шасси со сплошной осью, встречающейся у малых, преимущественно военных, самолетов (фиг. 6), к шасси с разрезной осью или полуосями, поднятыми вверх и дающими ббльшую безопасность при посадках на неровные аэро дромы. Шасси больших самолетов в подавляющем большинстве случаев представляет собою полуосную схему, раздельно крепящуюся к крыльямнепосредствен-но или к подкосам крыльев, причем последняя схема применяется иногда и у малых самолетов (фиг. 7 и 8). Полуоси и шасси обьгано делают в настоящее время из труб высококачественной стали, термически обработанными, амортизационные подкосы-из стальных (чаще высококачественных) труб, а задние подкосы-иногда из дур-алюминиевых труб.

Амортизация современных самолетов является весьма важным фактором в уменыпе-нпн веса самолета, т,. к. она дает.возможность понизить перегрузки при посадке и тем снизить веса фюзеляжа, шасси и костыля. Применение для этой цели амортизационного шнура теперь

встречается очень редко (фиг. 9). Довольно распространенной является амортизация из пластинчатой резины, которая работает на сжатие (фиг. 10 и 11). Последние конструкции шасси имеют масляную резиновую или масляную пневматическую амортизацию, получающую все большее распространение в силу надежности и мягкости работы (фиг. 12). Иногда амортизация шасси

Фиг. 10.

помещается внутри колеса, имеющего в этом случае особую конструкцию. Одним из надежных типов таких колес является колесо самолета Брегэ 19, литое из электрона, с амортизацией из резиновых шнуров (фиг. 13). На самолетах большого тоннажа устанавливают колеса большого диаметра (фиг. 8, вкл. л.)или же сдвоенные колеса по типу самолета Ю38 на особой траверсе, литой из электрона (фиг. 10, вкл. л.), или по типу самолета Са 90 РВ, расположенные рядом (фиг. 9, вкл. лист). Колеса часто снабжаются тормозами с механич., гидравлич. или пневматич. приводом. Нек-рое распространение получили колеса с пневма-тиками низкого давления особенно для установки взамен костыля; они хоро- шо амортизируют и поглощают почти Фиг 11 энергию удара при посадке без до- баночного амортизатора (фиг. 14). Колеса для уменьшения лобового сопротивления снабжают специальными обтекателями хорошей аэродинамич. формы. У амфибий шасси делают подъемным для возможности посадки на воду. Подъемное (или, вернее, убирающееся) шасси в настоящее время делают для уменьшения лобового сопротивления. Амортизация костыля, такая же как на шасси, делается обычно из пластинчатой резины, т. к. амортизационный шнур для этой цели в настоящее время редко применяется. Для более мягкой амортизации костыля иногда применяют и масляно-пневматическую амортизацию. Довольно большое распространение, как выше указывалось, получило применение вместо костыля хвостовых колес нормального типа с тормозом, с баллонами низкого давления или фиг. \2. со сплошным резиновым ободом (фиг, 14). Хвостовое оперение современных самолетов, особенно большого тоннажа,.иногда делают бипланной схемы, причем конструкция его в этом случае аналогична кон-

сТрукции крыла, однако чаще встречается хвостовое оперение монопланного типа, обычно из дуралюминия с обтяжкой или из гофрированого дуралюминия или из полотна.

В 00 р уж е н ию военных самолетов отдается весьма большое внимание со стороны конструкторов и строителей. Вооружение стремятся сде-1 лать для боя с дальних дистанций и насколько возможно смассировать огонь для достижения большей вероятности попадания во время воздушного боя. На од-Фиг. 13. поместных самолетах (типа истребитель) обыкновенно ставятся 2, реже 4 и как исключение 6 пулеметов, стреляющих синхронно через винт. В США принято из двух установленных пулеметов один иметь крупного калибра-12,7 мм, другой же обычного; это позволяет открывать бой с большого расстояния без ущерба для аэродинамики самолета (фиг. 12, вкл. л.). Для наводки на цель самолет обычно снабжается двумя прицелами, кольцевыми оптическим (см. Прицельные приспособления). На двухместных самолетах, а также на многоместных, помимо пулеметов, стреляющих через винт, ставятся еще 2 или более пулеметов на кольцевых установках-т у р елях у наблюдателя, позволяющих обеспечивать максимально возможную сферу обстрела, удобное перемещение и наводку (фиг. И, вкл. лист). Для защиты хвоста самолета, обычно наиболее слабого места в обстреле самолета,

Фиг. 14.

