Тарасов Ю.Л. Расчет на прочность

Для вычисления приращ ения коэф ф ициента м ом ента АСтоМ

имеем формулу

	Л С ^ Д С ^ М ) ,	(1.16)
	dhC
где	ЛС"“ = dS° S °3'1”	(I-*7)
а 6 ° ^	- эффективный угол отклонения элерона

о - 1»)

Для определения угла отклонения элерона нормы прочности

задаю т формулу
	<5° = )00(0,05 + 0,6CmiiW)> 2°.	(1.19)
	а
Здесь С берется для профиля крыла по середине размаха элерона
без поправки на сжимаемость воздуха.
Значения —	в зависимости от отношения хорды элерона b (г)
dS°
к хорде кры ла b{z) в сечении берутся из графика,		представленного на
рисунке 1.3 в приложении I.

Величину крутящего момента в сечениях крыла можно вычислить

по формуле

		=	( 1 .2 0 )
	Ш	wf +m f	( 1.21)
		р = _ 5 а _ д д г .
Величину крутящ его моментав сечениях кры ла,			не занятых
элероном, можно вычислить по формуле
щ	= f j M	- =	( 1.2 2)
	" '
x [ ( l - д 2)з ’ + 3 ? ;(l- ^ )f 2 + 3 r j2z + r}2—З/ 7 —l]
Для сечений, занятых отклоненным элероном, в этом случае имеем
^ 2	~ 7 ffcmoM + /^6 m^)< 3,masmax61/х		(1.23)
	6

х [(] - ц 1 ) г' + 3;/(l - r j ) z2 + Ъ ц гг + r f - З7 7 - 1]

Результаты вычислений следует занести в таблицу 1.1и представить в виде эпюр.

10

1.2.2.2Безмоментный профиль крыла

При С = 0 величину погонного крутящего момента находят для

расчетного случая В. В связи с малостью углов атаки при вычислении погонных крутящих моментов можно учитывать только составляющие воздуш ных и массовых сил в направлении оси у.

Т огда (рис. 1.5)

Хи - X ) + ^ M r ~ xJ -

(1.24)

К оординату центра жесткости хж сечения крыла можно найти приближ енно по формуле

(1.25)

Здесь и - число лонж еронов крыла; х/?Н. - расстояние до у-го лонж ерона от носка сечения и его высота.

П оложение центра давления определяется по формуле

	(1.26)
где	(1.27)
-	dC„ „
- абсолю тная величина производной	без учета сжимаемости
	a t

для профиля сечения - берется из профильной характеристики. П опра­ вочный коэффициент F2{M ) определяется по значению числа М аха полета по рис. 1.3 в приложении 1.5.

Величина АСт()М в формуле ( 1.26) учитывает ся только для сечений,

проходящ их через отклоненный элерон.

Д ля этих сечений величина jc'-'"! принимается равной 0,26.

Коэффициент подъемной силы для сечения крыла С o(z) прибли­ женно принимается равным коэффициенту подъемной силы крыла:

(1.28)

И

Для сечений крыла, занятых гондолами двигателей, следует учесть смещение центра давления к носку профиля на величину

М - Э Д = 0-52Й Г ° - " } '

0.29)

где Lr - длина выступающей части гондолы от передней кромки крыла.

Положение точек приложения массовых сил крыла - центров масс сечений - берется на основании статистических данных в пределах

* *	= ^ = 0.42.. А 5 .
	Значения крутящих моментов в сечениях кры ла с учетом (1.21)
находятся по формуле
					Щ = Х ЛА*- + Т м -у			(1-30)
где	ЛМТ =	~ хгР)		- сосредоточенные моменты от массовых сил
агрегатов или грузов.
	При	вы числении			м ом ентов тр. и Mi’ м ож но		использовать
формулы
		т* " (U		p	f /	~*°)+т& м ~ * Л Ь№ -п )= +г11		( L31>
		=	lj ) т:< £ =			- [т(хгр - х(,)+ тк{хм -	х,„)]х
					3	1 + 77		(1.32)
		х [(l -	p2) r	+ 327(1 -		t])z2 +3rj2z + г]2- З/7- l]+ ^	Д.AT?

Результаты вычислений заносятся в таблицу 1.1 и представляются в виде эпюр т” и Щ (рис. 1.6).

1.2.3 О пределение изгибаю щ его и крутящего моментов для стреловидного крыла.

