книги из ГПНТБ / Конструкция летательных аппаратов учеб. пособие для студентов инженер.-экон. фак

В крыле .моноблочной силовой схемы (рис. 3.9,6) основ­ ную роль в восприятии изгибающего момента играют панели толстой обшивки, подкрепленные стрингерами с большой пло­ щадью поперечного сечения.

Пояса лонжеронов имеют площадь поперечного сечения примерно такую же. как и стрингеры.

В сечении крыла должны быть элементы, в которых под действием поперечной силы возникали бы потоки касательных усилий, уравновешивающие силу Qp■Для схематизированного сечения (рис. 3.7,6) роль такого элемента выполняет стенка, в которой возникают погонные касательные усилия <7,/, опре­ деляемые по приближенной формуле

Касательные напряжения от поперечной силы в стенке

Р

'(}Р;

где о — толщина стенки.

Крыло может иметь несколько лонжеронов, по стенкам ко­ торых распределяется сила QK

Таким образом, стенки лонжеронов являются основными -силовыми элементами крыла, воспринимающими поперечную силу.

2. Кручение крыла

Конструкция крыла современного самолета представляет собой замкнутую тонкостенную трубу, которая образована

•стенками крайних лонжеронов и обшивкой верхней и нижней панелей (рис. 3.10).

В сечении крыла по периметру силового контура под дейст­ вием крутящего момента Л1Кр возникают потоки касательных

усилий </Л, р, которые уравновешивают внешний момент

62

где FK — площадь силового контура (на рис. 3.10 заштри­ хована);

3 — толщина обшивки или стенки.

В стенке лонжерона касательные напряжения от Qp и

.'Икрр алгебраически суммируются

где ~разр — касательные напряжения, при которых происхо­ дит разрушение стенки.

Подводя итог рассмотренному выше, сформулируем назна­ чение и рассмотрим особенности силовых элементов конструк­ ции крыла.

Обшивка придает крылу плавную, обтекаемую форму; вос­ принимает воздушную нагрузку, которую передает на элемен­ ты каркаса (стрингеры п нервюры); в составе балки крылаработает на растяжение—сжатие при изгибе и на сдвиг при кручении. Типичные панели обшивки, подкрепленные стринге­ рами, показаны на рис. 3.11.

Рис. 3.11. Монолитная (а) и клепаная (б) панели обшнпкн. подкрепленной стрингерами.

63

Лонжероны. Пояса лонжеронов, работая на растяжение— сжатие, участвуют в воспринятая изгибающего момента. Стен­ ки лонжеронов воспринимают поперечную силу, а совместно с обшивкой образуют контур, воспринимающий крутящий мо­ мент. На рис. 3.12 представлены образцы конструкции лонже­ ронов.

Нервюры сохраняют форму профиля крыла при действии на него распределенной воздушной и местных сосредоточен­ ных сил. Нервюра нагружается со стороны обшивки и стрин­ геров распределенной нагрузкой, а со стороны узлов крепле­ ния агрегатов и грузов — местными сосредоточенными сила­ ми. И те, п другие стремятся изменить форму профиля крыла. Нервюра, работая па изгиб в своей плоскости, препятствует этому изменению.

Обычно нервюры имеют пояса н стейку, т. е. представляют собой балку, предназначенную для работы на изгиб.

Стрингеры предназначены для подкрепления обшивки при действии воздушной нагрузки; работают в составе балки кры­ ла на растяжение—сжатие, участвуя в восприятии изгибаю­

Стрингеры обычно выполняются из прессованных профи-

лей. Наиболее распространенные формы поперечного сечения стрингеров показаны на рис. 3.13.

64

§5. ВЛИЯНИЕ ПАРАМЕТРОВ КРЫЛА НА ВЕС КОНСТРУКЦИИ

ИЭКОНОМИЧЕСКУЮ ЭФФЕКТИВНОСТЬ САМОЛЕТА

Как отмечалось в § 1 настоящей главы, требования, предъ­ являемые к крылу, весьма противоречивы.

Улучшение одних свойств самолета может быть достигнуто лишь за счет ухудшения других.

Поэтому задача проектировщика заключается в том, что­ бы найти такое компромиссное решение, которое было бы в некотором смысле наилучшим.

Ниже дается анализ влияния основных параметров крыла па свойства самолета. При этом в качестве критерия принят весовой критерий, согласно которому оптимальными являются параметры, сообщающие минимум взлетному весу самолета. Практически решение, полученное на основании весового кри­ терия, близко к решению, соответствующему минимуму себе­ стоимости перевозок.

Пусть самолет предназначен для перевозки коммерческой!

в зависимости от основных параметров крыла. Очевидно, что минимум суммы (7Т+ С?ду - GKсоответствует оптимальным зна­

чениям параметров крыла.

Хорошо известно, что получение меньшего профильного и волнового сопротивления крыла и увеличения /Икрит может

быть достигнуто уменьшением относительной толщины кры­

ла с. На рнс. 3.14 показано влияние с на указанные характе­ ристики. Чем меньше лобовое сопротивление, как уже было показано, тем меньше потребная тяга двигателей, их вес (7ду,

километровый расход топлива и общий вес топлива (7Т для полета па заданную дальность. Поэтому с аэродинамической точки зрения уменьшение с является желательным. Но с дру­

гой стороны, уменьшение с приводит к уменьшению строи­ тельной высоты сечения крыла Нср (расстояния между цент­

рами тяжести сечений верхней и нижней панелей крыла), а значит, к увеличению площади поперечного сечения и веса панелей крыла, воспринимающих Л4|13ГР. В самом деле, для панели (верхней или нижней)

Рис. 3.1-1. Влияние относительной толщины профили с на коэффициент лоооного сопротпнлснпя крыли (при г - - 0)

иишисимости от числа Л/.

Суменьшением с уменьшается также и площадь контура кручения /''к, что также приводит к необходимости увеличи­ вать толщину обшивки п стенок лонжеронов (согласно фор­ муле (3.24)).

Таким образом, вес крыла с уменьшением с увеличивается, что приводит к увеличению веса конструкции самолета. В рас­ смотренном случае налицо противоречие между аэродинами­ ческими и весовыми требованиями, которое разрешается вы­

бором оптимального значения гоГи. на основе весового крите­ рия. На рис. 3.15 представлена схема возникновения оптималь­ ной величины относительной толщины крыла, отражающая приведенные выше соображения.

66

Снижение километрового п часового расхода топлива д о ­ з в у к о в ы х самолетов обычно достигается увеличением удлине-

имя крыла А — -^. С ростом /. увеличивается максимальное

аэродинамическое качество, а значит, и качество на режиме

который учитывает форму крыла в плане.

Рис. 3.15. Схему возникновении оптимальной относительном толщины крыла: 1 — вес крыла; 2 — вес топлива; 3 — вес двигателя; 4 — сумма веса крыла, топлива и двигателей.

Зависимость лэф от >. и у представлена па рис. З.!6.

Увеличение А'1Ш|Х приводит также к уменьшению потребной' тяги горизонтального полета (формула (3.1)) и может приво­ дить к уменьшению веса двигателей.

Все эти факторы благоприятно сказываются на улучшении экономических характеристик самолета. Однако увеличение удлинения'оказывает и существенно отрицательное влияние на. свойства крыла и самолета; увеличивается вес конструкции.

В самом деле, вес продольных элементов, участвующих в восприятии •М„зг1\ определяется площадью их поперечного сечения (см. формулу (3.27)).

67

При фиксированной площади крыла в плане 5 и относи­ тельной толщине с с увеличением удлинения уменьшается хор­

да b расчетного сечения. Из-за c=const уменьшается и строи­ тельная высота # ср сечения. С другой стороны, для крыла II

с большим X отсекаемая расчетным сечением фиксированная

Рис. 3.16. Влияние стреловидности и геометрического удлинения крыла па величину эффективного удлинения.

же если равнодействующая сил, приложенных к 5'0ТС, остает­ ся неизменной, при увеличении удлинения ее плечо существен­ но увеличивается, а значит, увеличивается и М„згр. Таким об­ разом, из-за увеличения ■Мпзгр и уменьшения строительной вы­ соты расчетного сечения площадь поперечного сечения и по­ гонный вес элементов, участвующих в восприятии А1ПЗГР, воз­ растают с увеличением удлинения крыла.

При определении же веса всего крыла необходимо иметь в виду, что при постоянной площади крыла в плане с увели­ чением X увеличивается I, а значит, увеличивается и длина всех силовых элементов.

Таким образом, увеличение удлинения крыла силы-io влияет на увеличение веса конструкции. Решение об оптимальной вели­ чине ХоПТ также принимается на основании наиболее рацио­ нального сочетания аэродинамических и весовых требований.

08

Схема возникновения оптимального удлинения на базе весо­ вого критерия представлена на рис. 3.18.

Как было отмечено выше, увеличение Л4кр11Т может быть

достигнуто за счет уменьшения с, но было показано, что на этом пути возможности достаточно ограничены. Расширение диапазона дозвуковых скоростей полета достигается примене­ нием стреловидного крыла.

1

1 1 У л / i

. L-SU

показывает, что /Икрнт можно увеличить за счет увеличения угла стреловидности у. При этом самолет может летать при больших крейсерских скоростях, не испытывая увеличения схо за счет волновой составляющей. Увеличение крейсерской ско­ рости непосредственно связано с увеличением производитель­ ности самолета и с экономической точки зрения является же­ лательным.

Вместе с тем, увеличение стреловидности крыла приводит к увеличению веса его конструкции. В самом деле, при увели­ чении у увеличивается Л4|[ЗГР в сечении крыла, отсекающем некоторую фиксированную площадь S0Tс (рис. 3.19). Даже

69

Кроме того, вес стреловидного крыла увеличивается так­ же за счет увеличения длины продольных элементов с увели­ чением у. Так. длина элемента L равна

7=0

COS у

(3.33)

?0

поэтому вес крыла в первом приближении оказывается обрат но пропорциональным квадрату косинуса угла стреловидно­ сти.

Из приведенных соображении следует существование опти­ мального значения угла стреловидности крыла, которое сооб­

уменьшается максимальное аэродинамическое качество само­ лета из-за роста доли сопротивления частей самолета, не участвующих в создании подъемной силы. Вместе с тем, ра­ стет скорость полета, приводящая к уменьшению километро­ вого расхода топлива. По этим причинам вес топлива Gг ме­ няется в зависимости от ра достаточно сложным образом, но не очень сильно (рис. 3.21).

Рис. 3.21. (.меча иознпкноиешы оитнмнлыюн удслиной нагрузки на крыло: 1 нес крыла: 2 --- вес топлива; 3 — нес двигателей; 4 — сумма

веса крыла, топлива и двигателей.

Вес крыла Ск с увеличением удельной нагрузки ри умень­ шается в связи с уменьшением площади крыла 6) его линей­ ных размеров и величин усилий в сечениях крыла {Qp, /Им31.р, ;мкрр).

Вес двигателей с увеличением р0 возрастает, так как с уменьшением площади крыла S скорость отрыва при взлете увеличивается, что при фиксированной длине разбега требует постановки двигателей с большей тягой. На рис. 3.21 показана схема получения оптимальной нагрузки на крыло роопт.

71