применяются или опускающиеся из фюзеляжа во время,полета вращаюпщеся башни с сидящим в них стрелком с одним или двумя пулеметами, или же в хвэсте делается специальная установка в виде гнезда, но уже не вращающаяся. На средних и тяжелых самолетах почти все-

гда предусматривается установка артиллерийских орудий малого калибра. В связи с тем, что при скоростях современных самолетов работа на турелях весьма затруднительна из-за задувания и трудности поворота пулеметов, турель с пулеметами и стрелок заключаются в особую башню А, позволяющую стрелку свободное маневрирование и наводку пулеметов (фиг. 15). Бомбардировочные самолеты помимо пулеметного вооружения снабжены также бомбами (см. Авиабомба), к-рые подвешиваются на наружных держателях самых разнообразных типов (см. Бомбодержатель). Для уменьшения лобового сопротивления головки бомб иногда з;акрываются специальными обтекателями и бомбы размещаются внутри фюзеляжа. Кроме бомб на торпедоносцы подвешиваются торпеды, которые крепятся на специальных держателях на,низу фюзеляжа. Для воздушной съемки позиции противника военные самолеты снабжены установкой фотографических аппаратов самых различных типов.

Разработка опытного образцового самолета. Работа по опытному самолету начинается с получения задания, в к-ром излагаются назначение самолета, его нагрузка, требуемые от него летные данные. Первоначально для выявления размерности и характера самолета прорабатывают эскизный проект,в к-ром производится изыскание рациональной размерности и типа самолета, делается общая компановка самолета. Отдельные конструкции его делают в н. в.. для малых и в Vio-/20 н. в. для самолетов большого тоннажа. Далее производят ориентировочный аэродинамич. расчет (см. Аэродинамика), подбор органов управления, а также площади хвостового оперения и балансировку самолета (см. Устойчивость самолета). Все это сопровождается общим видом самолета в V20 н. в. для малых и в 1/50-Vioo н. в, для больших самолетов, кратким описанием конструкции самолета и пояснительной запиской по всему эскизному проекту. Для более наглядного представления о конструкции общего вида самолета производят постройку макета самолета, где д. б. вьщержаны габаритные размеры и тип конструкции проектируемого самолета. После ма кета производится проработка предварительного проекта самолета и изготовление конструктивных чертежей для постройки самолета. В это же время (а если возможно, то и ранее) строят и продувают в аэродинамической лаборатории модель самолета и профили крыльев для получения данных как для аэродинамич. расчета и устойчивости, так и для расчета прочности. Модели делают наибольшей допускаемой размерами трубы величины, к-рая обычно для малых самолетов составляет Vs-/ю н. в., а для больших V20-V25 н. в.

Расчет прочности самолета производится после того, как проект самолета настолько уже проработан, что не только размерность самолета, но и конструкция его в основных чертах выявилась и определилась. Британское Авиационное министерство для расчета прочности самолета требует представления еле-

о ж 5 g ы и ет5 § р о Я

So oteg 2 a g to

I CO CO en OS OS-q

от ел -л ао д д

Mill t - C-o- ° Oi WOO

OS-3 00 cc о i-to

oi ее-? 1 #k oi сл OS OS -a

WCnCn * Cn 3 cn 00 CO

Ш

to - OSes), ее to- -Л Ilk. cn o

-~~--Зйй

- I- I- M M CO ю g g 2

s я

op о о ооо c> о о о о О 5*0 l(i.i .* .VVoio *osososo oj

V ПОС.

(км/ч)

Меньше 0,8 перегрузка не берется, при V пос-> 120 кле/ч по спец. указанию

n=3-f-

р пое. 20

(KJW/4)

Меньше 7 перегрузка не берется, при пос. ок. и > 120 км/ч по спец. указанию

п=3+ (К.Н/Ч)

Меньше 7 перегрузка не берется, при пос. ск. V > 120 км/ч по спец. указанию

у пое. 20

(км/ч)