П еререзы ваю щ ая сила в сечениях стреловидного кры ла вы ­ числяется так же, как и для нестреловидного по формуле (1.7), но воз­

душ ная нагрузка дт долж на быть определена с учетом влияния стре­

ловидности.

12

о д	ц ж ц м о м,

Рисунок 1.5 - Схема нагружения сечения крыла

лцд

паж

лцм

m

ш'

AZ,

Рисунок 1.6 - Эпюры mf и М’’

13

М* sin % ( 1.33)

Таблица 1.1 - К расчету

И згибаю щ ий и кр у тя ­ щий моменты для стрело ­ видного кры ла можно оп ­ ределить по изгибаю щ ему

Л/,'’ и крутящ ему МЧ_	м о ­
м ентам , полученны м	как

для нестреловидного крыла (по нагрузкам , найденным с учетом стреловидности). Т огда в сечениях стрело ­ видного крыла, перпенди­ кулярны х оси ж есткости, изгибаю щ ий и крутящ ий моменты будут равны :

м ;

А/,"

'Х cos х

Здесь х - угол стреловид­ ности;

M f и A/f - изгибаю щ ий и

крутящий моменты стрело­ видного крыла.

Для крыла малой стре­ ловидности ( х < 30°) можно

принять
м ? = м1 - .
' C0S* ’	(1.34)

М? = M f

1.3Выбор силовой схемы крыла

Ко н с тр у к ти в н о -си л о ­

вые схемы крыльев весьма разнообразны . В качестве основного признака, опре­ д еляю щ его тип си л о в о й

схемы конструкции крыла, можно принять характер работы и степень

использования обш и вки и продольного набора при изгибе и кручении кры ла. П о этом у признаку различаю т лонжеронные, моноблочные и кессонные конструктивно-силовые схемы крыльев (рис. 1.7).

Если изгибаю щ ий момент в основном воспринимается лонжеро­ нами, имеющими мощные пояса, то такое крыло называется лонжеронным. Различаю т однолоиж еронные, двухлонжеронные и многолонжеронны е крылья.

Разница между моноблочным и кессонным крылом состоит в том , что в м он облочн ом кры ле норм альн ы е усилия при изгибе восприним аю тся обш ивкой и подкрепляющими ее стрингерами по всем у контуру поперечного сечения кры ла (от носка до заднего лонжерона), а в кессонном кры ле - обш ивкой и стрингерами лиш ь части контура (обы чно средней межлонжеронной частью), остальная часть контура, с более тонкой обш ивкой и слабее подкрепленная, в работе кры ла н а изгиб участвует значительно меньше. В той и другой схемах к р ы л а пояса лонж еронов восприним аю т порядка 10...2 0 % всего изгибаю щ его момента.

Кессонные и моноблочные крылья, в отличие от лонжеронных, им ею т более толстую обш ивку, подкрепленную частым набором стрингеров. Эти схемы весьма целесообразны для получения большей ж есткости кры ла на крученую и более распространены для стреловид­ ных крыльев больш ого удлинения, чем лонжеронные. При небольших удельных нагрузках на крыло кессонные и моноблочны е кры лья будут тяжелее лонж еронны х. С ростом скорости и увеличением удельной нагрузки на кры ло (особенно для крыла малого удлинения и малой относительной толщ ины ) эти схемы являются единственно возмож ­ ными.

Рассм отрение существующих конструкций позволяет сделать следую щ ие рекомендации по расположению элементов продольного

н а б о р а .	В д в у х л		о н ж ер о н н о й схеме к ры ла передний лон ж ерон
р асп ол агается		на	(0,2...0,3)	b(z), а задний - на (0,6...0,7) b(z).		П ри
н али ч и и	трех	лон ж ерон ов		передний ставится на	(0 ,! ...0,15)	b(z),
за д н и й	- (0 ,6 5 ...0 ,7 5 ) #(z),			а сред н и й - н а (0,3 5	...0 ,5 ) b(z).	Эти

реком ендации м ож но распространить и на м оноблочны е и кессон­ ны е конструкции .

Р ассто ян и е между стрингерам и Ъстр (ш аг) в лонж еронны х кры льях составляет 1 2 0 . .2 0 0 мм при расстоянии между нервю рам и

а= 200...300 мм, а в крыльях моноблочной и кессонной конструкции

Ь~ 80...160 мм при а = 400...700 мм и более.

