Определение нагрузок, построение эпюр поперечных сил и изгибающих моментов

Обычно расчет крыла на прочность производится в следующем порядке:

• строятся эпюры поперечной силы и изгибающего момента от массовых сил крыла

• строятся эпюры поперечной силы и изгибающего момента от аэродинамических сил при максимальной перегрузке самолета с учетом коэффициента безопасности

• строится результирующая эпюра поперечных сил и изгибающих моментов как алгебраическая сумма двух предыдущих эпюр

• производится расчет элементов крыла (полок и лонжеронов, толщины обшивки и т. д.) для контрольных сечений по размаху крыла

Указанная выше последовательность расчета достаточно трудоемка и ее можно значительно упростить, если считать, что аэродинамическая нагрузка и масса крыла вдоль его размаха распределяются пропорционально хорде. Такое допущение не является грубым и на конечный результат расчета существенного влияния не оказывает. С учетом изложенного выше расчет крыла СЛА на прочность можно производить в такой последовательности: 1. Определяется взлетная масса СЛА без крыла где m- масса крыла во втором приближении. 2. Определяется сила воздействия крыла на фюзеляж (с учетом коэффициента безопасности) при максимальной эксплуатационной перегрузкегде n- максимальная эксплуатационная перегрузка; g=9,8 м/с2-ускорение свободного падения;m- взлетная масса СЛА, без крыла, кг. Сила, полученная по формуле (4. 5), выражена в ньютонах. Однако для дальнейших расчетов ее удобно перевести в килограммы силы (разделив на 9,8), так как моменты инерции и моменты сопротивления сечений балок практически во всех справочниках приводятся в см⁴и см³соответственно. 3. По результатам аэродинамического расчета вычерчивается в масштабе консоль крыла при виде в плане и виде спереди. После чего консоль разбивается на несколько (5... 10) участков. Силу, действующую на любой из указанных участков, можно определить по формулегде Р_в-сила, полученная по формуле (4. 5) S - площадь крыла в плане; S-площадь рассматриваемого участка. Сила P-это равнодействующая аэродинамических сил, действующих на участок, и должна быть приложена в центре площади этого участка вдоль размаха и на линии 25% хорд крыла. 4. Строится эпюра поперечной силы Q. Построение начинается со свободного конца консоли и выполняется путем суммирования по сечениям сил P_{i уч}. 5. Строится эпюра изгибающих моментов крыла. Если консоль крыла имеет форму прямоугольника или трапеции, то поперечную силу Q и изгибающий момент Мв любом сечении крыла можно определить по формулам, приведенным в табл. 3. 9.

Таблица 3.9 Определение поперечной силы и изгибающего момента

Полученные значения поперечной силы Q и изгибающего момента Мдля каждого из контрольных сечений являются исходными для определения геометрических размеров полок и стенки лонжерона.

Особенности расчета и проектирования двухлонжеронного крыла

Последовательность расчета и проектирования двухлонжеронного крыла (рис. 4.1) в основном соответствует последовательности, описанной для однолонжеронного крыла. Однако появляется ряд трудностей, связанных с расчетом жесткостей лонжеронов, их расположением по хорде и особенно расчетом крыла на кручение. Для получения равенства крутящих моментов в случаях "А" и "В" (рис. 4. 2) необходимо, чтобы расстояния между центром жесткости и точками приложения сил были обратно пропорциональны действующим в этих случаях силам. Положение центра жесткости относительно хорды можно изменять как смещением лонжеронов, так и подбором их моментов инерции. Практика конструирования показывает, что при оптимальном отношении моментов инерции лонжеронов J_з/J_п=0, 60... 0, 65 (где J_з- момент инерции заднего, а J_п-момент инерции переднего лонжерона) лонжероны целесообразно располагать: передний на 15... 25%, а задний на 50... 60% хорды крыла. При принятом расположении лонжеронов центр жесткости располагается на 25... 30% хорды, а масса замкнутого контура, воспринимающего крутящий момент, будет минимальной. Определение толщины обшивки из условия расчета крыла на кручение - этап более сложный, чем у однолонжеронного крыла. Это объясняется тем, что стенками лонжеронов профиль крыла разбивается на три замкнутых контура (рис. 4.6, а), каждый из которых воспринимает крутящий момент, пропорциональный его жесткости. Кроме того, часть крутящего момента воспринимается депланацией (прогибом в противоположные стороны) и скручиванием лонжеронов. Для упрощения расчета можно поступить следующим образом:

• считать, что крутящий момент воспринимается только контурами носка и межлонжеронной части крыла (рис. 4.6, б)

• для выбранной (желательно минимально возможной) толщины обшивки носка 6 определяется воспринимаемый контуром носка крутящий момент где критическое напряжениеопределяется по формуле (4. 11)

• определяется крутящий момент, который должен быть воспринят контуром межлонжеронной части крыла, как разность момента, скручивающего крыло, М и момента, воспринимаемого контуром носка, Мопределяется потребная толщина обшивкимежлонжеронной части крыла

При этом необходимо учитывать, что вследствие различных радиусов кривизны верхней и нижней частей профиля крыла, критические напряжения, а значит, и толщины их обшивки будут различными. Более толстой будет обшивка нижней части крыла. Обшивка части крыла, расположенной позади дополнительного лонжерона, обычно выполняется несиловой и изготавливается из ткани или пленки.