Меньше 3 перегрузка не берется, при пос. ск. . > 120 км/ч по спец. указанию

По графикам амортизации. Меньше 5 перегрузка не берется

См. случаи нагруже-ния на вертикальное хвостовое оперение

OS -а 00 о о

См. случаи нагрузки

на горизонтальное хвостовое оперение

дующих данных: а) площадь, размах, хорда, расстояние между крыльями, пролет лонжеронов крыльев и хвостового оперения; б) положение и размеры крыльев, хвостового оперения, киля, элеронов, рулей высоты и направления; в) поперечный угол крыльев и вынос верхнего крыла, угол заклинения крыла, угоя установки хвостового оперения и угол наклона линии тяги к горизонту; г) линия земли или ватерлиния на стоянке и линия земли с хвостовым оперением, поднятым до летного положения; д) число лопастей и диаметр винта; е) данные о компенсации органов управления. Кроме того требуются еще весовая характеристика, центровка самолета и основные чертежи конструкции (крыльев, фюзеляжа, хвостового оперения, шасси, моторной установки и управления), достаточно освещающие конструкцию. Согласно советским нормам прочности самолетов различают два класса самолетов: I-гражданских и II-военных. Каждый класс подразделяется на группы, причем гражданские самолеты имеют 4 группы в зависимости от полетного веса. Подобное подразделение в той или иной модификации принято в различных европейских странах и США.Т. к. весь расчет прочности самолета ведется по разрушающим напряжениям, то и коэф-ты перегрузок различных частей самолетов берутся в нормах прочности для разрушаюпщх нагрузок или для статич. испытаний. Предполагается, что коэф. совершенства расчета равен 1,0, и поэтому эти же коэфициенты перефузок принимаются за расчетные. Каждый класс и каждая группа самолетов имеют свои коэфициенты перегрузок. Нормы перегрузки, установленные во Фракции, Италии и США, примерно соответствуют нормам, изложенным в табл. 1 для различных типов самолетов.

Крылья. Согласно нормам прочности крылья рассчитываются на 4 случая нагрузки. Случай Лк-выход из пикирования на угол первой максимальной подъейной силы. Крыло моноплана или коробка крыльев биплана рассматривается в положении первого Су дадд. Центр давления, угол атаки и наклон равнодействующей определяются из продувки или же из соответствующего аэродинамич. расчета, предпочтительно по методу Трефца. В нижеследующей табл. 2 приведены положения центра давления случая -4 для распространенных профилей крыла по английским данным 1931 г.

Табл. 2.-Положение центра давления крыла для случая Ак-

Для всех крыльев должны строиться кривые распределения нагрузки по размаху, по продувке или же по теории индуктивного сопротивления (см.). При отсутствии продувок для

крыльев одинакового профиля и угла установки по размаху нормы допускают упрощения и дают конкретные графики распределения нагрузки (фиг. 16). Распределение нагрузок между верхним и нижним крыльями в случае бип-ланной коробки согласно нормам производится

-Ю' О' 10 zv - Угол выноса

Фиг. 16.

W 20° JO

Угоя выноса

Фиг. 17.

по данным специальной продувки модели коробки крыльев или же по указанному выше аэродинамич. расчету. В русских нормах дается для нормальной бипланной коробки график распределения нагрузок.

Случай Вк-вьгход из пикирования на крутое планирование. Положение центра давления и наклон равнодействующей получаются из продувки или из аэродинамич. расчета для угла атаки, при к-ром коэф. подъемной силы Су составит0,2 отС^ а соответствующего случаю Ак- При этом, если центр давления находится в первой половине хорды, равнодействующая прикладывается на середину хорды. Распределение нагрузки по размаху берется по продувке или же по аэродинамич. расчету. Как и в случае Ац, нормы допускают упрощения и дают конкретные графики их. Распределение'между верхним и нижним крыльями нагрузок принимается по продувке или аэродинамич. расчету. Только для чистого биплана нормы дают график этого распределения (фиг. 17).

Случай Ск-пикирование. В этом случае принимается, что подъемная сила равна нулю. Крылья испытывают нагрузку, дающую скру-чиваюпщй их момент, и лобовую нагрузку. Скручиваюпщй момент вычисляется по ф-ле

M = f~--

bareже

И лобовое сопротивление по ф-ле

G,

где f-коэф. безопасности по нормам, С^- коэф. момента крыльев, С^-кр,-коэфициент лобового сопротивления крыльев, С^с-коэфициент лобового сопротивления самолета, С^в-коэфициент лобового сопротивления винта, G- полетный вес самолета, t-средняя хорда продув :ш. Коэфициенты С^ и С^кр. обыкновенно берут из продувки или из аэродинамического расчета для угла атаки, при к-ром Су=0. Коэфициент Ся;с включает в себя коэфициенты сопротивления всех частей самолета кроме винта. Коэф. сопротивления винта С^д, отнесенный к площади крыльев, определяется по ф-ле

F={D - d) - сметаемая винтом площадь; D-диаметр винта; d-диам. втулки или кока; S - площадь крыльев; а = s - средняя от-

носительная ширина лопасти и винта; число лопастей; Ъ^р.-отношение развернутой поверхности лопасти к радиусу; Ср-коэф. отрицательной тяги винта, вьписляемый по ф-ле Ср = 0,26 -Ь 0,2 (0,9 - h),

где fe = - относительный шаг винта. Если

винт переменного шага, то он берется на радиусе 1?=0,35 D. По размаху нагрузка распределяется пропорционально хорде. Распределение нагрузки между крыльями берется пропорционально площадям крыльев.

Случай 1> -криволинейный полет на спине. Положение и направление равнодействующей определяются из продувки при первом наименьшем значении коэф-та подъемной силы Су.Есля этот коэф. меньше (-0,3 С у max) случая Ах, то данные берутся для коэфициента Cj,= 0,3 Су max случая Л к. При невозможности иметь продувку для случая D, равнодействующую берут на хор^ы от передней кромки крыла (фиг. 18). Распределение нагрузки по размаху одинаково со случаем В к- Распределение нагрузки между крыльями бипланной коробки берется по продувкам или по аэродинамич, рас-

Угол Льшоеа

Фиг. 19.

чету, в случае чистого биплана пользуются графиком, взятым из норм прочности (фиг. 19).

Случай Ек-резкая посадка. В этом случае крылья испытывают нагрузку, кратную собственному весу и агрегатам в крыльях. Распределение по размаху соответствует действительному распределению весов крыла и агрегатов. Начиная расчет крыла, прежде всего определяют расчетную нагрузку на него для данного случая; для этого берут полетный вес самолета, уменьшают его на вес крыльев, т. к. собственный вес крыльев в летных случаях разгружает крылья, и умножают на перегрузку данного случая, взятую по нормам. Руководствуясь продувками, аэродина-мич. расчетом

Фиг, 20,

ИЛИ же-в случае чистого биплана-графиками, приведенными в нормах, распределяют найденную расчетную нагрузку сначала между крЬшь-ями, а затем' и по размаху крыла, учитывая при этом соответствующие угсазания норм, приведенные выше. Т. к. полученная нагрузка косая, то ее разлагают на нормальную к хорде крыла и на таыгентную по хорде, строят рас-

пределения нагрузок по размаху крыльев и находят узловые нагрузки, к-рые сводят в особую таблицу. Обычно бипланные коробки крыль-

Ркд

М0О(Н 80*75

иоооА

120004

А 65*60

юооол

шоА

УоооА

еоооА

soooA

4000-

зоооА

гоооЛ

Ркр-F [2900-1]

с tffea шарнир, концов, с =2-ч1-:заделанн.-*-

Фиг. 21а.

\-130

\-izo

\rfto

Ьбо

\-40

€в статлчески неопределимы, за исключением случая, когда несущая и обратная расчалки находятся в одной плоскости. Поэтому при решении обычно методом Максвелла и.Мора приходится выбрасывать лишний стержень. За лишний стерж!ень проще всего принимать диагональную стойку 7-8 (фиг. 20). Выбросив его, рассчитывают пространственную ферму коробки крыльев целиком или же разбивают ее на две вертикальные фермы и две горизонтальные и находят усилия в стержнях фермы без лишнего стержня. Подставив далее вместо лишнего стержня единичную силу (обычно ± 1 ООО кг) и рассчитав, как указано выше, снова ферму коробки крыльев, получают усилия в стержнях фермы для второго состояния. После этого составляют таблицу для решения статич. неопределенности, причем во внимание берут только стержни на-

ружной и внутренней расчалок, т. к. жесткость остальных стержней фермы значительно более. Решив ур-ия, находят усилия в липшем стержне 7-8, а затем и действительные усилия в стержнях фермы коробки крыльев. Расчетное усилие в стержнях фермы обьгчно определяют с учетом не полной разгрузки от лишнего стержня, а с коэф-том 1,25, когда эта разгрузка догружает стержень, и 0,75, когда она разгружает. Делается это для страховки от возможных неточностей расчета. Составив таблицу расчетных усилий в стержнях фермы, подбирают сечение их, пользуясь для этой цели приведенными выше нормированными коэф-тами прочности. В тех случаях, когда ставятся параллельно два стержня (двойная расчалка), расчетное усилие каждого стержня берут равным полного расчетного усилия, учитьшая этим неравномерность загрузки стержня в работе. При подборе сечений проволочных расчалок внутри крыла необходимо кроме того учесть коэф. заделки С концов их, к-рый в среднем принимают (найденный опытным путем) равным 0,70. Стойки коробки крыльев, обычно трубчатые, обтекаемого сечения, подбирают по специальным номограммам на продольный изгиб (фиг. 21 и 22), причем коэф. заделки для них берется С = 1,0, т. к. концы их закреплены шарнир но в узлах. Распорки внутри крыльев в тех случаях, когда они делаются из труб, подбираются по специальным номограммам на продольный изгиб круглых труб. Подобрав внутреннюю и внешнюю расчалки, стойки и распорки, переходят к подбору сечения лонжеронов, при этом подбор сечения начинают с консоли лонжерона.* На фиг. 21а и 216 изображены номограммы для расчета коротких (21а) и длинных (216) стоек из дуралюминиевых труб. На фиг. 22а и 226 даны номограммы для расчета коротких (22а) и длинных стоек (226) из стальных труб. В деревянных конструкциях сечение лонжерона делают коробчатым с полками из сосны и стенками из фанеры (фиг. 23).

