Пассажирский самолёт BOEING 747-400 (стр. 6 из 6)

, (128)

где коэффициенты

могут быть определены по формулам:

, (129)

, (130)

. (131)

Предел пропорциональности материала поясов лонжеронов 30ХГСА составляет

. Таким образом, критические напряжения местной потери устойчивости поясов лонжеронов, найденные по формулам (136) – (138) завышенными не являются и пересчёта не требуют.

1.4.5 Подбор сечений поясов лонжеронов в сжатой зоне.

Потребная площадь сечения сжатого пояса наиболее высокого лонжерона может быть определена из выражения, аналогичного (132):

, (133)

где

- разрушающее напряжение пояса лонжерона при его сжатии, которое может быть приближено принято:

. (134)

Потребные площади поясов в растянутой зоне первого и третьего лонжеронов могут быть определены из выражений:

(135)

. (136)

Согласно /1/, подбираются стандартные профили поясов.

Для первого лонжерона принимается профиль ПР-207 № 6:

Для второго лонжерона принимается профиль ПР-207 № 8:

Для третьего лонжерона принимается профиль ПР-201 №2:

Критические напряжения потери устойчивости сжатых поясов в пределах пропорциональности могут быть определены по следующим формулам:

, (137)

, (138)

, (139)

где коэффициенты

могут быть определены, согласно (81), по формулам:

, (140)

, (141)

. (142)

Полученные напряжения во втором и третьем сжатых поясах превышают предел пропорциональности материала, а значит завышены. Их уточнение приведено в следующих формулах.

, (143)

. (144)

1.4.6 Проверка на устойчивость нижней панели крыла.

Проверка на устойчивость нижней панели крыла будет проводиться для расчётного случая D’ по формуле:

, (145)

где

- значение нормальной силы, действующей на панель для указанного выше расчётного случая, определится из выражения:

; (146)

- минимальное критическое напряжение (при рассмотрении общей и местной потерь устойчивости) потери устойчивости стрингера;

Проверка нижней зона продольного силового набора крыла на устойчивость будет произведена по формуле:

, (147)

где

- количество стрингеров на нижней панели крыла;

- приведённая ширина обшивки, определяемая как произведение длины шага стрингеров и редукционного коэффициента, приведённого для обшивки;

- расстояние от носка крыла до последнего лонжерона.

Величина редукционного коэффициента, найденного для нижней панели крыла определится из выражения:

. (148)

Согласно выражению (91):

. (149)

Таким образом, можно сделать вывод, что верхняя панель будет терять устойчивость. Для предотвращения потери устойчивости панели и как следствие её разрушения, будет увеличена площадь стрингеров до

Тогда принятый профиль ПР-100 № 13 будет иметь следующие геометрические характеристики:

Аналогично для этого профиля будет определено критическое напряжение потери устойчивости.

Коэффициент

определятся из выражений:

. (150)

Величина критического напряжения местной потери устойчивости определится из выражения:

. (151)

Расстояние от центральной оси поперечного сечения стрингера до оси, принадлежащей плоскости сопряжения полки стрингера с обшивкой будет найдено по формуле:

. (152)

Радиус инерции поперечного сечения стрингера определится из выражения:

(153)

Величина критического напряжения общей потери устойчивости в пределах пропорциональности определится из выражения:

. (154)

Напряжение в формуле (164) превышает предел пропорциональности материала стрингера. Пересчёт величины

будет представлен ниже.

. (155)

Минимальным значением разрушающего напряжения сжатой нижней панели будет значение критического напряжения местной потери устойчивости

Редукционный коэффициент для обшивки в данном случае будет определён из выражения:

. (156)

При повторном использовании формулы (155) будет определена степень выполнения условия устойчивости нижней панели:

. (157)

Таким образом, условие устойчивости нижней панели в расчётном случае D’ выполняется.

1.4.7 Проверка на устойчивость верхней панели крыла.

Проводится проверка устойчивости продольного силового набора верхней панели крыла согласно расчётному случаю A’ по формуле:

, (158)

Величина редукционного коэффициента, найденного для верхней панели крыла определится из выражения:

. (159)

Согласно выражению (167):

(160)

Таким образом, условие устойчивости верхней панели в расчётном случае A’ выполняется.