СгПр

г

15

1.4 Подбор сечений элементов силовой схемы крыла

1.4.1 О пределение толщины обшивки лонжеронного крыла

Толщ ину обш ивки в к-ом контуре сечения лонж еронного крыла можно подобрать, зная величину крутящего момента в этом сечении, по формуле

S	п	(1.35)
° о б к ~		П 2
~ pasp р	' у '	к
	к-1	Рк

Здесь Рк - длина периметра к-то контура, а Q, - удвоенная пло­ щадь этого контура, ограниченная обш ивкой и стенками соседних лонжеронов (рис. 1.8).

т*	Т"	т
Г— Г	Г Г г	Г г
б)		T - г г
Г Г Г Г "Т Т

В)

, 1 ||М I гг

Рисунок 1.7 - Сечения лонжеронных (а), кессонных (б) и моноблочных (в) силовых схем крыльев

16

П ри наличии стрингерного подкрепления обш ивки разруш а­ ющее касательное напряжение можно принять равным

= (0,25...0,ЗЗК	(1.36)
Н ижний предел относится к тонкой	обш ивке (8 М <1,5мм), а
верхний - к более толстой (So6>1,5 мм).
Для бесстрингерного крыла
тртр = (°,2...0,25>7,	( 1.37)

В ф орм улах (1.36) и (1.37) сг„ - врем енное сопротивление м атериала обшивки.

1.4.2 П одбор элементов продольного набора

П одбор сечений элементов продольного набора начинается с растянутой зоны крыла.

1.4.2.1 Подбор поясов и стрингеров в растянутой зоне

П отребная площадь сечений растянутого пояса наиболее высо­ кого лонж ерона находится по формуле

, ,	k N
"р =	r T T T V	(1-38)

где к - коэффициент, определяющий долю нормальной силы, восприни­ маемой поясами. Для лонж еронного крыла к = 0,5...0,8:

а" - разруш ающ ее напряжение для материала растянутого пояса;

Нд - наибольш ая из высот лонжеронов, т. е. Н п- Н г или Н 0=Н,. Величина коэффициента X здесь и далее подсчитывается по

формуле (1.54), представленной ниже.

Величина нормальной силы в расчетном сечении крыла определя­ ется по величине изгибающего момента, найденного для случая А или А':

,,	и	1 V- ,,	( 1. 3 9 )
N = - £ - - H = v - Y H ' .

Нп )=1

Через п в формулах (1.38) и (1.39) обозначено число лонжеронов крыла, а через Н - габаритная высота у-го лонжерона.

Коэффициент ц , учитывающий форму сечения пояса, можно принять равным 0,95.

17

П отребная площ адь сечения растянутого пояса лю бого у-го лонж ерона находится из равенства:

F = F	Я ,	(1.40)
	'-j-
JP	°р н

Рисунок 1.8 - Сечение крыла

Рисунок 1.9 - Схема стреловидного крыла

18

П о значениям потребных площадей F	выбираю т тип и размеры
прессованных профилей F"p .
Потребная площадь сечения стрингеров определяется по формуле
N - N l - N l	(1.41)
F,стр

Здесь т - число стрингеров в растянутой зоне крыла, ограничен­ ной передним и задним лонжеронами;

<у‘ - разруш аю щ ее напряжение материала стрингера.

Для определения нормальных сил N° и N°6, воспринимаемых соотвественно поясами и обшивкой, имеем

(1.42)

(1.43)

Через В в последнем выражении обозначено расстояние между передним и задним лонжеронами (рис. 1.6).

По требуемой площади стрингера подбираются тип и размеры профиля с площ адью F°mp .

1.4.2.2 Подбор поясов в сжатой зоне

Можно принять, что в сжатой зоне сечения стрингеров и расстоя­ ния между ними такие же, как и в растянутой зоне. Тогда расчет сжатой зоны сведется к подбору сечений поясов лонжеронов.

Требуемые площади сечений поясов вычисляются следующим образом:

F„c	N - m a Z 'F ,
	(1.44)

В качестве разрушающего напряжения сжатого пояса лонжерона можно взять временное сопротивление материала, если пояса выполнены в виде фрезерованных профилей. Если же пояса выполнены из прессованных профилей, то разрушающие напряжения будут равны

19