При построении эпюры консольного изгибающего момента пользуются имеющимися уже эпюрами распределения нагрузок по размаху крыла. По этой эпюре подбирается сечение лонжерона, причем обычно консоль делается более жесткой во избежание в'озникно-

вения вибраций концов крыльев. Это дос^гигает-ся тем, что допускаемое напряжение на изгиб для сосны берется не 600, а 550-53U кг/см.

Кроме того при подсчете момента сопротивления сечения фанерные стенки не принимаются во внимание. Нижняя полка лонжерона, работающая в определяющих случаях на растяжение, только в случаях С , D и Ек работает на сжатие. Вследствие этого ее можно делать более тонкой, чем верхнюю полку, обычно 60-70% тол-щиныверхней полки. Найдя обычнымпутем нормальное напряжение в полках, делят на него допускаемое напряжение и находят коэф. запаса в полках. Допускаемое напряжение для сосны вычислено по ф-ле, приведенной у Nilesa:

о. =400-1-(600 Ф-400)

сумм

где Ф-коэф. формы, взятый по прилагаемому ниже графику; Осумм.-напряжения в полке от

Qtl для шар/н^ныл концов CZ Зяя заделанных кончав

-290 -280

-270 -260 -250 -240 -2S0

[-220

4000-*

изгиба поперечными силами и сжатие от продольной силы (фиг. 24). Для консоли о^ по предыдущему будет равно

<доп. = 400 + (550 Ф - 400) = 550 Ф.

Фанера боковых стенок лонжерона проверяется на скалывание от перерезывающих сил по обычной ф-ле

- jTTa .

где S к J берутся с учетом фанеры. Напряжения на скалывание фанерных стенок лонже-

рона, имеющих направление слоев фанеры под углом в 45° к направлению усилий, берут не свыше 130-150 кг/см. Эту поверку желательно провести в, сечениях по болтам внутреннеД расчалки. Подобрав сечение консоли лонжеронов, переходят к подбору сечений пролетной части их. Т. к. в пролете действуют по лонжеронам осевые силы, величина к-рых переменна по панелям внутренней расчалки, то прежде всего находят среднюю сжимающую осевую силу в пролете, нанес и ведут в дальнейшем расчет. Строят эпюру изгибающего момента в пролете от поперечных нагрузок. К нему добавляют или вычитают, Смотря по ЗНУ, МО

4в0 420 J80 340 Ж Ж 220 №0 /40 ЮО 60 Фиг. 226.

мент, изгибаюпщй от эксцентриситета крепления лонжерона в узлах:

М, = Р^.Э,

где Рф-осевая сила, а Э-величина эксцентриситета. Строят суммарную эпюру этих двух изгибающих моментов. Обычно масштаб длин при этом берется А = Доили Vio н. в., а масштаб момента 200 кг/сл* в 1 мм. Практика работы в США показывает целесообразность просчета с уменьшенным консольным моментом до 20 % для большей жесткости пролета, особенно при несимметричных нагрузках коробки крыльев. Имеюпщйся суммарный момент изгибающий д. б. исправлен на сжатие лонжеронов осевой силой. Это делают или аналитич. путем по формулам, приведенным в руководстве Nilesa Автор lane Design* или же графически - методом

Z......

ф

т

£5 МО

И

-i......

Фиг. 23.

Фиг. 24.

Miss Hough или же методом кругов Ченцова . Пользуясь этими методами, находят дополнительный момент изгибающий от действия осевой силы, а отсюда и суммарный в пролете, по

K-p05fy проверяют принятое для расчета сечение лонжерона. Для этой цели находят нормальные напряжения в полках лонжерона от изгиба ст з,., затем нормальные напряжения от осевой силы <Ус с.и> суммируя их, получают о сумм.-Взяв по графику коэф. формы сечения лонжерона, находят допускаемое напряжение по ф-ле:

д<,п. = 400 + (600Ф-400)

°изг.

сумм.

Деля допускаемое напряжение на Ссг/лл . получают запас прочности в данном сечении. Поверка сечения фанеры на срез производится, как ранее было указано. В том случае, когда лонжероны крыльев не деревянные, а дуралю-миниевые или же стальные, в указанном выше методе берутся напряжения, допускаемые для данного металла и для данной формы сечения. Форма сечения определяет допускаемое напряжение на продольное сжатие. Дать обпще указания в этом случае очень трудно, поэтому обычно их находят из статических испытаний образца лонжерона данного пролета. Однако можно указать, что закрытое сечение дуралю-миниевого лонжерона с толщиною стенки, не

меньшей, чем S>, где В-свободная шири-

допускаемое напряжение Трубчатые сечения лон-on . ос имеют до-

на полки, имеет 2 000-2 500 кг/см.

