книги из ГПНТБ / Конструкция летательных аппаратов учеб. пособие для студентов инженер.-экон. фак
.pdf2. Конструкция крыла должна обладать высокой ремонто способностью, которая характеризуется удобством монтажа к. демонтажа конструкции крыла и ее отдельных агрегатов.
3. Конструкция крыла должна обладать хорошей антикор розионной стойкостью, оцениваемой степенью защищенности элементов конструкции от воздействия внешней среды.
|
Технологические требования |
|
|||
!. Возможность |
использования |
прогрессивных |
мето |
||
дов и технологических процессов |
при |
изготовлении |
конст |
||
рукции и ее деталей |
(широкое применение литья, штамповки, |
||||
программного |
механического |
фрезерования, химического |
|||
травления, склейки |
металлов, прессовой клепки и т. и.). |
||||
2.Рациональная схема технологических разъемов, до пускающая широкую механизацию и автоматизацию сбороч но-монтажных работ.
3.Использование для изготовления конструкции крыла хорошо освоенных материалов и полуфабрикатов.
Перечисленные требования весьма противоречивы. Улуч шение одних характеристик крыла (например, аэродинамиче ского качества, ресурса и т. и.) достигается лишь ценой ухуд шения других (например, весовых характеристик, стоимости,
и т. и.).
Для получения ианлучшего конструктивно-проектировоч ного решения имеются методы, позволяющие найти границу целесообразности улучшения одних параметров за счет ухуд шения других. В частности, это может быть метод минимума себестоимости.
§2. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КРЫЛО
Вобщем случае на крыло в полете действуют поверхност ные и массовые нагрузки, причем они могут быть как сосредо точенными, так и распределенными (рис. 3.1).
Воздушная нагрузка представляет собой поверхностную рас пределенную нагрузку. Равнодействующая воздушной нагруз ки, действующей на единицу длины крыла, называется погон ной воздушной нагрузкой и обозначается <7увр.
52
3 |
расчетном случае нагружения |
|
|
|
<7уп1 —f су |
b ■1 |
(3.3) |
|
|
||
где |
—. коэффициент подъемной силы данного сечения |
||
крыла.
Погонная воздушная нагрузка приложена к крылу по ли ни?? центров давления сечении.
Равнодействующая воздушной нагрузки, действующей на крыло в заданном случае нагружения, определяется следую
щей формулой
Y ? = f c J - ^ - S = n > G , |
(3.4) |
/гр = /г//'3 —- расчетная разрушающая перегрузка; ' сук — коэффициент подъемной силы крыла.
Для приближенных расчетов обычно полагают, что су—сУк, й положение центров давлений по хорде оценивается коэффи
циентом |
величина |
которого по размаху не меняется. |
|||
Тогда |
|
р — |
n*G |
|
(3.5) |
|
Чув |
Ь, |
|||
|
5 |
|
|||
|
|
|
|
|
|
т. е. погонная воздушная нагрузка распределена но размаху пропорционально размеру хорды.
53
Вес конструкции крыла и действующие на массы крыла инерционные силы создают распределенную массовую нагруз ку на крыло. Она также может оцениваться погонной распре деленной нагрузкой qyKp, которая представляет собой массо
вую нагрузку па участке единичной длины.
Нагрузка <7укр приложена но линии центров тяжести сече нии крыла. Обычно л-,. = ~ — (0,44-0,45). Равнодействующая
распределенной массовой нагрузки крыла |
К,;р в заданном слу |
чае нагружения определяется так: |
|
^ = : / / Р О к. |
(3.6) |
В общем случае распределение </ук.р зависит от свойств
конструкции крыла. В приближенных расчетах для упроще ния вычислений принимают, что <7Vh.p распределена по такому
же закону, как п q ,р, т. е.
<7укР= <7У„Р^ = ?унР% - |
(3 J> |
Исли принять, что <7VBP определяется но формуле (3.5), то
,п> G |
|
Ъ*Р= Ч г /1- |
(3‘8> |
Для каждого сечения крыла можно рассчитать величину равнодействующей погонной нагрузки
(]■/ = 7Упр — <7у,Л |
(3-9) |
Центром нагрузки называется точка приложения равно действующей погонной нагрузки, положение которой в соот ветствии со схемой рис. 3.2 определяется по формуле
-Т1; |
X - X т G |
(3.10) |
|
|
|
' G V |
|
|
1 |
|
|
|
|
G |
|
Сосредоточенные силы, приложенные к крылу, могут быть как поверхностными (тяга двигателя), так и массовыми.
действующими па грузы, закрепленные на крыле, Если вес груза г равен Огр-„ то в расчетном случае нагружения па него
действует сила
у |
= /р’ <7 • |
(3.11) |
приложенная в центре тяжести груза.
Рис. 3.2. К определению ноло/кення центра нагрузки.
Если на крыло действует тяга двигателя, то
/ V = / / V , |
13.12) |
где РдВ3 — тяга двигателя в данном расчетном случае на гружения.
§3. УСИЛИЯ в СЕЧЕНИЯХ КРЫЛА
ИИХ ПРИБЛИЖЕННОЕ ОПРЕДЕЛЕНИЕ
Отсечем мысленно плоскостью 1—I концевую часть крыла
(рис. 3.3).
Спроектируем все действующие на нее силы на плоскость сечения. Равнодействующая этих сил называется поперечной силой и обозначается Qp*. Сумма моментов всех сил,^ дейст вующих на отсеченную часть крыла относительно нейтраль ной осп сечения, называется изгибающим моментом и обозна
чается М„згр.
Известно, что каждое сечение балки имеет центр жестко сти. Центр жесткости сечения — это точка, обладающая еле*
* Иногда, в частности в Щ величнныфР. А/[1згР,/И Р£в>означак>т рав
нодействующие внутренних усилий в сечениях крыла, уравновешивающие внешнюю нагрузку.
55
дующим свойством: если линия действия равнодействующей проекции всех сил, приложенных к отсеченной части, прохо дит через эту точку, то имеет место только изгиб балки, а за кручивание сечения отсутствует.
В противном случае под действием момента равнодейст вующей относительно центра жесткости сечение закручивает ся. Этот момент называется крутящим моментом и обозна чается М,фр. С целью упрощения вычислении вводится поня
тие осп жесткости сечения (ОЖ). Ось жесткости — это пря мая. проходящая через центр жесткости сечения перепендикулярпо его плоскости.
Крутящий момент, оче видно. равен сумме мо ментов всех внешних сил действующих на отсечен ную часть крыла, относп-
Рнс. 3.3. Усилия QP, М 13Г1\ Д-!крР |
Рис. 3.4. Нагружение крыла и эпюры |
||||
в сечсшш крыла. |
QP, М |
Р, |
/VI |
кр |
Р |
^ |
изг |
|
■ |
||
Остановимся па приближенном определении усилий в со- |
|||||
ченип 1—1 прямого трапециевидного крыла |
(рис. 3.5). |
||||
Примем, что |
|
|
|
|
|
B_ /iP(G -G ,) |
|
|
|
(3.13) |
|
' </V |
5 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
56
На чертеже крыла в плане проведены ось жесткости сече ния 1 — 1 и линия центров нагрузки.
Равнодействующую распределенной нагрузки <7/ , дейст вующей на отсеченную часть крыла, обозначил! Ротс.
Р |
_ » р ( 0 - 0 к ) У 1+ ^ к / |
|
|
* о т с |
су |
' о т с — |
^ U T O * |
Сила Р отс приложена на линии центров нагрузки в сечении, где находится центр площади отсеченной трапеции на расстоя нии с от сечения.
|
I |
Рис. 3.5. К определению |
усилим в сечении крыла: 1 — центр тяжести |
двигателя; 2 — линия |
центров нагрузки; 3 — точка приложения Р отс; |
4 — ось жесткости сечения I—1.
Определим усилия в сечении крыла
к
( 3 . 1 5 )
Q> = P„c - n ? j r ° r p i .
где k — число грузов и агрегатов, крепящихся к отсеченной части крыла;
(3.16)
57
каса и обшивки, причем в состав каркаса входят элементы продольного набора — лонжероны, стрингеры и элементы по перечного набора — нервюры (рис. 3.6).
Как было показано в § 3, в сечении крыла действуют попе речная сила, изгибающий и крутящий моменты, которые вы зываются внешними нагрузками. В силовых элементах крыла в каждом сечении возникают потоки внутренних сил, которые уравновешивают внешние силы и моменты. Чтобы понять на значение основных силовых элементов крыла, рассмотрим его работу на изгиб, сдвиг и кручение.
1 . Изгиб и сдвиг крыла
Поскольку крыло под действием внешних сил работает из изгиб, то в его конструкции должны содержаться типичные силовые элементы балки. На рис. 3.7 показано поперечное се чение крыла и его балочная схематизация.
\ |
& / и |
Рис. 3.7. Действительное (и) п схематизированное (о) сечения крыла.
Силовые элементы конструкции крыла образуют верхнюю и нижнюю силовые панели, в состав которых входят пояса лонжеронов и обшивка, подкрепленная стрингерами. В связи с этим панели крыла могут быть условно представлены в виде поясов двухпоясной балки, которая имеет строительную высо ту, равную расстоянию между центрами тяжести панелей. В площадь стенки схематизированной балки входят площади стенок всех лонжеронов.
Площадь поперечного сёчеНия пояса такой балки назы вается редуцированной и определяется по формуле
т
/ > е д = 2 ! F" ' f n i + " Л т р Тстр + 5 8 ?обш. |
(3-18> |
59
где |
Fn; — площадь |
поперечного |
сечения |
пояса /-го |
|
лонжерона; |
сечения |
стрингера: |
|
|
/ стр —• площадь |
поперечного |
||
ои В — толщина и ширина панели обшивки;
т— число лонжеронов;
<рп и Фетр- ?общ — редукционные коэффициенты элементов панели.
Смысл редукционных коэффициентов заключается в сле дующем. При изгибе в схематизированной балке напряжения по сечению пояса афр распределены равномерно и называются фиктивными напряжениями. Фактически же в различных эле ментах панели напряжения различны. Если в г-ом элементе силовой панели крыла напряжения равны а;р, то
Ф; = |
(3.19) |
Имеются специальные приемы оценки редукционных коэф фициентов в различных случаях нагружения.
Определение напряжений афр производится по формуле
М |
р |
|
„ р_ 1ГМ13Г |
(3.20) |
|
Н F |
рел |
|
1'ср 1 |
|
|
а фактические напряжения в /-ом элементе панели крыла опре
деляются в соответствии с выражением |
(3.19) |
°,P= <P.V- |
<3-21) |
Распределение действительных и фиктивных напряжений по ширине панели показано на рис. 3.8.
Крыло должно быть спроектировано таким образом, чтобы в каждом расчетном случае нагружения было выполнено усло вие прочности элемента, т. е. действующие напряжения а(р не должны превышать напряжений а, разр, которые являются
разрушающими для /-го элемента
<йр< ст1рпзр- |
(3-22) |
Из изложенного следует, что пояса лонжеронов, стринге ры н обшивка представляют собой элементы, которые обеспе
60
чивают прочность крыла при его работе на изгиб. Изгибаю щий момент вызывает в этих элементах напряжения растя жения—сжатия.
г |
з |
/ |
\ |
Г \ Г |
■’ |
а} '7 Р Ш Р Л Р 7 Ш 7 1 -б Г
б) гтттп
Рис. 3.8. Распределение действительных (я) и фиктивных (6) напряжений но ширине силовой панели: 1 — пояс; 2 — стрингер; 3 — обшивка.
Необходимо отметить, что доля суммарного изгибающего момента, которая воспринимается поясами лонжеронов, мо жет быть различной. По этому признаку силовые схемы крыльев принято подразделять на лонжеронные и моноблоч ные. В крыле лонжеронной силовой схемы (рис. 3.9,а) основ
ную долю изгибающего момента воспринимают пояса лонже ронов. Такое крыло имеет весьма тонкую обшивку. Стрингеры имеют малую площадь поперечного сечения, а нередко вооб ще отсутствуют. Обшивка и стрингеры воспринимают малую долю изгибающего момента.
61