Конструкции, или почему не ломаются вещи | Страница 50 | Онлайн-библиотека
Естественно, когда в сечении крыла больше двух лонжеронов или если пара лонжеронов имеет разную жесткость, то центр изгиба будет находиться не посередине, а где-то между передней и задней кромкой крыла. Однако в каждой балке любого типа центр изгиба всегда существует. Сила, линия действия которой проходит через эту точку, не вызывает закручивания балки или крыла, тогда как любая иная нагрузка обязательно приводит не только к перемещениям крыла вследствие изгиба, но и к закручиванию крыла на некоторый угол.
До сих пор мы рассматривали случай сосредоточенной силы, приложенной к балке или крылу. Естественно, что аэродинамическая подъемная сила, которая в полете направлена вверх и удерживает машину в воздухе, представляет собой нагрузку, распределенную по всей поверхности крыла. Однако, чтобы упростить расчеты, всю эту нагрузку можно заменить одной равнодействующей, приложенной в точке, которую называют центром давления (ЦД) крыла.
Несведущему человеку может показаться, что ЦД подъемной силы, действующей на крыло в полете, лежит где-то посередине между передней и задней кромкой крыла, скажем, возле середины хорды крыла. На самом же деле, как хорошо известно из аэродинамической практики, это совсем не так. Как правило, центр давлений подъемной силы расположен недалеко от передней кромки крыла - обычно на расстоянии примерно в четверть длины хорды.
Следовательно, пока крыло не спроектировано таким образом, чтобы центр изгиба был расположен примерно на расстоянии одной четвертой длины хорды от передней кромки, оно обязательно будет закручиваться. Угол поворота крыла при этом будет, конечно, зависеть от крутильной жесткости крыла (жесткости на кручение). Но, вообще говоря, всякое закручивание крыла - вещь вредная и опасная, так что конструкторы стремятся свести его к минимуму. Именно поэтому и стержень пера в крыле птицы расположен обычно на расстоянии в четверть хорды от его передней кромки (рис. 132).
В простом крыле моноплана с тканевой обшивкой как положение центра изгиба, так и его крутильная жесткость почти целиком зависят от относительной жесткости лонжеронов на изгиб. В самолете Д-8 центр изгиба находился значительно дальше центра давлений, где-то около середины хорды. Крыло не имело достаточной жесткости, чтобы сопротивляться закручиванию, в результате чего оно разрушалось. После модификации крыла, когда задний лонжерон был сделан более жестким и прочным, центр изгиба передвинулся еще дальше назад, что еще больше ухудшило ситуацию.
Осмыслив все это, Фоккер предпринял теперь уже очевидный шаг: уменьшил толщину и жесткость заднего лонжерона и передвинул тем самым центр изгиба вперед, ближе к центру давления. После этого Д-8 превратился в сравнительно надежную машину, опасную для британских и французских военно-воздушных сил.
По законам аэродинамики центр давления подъемной силы, действующей на крыло самолета, должен всегда находиться примерно на расстоянии четверти хорды от передней кромки крыла. Для уменьшения крутящего момента, действующего на крыло, его необходимо сконструировать таким образом, чтобы передвинуть центр изгиба вперед, как можно ближе к центру давления. Однако элероны, с помощью которых самолет получает крен и выполняет виражи, действуют на конец крыла большими вертикальными силами, приложенными вверх или вниз вблизи задней кромки, то есть далеко сзади от центра изгиба. Тем самым элероны неизбежно вызывают большие крутящие нагрузки на крыло всякий раз, когда летчик закладывает вираж.
Из рис. 133 видно, что направление закрутки изменяет величину подъемной силы в направлении, противоположном действию элеронов, уменьшая производимый ими эффект. Если крыло имеет недостаточную крутильную жесткость, его элероны могут оказать на самолет обратное действие: выполнив операции, необходимые для крена вправо, летчик может вдруг обнаружить, что самолет делает крен влево. Этот не только неожиданный, но и весьма опасный эффект носит название "обратные элероны". С ним связаны серьезные трудности при проектировании современных скоростных самолетов. Профилактической мерой здесь является достаточная крутильная жесткость конструкции крыла.
В ранних обшитых тканью монопланах, таких, как Д-8, крутильная жесткость крыла почти целиком определялась относительной жесткостью на изгиб двух главных лонжеронов и их расположением. Однако это не очень эффективное средство, и величина крутильной жесткости, достигаемая в таких конструкциях даже с помощью системы проволочных растяжек, довольно ограничена. По этой причине такие самолеты были довольно опасны, и правительственные органы почти каждой страны были настроены против монопланов, а кое-где они даже были запрещены.
Предпочтение, отдаваемое бипланам, не было следствием консерватизма некоторой части чиновников соответствующих ведомств; скорее оно явилось следствием характерных для биплана больших прочности и жесткости, особенно на кручение. На практике бипланы были и легче, и безопасней монопланов в течение многих лет, а разница в скоростях поначалу у них была не так уж велика. Конструкция крыла биплана с растяжками и распорками представляет собой, по существу, некоторую коробчатую, или кессонную, балку, которая обеспечивает большую прочность и жесткость не только на изгиб, но и на кручение. Из рис. 134 видно, что четыре главных лонжерона (по два в каждом крыле) идут вдоль ребер короба, а расположенные между ними элементы образуют решетчатую ферму. На самолете диагональные распорки на верхнем и нижнем крыле, конечно, не видны, так как скрыты обшивкой. Однако на самом деле эти горизонтально расположенные элементы имеются, и их назначение состоит в том, чтобы воспринимать сдвиг, возникающий при кручении крыла.
На рис. 134 схематически показано, как такая конструкция работает на кручение. Видно, что каждая сторона короба нагружена сдвигом подобно решетчатой стенке при изгибе фермы. Заметим, что сдвиг всех четырех сторон короба происходит совместно и взаимозависимо. Если разрезать или убрать одну из четырех сторон, конструкция вовсе не сможет сопротивляться кручению. В биплане эти работающие на сдвиг панели по необходимости делаются из стержней и тросов. Но если конструкция призвана не летать, а работать на земле, то решетка из стержней и тросов может быть заменена сплошными металлическими панелями или листами фанеры. С чисто конструктивной точки зрения работать она будет точно так же, как и рассмотренные нами выше фермы.
Кручению может противостоять короб или трубы любого типа как со сплошными стенками, так и со стенками решетчатой конструкции. И в том и в другом случае в стенках действуют касательные напряжения. Если же сравнивать прочность и жесткость с весом, то крыло биплана с точки зрения крутильных характеристик гораздо более эффективно, чем конструкция, в которой все зависит от пары соединенных между собой балок.
Формулы для прочности и жесткости на кручение стержней и труб различных типов приведены в приложении 3. Следует отметить, что жесткость на кручение трубы или короба определяется квадратом площади поперечного сечения. Поэтому короб большого поперечного сечения (такой, как в старомодных бипланах) требует мало материала и имеет очень небольшой вес. Когда мы строим современный моноплан, то, по существу, заставляем работать всю конструкцию крыла вместе с ее обшивкой, будь она металлической или фанерной. Хотя мы вынуждены делать крыло гораздо толще, чем крылья бипланов, все же площадь его поперечного сечения гораздо меньше, чем у крыла биплана. Поэтому, чтобы добиться необходимой жесткости и прочности, мы вынуждены применять относительно толстую и тяжелую обшивку. Таким образом, довольно большая доля веса всей конструкции современного самолета предназначена для того, чтобы сопротивляться кручению.