Ягеронов с отношением > 3035

го 40B08ommmiBom2ooj

Фиг. 25.

пускаемое напряже-ние2 700-3 ОООкз/сл* (фиг. 25 и 26). На фиг. 25 изображен график для расчета лонжерона из дуралюминиевых труб, на фиг. 2в-из стальных труб. Во всем остальном подбор сечения металлич. лонжерона остается одинаковым с таковым же для деревянного.

Фиг. 26.

Элероны. Нормы дают для расчета эле- ронов ф-лу, определяюшую среднюю разрушающую нагрузку:

Pe. = 0,0525vg, ,;

здесь - максимальная горизонтальная скорость у земли для высотного мотора конечно на номинальной мощности. Максимальное значение Рср.125 г/м . Распределение нагрузки по размаху и по хорде элерона, а также по балансир-ной части его берут по графику норм (фиг. 27). Среднюю расчетную нагрузку на элерон сравнивают с таковой же крыла в данном месте и, если она менее, то нагрузку на элерон берут по крылу. По эпюре нагрузки определяют нагрузку по нервюрам элерона, реакцию в опорах и моменты, изгибающий и крутя-

1Я

щий, элерона, по к-рым и подбирают сечения лонжерона, нервюр и стрингеров элерона.

Хвостовое оперение. Горизонтальное хвостовое оперение рассчитывают на случай О,-выход из пикирования или вход

Фиг. 27.

в него. Статическая нагрузка в этом случае определяется по следующей формуле

С'Ц'

Фиг. 28.

где Ъ-коэф. безопасности по нормам; I-расстояние от ц. т. до центра давления оперения; С'ш-коэф. момента всего самолета без хвостового оперения, определяемый из продувки модели или, в случае отсутствия ее, из случая Сг.-крыльев. Распределение нагрузки по хорде берется по графику норм (фиг. 28)., Нагрузка по разкаху распределяе^бя про-поргщоналъно хорде. На компенсаторах величина нагрузки одинакова с нагрузкой на шарнире. Нагрузка, определенная по приведенной выше ф-ле случая С проверяется еще на случай по следующей ф-ле

P=2te.C, (l,4.г) oo.)

где Q-ПЛОТНОСТЬ воздуха берется равной /g, (Sja;-площадь горизонтального оперения, Vyux,- посадочная скорость в jn/cw, -коэф. подъемной силы берется по нормам. Эту нагрузку оперение должно выдержать как сверху, так и снизу. Для расчета берется наибольшая из двух указанных случаев нагрузка. Как и при расчете элерона, строят эпюры нагрузки по нервюрам оперения, по ним определяют узловые нагрузки на лонжероны стабилизатора и руля высоты. По узловым нагрузкам находят изгибаюпще моменты для лонжеронов стабилизатора, а по ним подбирают сечения лонжеронов. Конструктивно получают обыкновенно сечения лонжеронов ббльшие, чем по расчету, а напряжения в них-меньшие допускаемых. Это полезно делать потому, что стабилизатор получается более жесткий и стойкий против вибраций. Нервюры стабилизатора б. ч. берутся из конструктивных соображений и потому заведомо прочными. Если стабилизатор имеет расчалку или подкосы, то сечение их подбирается обычным порядком. Лонжерон руля высоты кроме момента изгибающего ис-пытьшает еще момент кручения из-за несовпадения центра нагрузки с осью его. Момент крутящий находят из эпюры нагрузок на нервюры. Сечение лонжерона руля высоты подбирают, исходя из этих двух моментов. В расчетах руля высоты самолетов большого тоннажа учитьщают также влияние прогиба лон-

6---

на/утаяения

Фиг. 29.

жеронов стабилизатора на изгиб . лонжерона руля высоты. Для этой цели за лишнее неизвестное берут величину прогиба, составляют ур-ие статич. неопределимости и находят уточненное значение момента, изгибающего лонжерон руля высоты, с учетом прогиба лонжеронов стабилизатора.

Вертикальное хвостовое оперение: случай iTa;. Статич. нагрузка вычисляется по ф-ле

обозначения те же, что и у горизонтального оперения; /Sea;-площадь вертикального оперения. Нагрузка распределяется по хорде согласно графику, приведенному на фиг. 29. Нагрузка по размаху распределяется пропорционально хорде. На компенсаторах, нагрузка в каждой точке равна нагрузке по оси шарниров. Расчет ведется так же, как и в случае горизонтального оперения. Размеры сечения лонжеронов киля и руля направления в большинстве случаев задаются из конструктивных соображений и только поверяются на изгиб и кручение. Необходимо определять как для рулей высоты, так и для руля направления угол закручивания. По германским нормам прочности угол закручивания рулей и элеронов при половинной статдчес:ой нагрузке не должен превышать амплитуду отклонения более, чем на 7,5%.

Шасси. При расчете перегрузок шасси исходят из мощности амортизации его, вследствие чего сначала подбирают амортизацию. Согласно нормам амортизация шасси (включая и пневматики) должна при полном ходе оси поглотить работу А:

J: = 0,0075 Mvloc, где М-масса самолета; voe.-посадочная скорость в м/ск. При нормально предварительной затяжке амортизация должна начать работать при действии на нее усилий, ббльших, чем при стоянке.При замене пневматикой на лыжи амортизация остается одна и та же. Из центровки самолета берут вес самолета, приходящийся на колесо, а по нем определяют массу самолета, действующую на колесо при посадке. Вычисляют по массе самолета работу А, к-рая д. б. поглощена амортизацией шасси. Работа, поглощаемая пневматиком, берется или по статич. испытаниям пневматика или же по соответствующим сводным графикам, примером к-рых мо-

S000(

Ю го 50 40 50 60 70 SO SO WO т 120 130 140 150 сжатие пневматика В ми.

Фиг. 30.

жет служить график колес Пальмера (фиг. 30). Эта работа вычитается из найденной ранее полной работы А, а остаток Аа д. б. поглощен полиостью амортизацией шасси. Предварительную

затяжку берут обычно равной 1,10 усилия по амортизации на стоянке. По предварительной затяжке определяют потребную площадь пластины резины, для чего берут удельное давление на резину! 6-18 кг]ем\ учитывая износ таковой при эксплоатации. По графику отдельных нагрузок (фиг. 31) подбирают количество пластин

30 обжатие Фиг. 31.

резины, необходимых для поглощения работы J-u, причем принимают коэф. перегрузки при посадке обычно равным5,0. Необходимо учитывать коэф. формы резины, для чего надо каждый раз перестраивать график удельных нагрузок резины, если отношение 1,35. Для этого пользуются наклонной кривой сжатия при 70 кг/см при переменном . Расчет масляной амортизации более сложен и поэтому здесь не приводится. Когда амортизация шасси подобрана, ход оси колес определен, строят эпюру кинематики шасси при посадке и полном сжатии амортизации. Т. к. шасси представляет пространственную ферму, то ее можно

Фиг. 32.

Случай Вш Фиг. 33.

решать графически и аналитически обычными методами на следуюпще случаи. Случай Ej -посадка на три точки. Перегрузка берется согласно подобранной амортизации, но не менее 5,0. Шасси проверяется па посадку и две точки (колесо и костыль), перегрузка при этом

берется равной случая посадки на три точки.

Ферма шасси решается со сжатой амортизацией (фиг. 32). Случай -передний удар на оба колеса. Самолет находится в положении стоянки на земле. Сила удара проходит через ось колес шасси и направлена спереди и снизу под углом 20° к горизонту. Шасси также проверяется на передний удар на одно колесо в том же положении, перегрузка при этом берется равной половине случая Gj (фиг. 33). Случай боковой удар на оба колеса. Сила прикладывается к ободам колес. Перегрузка берется по ф-ле . .

причем г^иос в kmjh. Перегрузка менее 0,8 не бе-

Фнг. 34.

рется. Шасси проверяется на случаи бокового удара на одно колесо, перегрузка берется равной у (фиг. 34). Решив ферму шасси на всё 6 случаев, находят усилия в стержнях шасси и моменты, изгибающие ось или полуоси шасси, и все это сводят в таблицу. В этой таблице определяют расчетные усилия, на которые подбирают сечение стержней шасси по графикам и по ф-лам Эйлера и Джонсона для продольного изгиба. В случае тормозного шасси при решении фермы шасси к оси прикладьшают тормозной момент, вызьшающий обычно изгибающие и скручивающие моменты в стержнях шасси. Т. к. методика расчета в этом случае сильно меняется с конструкцией и схемой шасси, то она здесь не приводится.

