Конструкция и расчет планера самолета (стр. 3 из 7)

Относительная толщина профиля в сечении

(4)

Центр тяжести условно можно считать расположенным на середине между передним и задним лонжеронами. В целях упрощения расчетов пренебрегаем кривизной крыла, то есть форму баков принимаем в виде усеченных пирамид (рис. 4).

Далее находятся Q^топл. и M^топл. и строятся их эпюры. При вычислении Q^топл. и M^топл. следует вводить дополнительные сечения границ расположения топлива, если они не совпадают с координатами таблицы 1.

4.2.3 Построение эпюр от сосредоточенных сил. Сосредоточенные инерционные силы от агрегатов и грузов, расположенных в крыле и присоединенных к крылу, приложены в их центрах тяжести и принимаются направленными параллельно аэродинамическим силам. Расчетная сосредоточенная нагрузка

Результаты приводятся в виде эпюр Q^соср. и M^соср.. Строятся суммарные эпюры Q_Σ и M_xΣ от всех сил, приложенных к крылу_, с учетом их знаков:

4.3 Вычисление моментов, действующих относително условной оси

4.3.1 Определение

от аэродинамических сил. Аэродинамические силы действуют по линии центров давления, положение которой считается известным. Вычертив крыло в плане, отметим положение ΔQ^аэр_i на линии центров давления и по чертежу определим h^аэр_i (рис.5).

Далее вычисляем

и по формулам

и строим эпюру

.

4.3.2. Определение

от распределенных массовых сил крыла ( и ). Массовые силы, распределенные по размаху крыла, действуют по линии центров тяжести его конструкции (см. рис. 5).

,

где

- расчетная сосредоточенная сила от веса части крыла между двумя соседними сечениями; - плечо от точки приложения силы до оси . Аналогично вычисляются значения . По расчетам строятся эпюры и .

4.3.3 Определение

от сосредоточенных сил.

,

где

, расчетный вес каждого агрегата или груза; -расстояние от центра тяжести каждого агрегата или груза до оси.

После вычисления

определяется суммарный момент от всех сил, действующих на крыло, и строится эпюра (имеется ввиду алгебраическая сумма).

4.4 Определение расчетных значений

и

для заданного сечения крыла

Для определения

и следует:

- найти приближенное положение центра жесткости (рис. 6)

,

где

- высота i-го лонжерона; - расстояние от выбранного полюса А до стенки i-го лонжерона; m – количество лонжеронов;

- вычислить момент относительно оси Z, проходящей через приближенное положение центра жесткости и параллельной оси Z_усл.

;

- для стреловидного крыла сделать поправку на стреловидность (рис.7) по формулам

5. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла, подбор параметров

расчетного сечения

5.1 Выбор конструктивно- силовой схемы крыла

Тип конструктивно-силовой схемы крыла выбирается с использованием рекомендаций, изложенных в лекциях и работах [1,2,3,7].

5.2 Выбор профиля расчетного сечения крыла

Относительная толщина профиля расчетного сечения определяется по формуле (4). Из работы [9] выбирается симметричный (для простоты) профиль, соответствующий по толщине

рассматриваемому типу самолета и составляется таблица 3. Подобранный профиль вычерчивается на миллиметровой бумаге в масштабе (1:10, 1:25). В случае отсутствия в справочнике профиля необходимой толщины можно взять из справочника наиболее близкий по толщине профиль и все данные пересчитать по формуле

Таблица 3.

,

где y – расчетное значение ординаты;

- табличное значение ординаты; - таб-личное значение относительной толщины профиля крыла.

Для стреловидного крыла следует сделать поправку на стреловидность по формулам

,

5.3 Подбор параметров сечения (ориентировочный расчет)

5.3.1 Определение нормальных усилий, действующих на панели крыла

Для последующих расчетов будем считать положительными направления

, и в расчетном сечении (рис. 8). Пояса лонжеронов и стрингеры с присоединенной обшивкой воспринимают изгибающий момент . Усилия, нагружающие панели, можно определить из выражения

,

где

; F – площадь поперечного сечения крыла, ограниченная крайними лонжеронами; B - расстояние между крайними лонжеронами; (рис. 9).

Для растянутой панели усилие N принять со знаком плюс, для сжатой - со знаком минус.

На основе статистических данных в расчете следует принять усилия, воспринимаемые полками лонжеронов -

, , .

Значения коэффициентов a, b, g даны в таблице 4 и зависят от типа крыла.

Таблица 4.

5.3.2. Определение толщины обшивки. Толщину обшивки d для растянутой зоны определяют по 4-ой теории прочности: