Проектирование агрегатов самолёта (стр. 3 из 5)

№
1	0	3,2	756	739,46	295,79	2728,2
2	0,1	3,06	722,93	706,39	282,56	2320
3	0,2	2,92	689,85	673,31	269,33	1938,2
4	0,3	2,78	656,78	679,56	271,83	1567,1
5	0,4	2,64	702,35	683,73	273,49	1412,2
6	0,5	2,5	665,11	646,49	258,59	1071,6
7	0,6	2,36	627,86	609,24	243,7	760,88
8	0,7	2,22	590,62	571,99	228,8	479,94
9	0,8	2,08	553,37	505,85	202,34	240,36
10	0,9	1,94	458,33	441,79	176,72	6,615
11	1	1,8	425,25	0

Для без моментного профиля эпюра крутящих моментов строится для случая В. Погонные крутящие моменты определяются по формуле: [5]

(23)

где

, , ,

Таблица 8

№
1	0	3,2	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	3600	360	0	720	36	0	756
2	0,1	3,06	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	3442,5	344,25	0	688,5	34,425	0	722,92
3	0,2	2,92	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	3285	328,5	0	657	32,85	0	689,85
4	0,3	2,78	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	3127,5	312,75	0	625,5	31,275	0	656,77
5	0,4	2,64	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	2970	297	1573,09	594	29,7	78,6546	702,35
6	0,5	2,5	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	2812,5	281,25	1489,67	562,5	28,125	74,4835	665,10
7	0,6	2,36	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	2655	265,5	1406,25	531	26,55	70,3125	627,86
8	0,7	2,22	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	2497,5	249,75	1322,83	499,5	24,975	66,1414	590,61
9	0,8	2,08	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	2340	234	1239,41	468	23,4	61,9703	553,37
10	0,9	1,94	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	2182,5	218,25	0	436,5	21,825	0	458,32
11	1	1,8	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	2025	202,5	0	405	20,25	0	425,25

3. ПРОЕКТИРОВОЧНЫЙ РАСЧЕТ КРЫЛИ

Существуют три основные силовые схемы крыла: лонжеронные, моноблочные и кессонные. Определяющим фактором силовой схемы крыла является степень восприятия нагрузок такими силовыми элементами как лонжероны, стрингеры и обшивка. Силовая схема лонжеронных крыльев отличается от силовых схем моноблочного и кессонного крыльев. В лонжеронных крыльях связь между лонжеронами велика, но тем не менее каждый лонжерон работает в этой схеме, сохраняя свою самостоятельность.

В моноблочных же крыльях лонжероны полностью теряют свою самостоятельность и деформируются в общей системе крыла как единое целое. В поперечном сечении крыла появляется единая нейтральная ось, которая является вынужденной для всех элементов продольного набора.

Лонжероны в лонжеронных крыльях воспринимают до 60-70% изгибающего момента, действующего в поперечном сечении крыла. Поэтому они имеют массивные полки, которые поддерживаются в одном направлении стенкой и обшивкой в другом направлении. Такие полки лонжеронов допускают значительные сжимающие нагрузки, близкие к пределу прочности материала.

Лонжероны в моноблочных и кессонных крыльях воспринимают порядка 10-20% изгибающего момента. Остальную нагрузку воспринимают на себя стрингеры и обшивка. Если лонжероны не подвержены к общей потери устойчивости, так как лонжероны подкреплены в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, а возможна лишь местная потеря устойчивости, значение которой может быть значительно ниже, чем в лонжеронных крыльях, то стрингеры, закрепленные только по нервюрам, способны терять устойчивость при напряжениях значительно меньших, чем разрушающие.

Следовательно, моноблочные крылья позволяют в большей степени использовать работоспособность материала. Но, с другой стороны дробление материала ведёт к уменьшению критических напряжений при сжатии и тем самым не позволяет получить высокие напряжения в продольных элементах конструкции крыла.

При небольших удельных давлениях на крыло, лонжеронное крыло будет легче по массе, чем моноблочное. По при росте удельного давления, более выгодным оказывается моноблочное крыло, а при повышенных требованиях к жесткости крыла и при больших взлетных массах и скоростях, единственно возможным.

Моноблочное и кессонное крыло принципиально друг от друга ни чем не отличаются. Разница состоит лишь в том, что в моноблочном крыле нормальные усилия при изгибе воспринимаются обшивкой и подкрепляющими её стрингерами по всему контуру поперечного сечения крыла, а в кессонном крыле обшивкой и стрингерами лишь в межлонжеронной зоне контура, а остальная часть контура с более тонкой обшивкой слабее подкреплена и в работе на изгиб практически не участвует.

Исходя из опыта проектирования крыльев, можно дать следующие рекомендации по расположению продольного набора в сечении крыла:

в двухлонжеронном крыле передний лонжерон располагается на

; задний лонжерон – на ; в трехлонжеронном крыле передний на ; средний - на ; а последний на .

Расстояние между стрингерами в лонжеронных крыльях составляет

при расстоянии между нервюрами , а в моноблочных крыльях при .

3.1 Подбор сечении элементов силовой схемы крыла

3.1.1 Определение толщины обшивки лонжеронного крыла

Толщину обшивки определяют по формуле Бредта, по величине крутящего момента в расчётном сечении крыла: [5]

(24)

Принимаем 0.5 (мм)

где

- удвоенная площадь, ограниченная частью контура сечения, расположенного между началом носка и задним лонжероном или между лонжеронами, в зависимости от конструкции крыла (в первом случае носок жёстко завязан с лонжероном, во втором случае носок не включается в общую работу крыла, а является как бы аэродинамическим обтекателем).

Разрушающие касательные напряжения можно принять: [5]

(25)

- предел прочности материала. Нижний предел относится к тонкой обшивке ( ), а верхний - к более толстой ( ).