Фюзеляж рассчитывают на следующие случаи. Случай Ефщ-посадка на три точки. Нагрузка приложена к колесам шасси и костылю и равна Р=и G, где перегрузка п берется из случая Е^ шасси. Случай Сфу-случай пикирования. Нагрузку прикладьшают к горизонтальному оперению и берут по нормам для горизонтального оперения. Рассчитывают только хвостовую часть фюзеляжа, принимаемого защемленным в месте крепления крыльев. Случай Н^фму-боковая нагрузка на хвостовую часть фюзеляжа. Берут нагрузку на вертикальное оперение на случай К^. Случай 0 v-полет с вертикальным ускорением, со-ответствуюпщм случаю А^. Нагружают только переднюю часть - фюзеляжа и моторную установку нагрузкой по ф-ле

где -вес передней части самолета и мотора с моторной установкой и оборудованием. По-коэфициент перегрузки по нормам. Случай Нфу^У-боковая нагрузка на переднюю часть фюзеляжа и моторнуда установку. Нагрузка

берется по ф-ле

Р = те .

где п-коэф. перегрузки по нормам для этого случая. Типы и конструкции моторных установок весьма разнообразны,поэтому здесь можно только указать общие приемы решения ферм, наиболее часто встречаюпщхся. Прежде всего вычисляется нагрузка на моторную установку, для чего все грузы, опирающиеся целиком или частью на моторную установку (мотор, винт, капот, моторная рама, патрубки выхлопа, стартер, трубопроводы.и пр.), приводятся к равнодействующей силе с координированием этой силы по отношению к точкам опоры. Решение пространственной фермы моторной установки производят или графически или, что проще, аналитически. Обычно моторная установка имеет лишние стержни, вследствие чего необходимо решать ферму как статически нерпределимую систему (фиг. 35). В указанном примере моторной установки для мотора воздушного охлаждения за лишний стержень обычно берется стержень 3-5, как мало нагруженный и отсутствие к-рого не в.печет нарушения, геометрич. устойчивости моторной установки. Приложив нагрузку, как выше было указано, и найдя реакции опор, решают узел 4, затем узел 5 без липшего стержня 5-5. Затем задаются силой е±1 ООО кг и, подставив ее вмес-

то лишнего стержня, решают способом статич. неопределимости. Расчетные усилия необходимо определять с учетом разгрузки от лишнего стержня с коэф-том 0,75 и при догрузке с коэ-фициентом 1,25. По полученным расчетным усилиям подбор сечения стержней производят по нормалям и графикам, как обычно. При этом коэф. заделки стержней сваркой моторной установки берут для большей жесткости против вибрации равным С= 1,0. Решения других моторных установок м. б. сложнее или проще в зависимости от количества стержней и комбинации их, но ход расчета остается тот же. Хвостовая часть фюзеляжа в случае сварной и клепаной стержневой конструкции рассчитывается обычно при симметричных нагрузках весьма просто графич. или аналитич. методом. Из центровки самолета находят распределение весов по узлам фермы, учитываемое так же, как разгружающие грузы при определении усилия в

Фиг. 35.

стержнях фермы.В случае Н'ф^у обычно приходится решать статич. неопределимость, связанную с распределением крутящего момента между горизонтальными и вертикальными панелями фермы фюзеляжа. Крутящий момент распределяется при помощи ряда поперечных рам или расчаленных поперечных панелей фюзеляжа. Т. к. благодаря этому получается многократная статич. неопределимость, усложняющая расчет, то ограничиваются обычно одной поперечной рамой, ближайшей к хвосту самолета. Решения статич. неопределимости производят общепринятым методом; расчетные усилия определяют по предыдущему с коэф-тами 0,75 и 1,25. Подбор сечений стержней, расчалок и лент производят по соответствующим нормалям и графикам. Обьжновенно для сварных фюзеляжей коэф. заделки стержней лонжеронов принимают равным С=2,0, в то время как для стоек, поперечин и раскосов С=1,0. В случае фюзеляжа типа монокок или рамчатого фюзеляжа, обшитого фанерой или листовым металлом, фюзеляж рассматривают как полую балку, причем сечение ее проверяют по момент-ньш кривым, эпюры к-рых строят на все случаи. Обычно в деревянных конструкциях полагают, что обшивка не несет, но сохраняет геометрич. неизменяемость, вследствие чего набор, т. е. лонжероны и стрингеры, принимают во внимание только при подсчете модуля сопротивления сечения. Если же вводят обшивку, то берут только Vs-Va толщины ее; в случае металлич. покрытия сечение считается полностью. Благодаря большим размерам сечения и невозможности по конструктивным соображениям взять очень тонкую обшивку, фюзеляяс-моно-коки получают с повышенной прочностью-до 100% и более. Обшивку проверяют на скалывание при кручении и на устойчивость панели, ограниченной рамками и стрингерами; последние производят чаще подбором в статич. испытаниях. Среднюю часть фюзеляжа проверяют