Тарасов Ю.Л. Расчет на прочность

5 РАСЧЕТ ФЮЗЕЛЯЖА

Фюзеляж служит для размещ ения экипажа, пассаж иров, грузов, оборудования, топлива и некоторых агрегатов. В силовом отношении фюзеляж является строительной базой, к которой могут крепиться крыло, оперение, шасси, двигатели.

О сновными нагрузками фюзеляжа являются:

-силы, передающиеся от прикрепленных к нему частей самолета: крыла, оперения, силовой устаноки. шасси;

-силы от грузов и агрегатов, расположенных в фюзеляже, а также от массы конструкции самого фюзеляжа:

-аэродинамические силы разрежения или давления, распределен­ ные по поверхности фюзеляжа;

-силы от избы точного давления в герметических отсеках.

Так как фюзеляж является строительной базой самолета, то его прочность следует рассматривать при всех расчетных случаях нагруже­ ния крыла, хвостового оперения, шасси и двигательной установки (если последняя располож ена в фюзеляже).

Для расчета фюзеляжа на прочность необходимо знать распре­

деление перерезывающ их сил Q* , изгибающ их моментов АН , Af;"

и крутящ его момента А// по его длине.

Фюзеляжи современных самолетов, как правило, выполняю 1ся

ввиде тонкостенных конструкций.

Различают фюзеляжи стрингерной и бесстрингерной конструкции.

Встрингерной конструкции обш ивка подкреплена ш пангоутами

истрингерами (а иногда и лонжеронами). По такой схеме обычно выполняются хвостовая и средняя части фюзеляжа.

Бесстрингерная конструкция состоит из обш ивки, подкреплен­ ной ш пангоутами. Э та схема может бы ть использована для носовых и хвостовых отсеков фюзеляжа.

Целью расчета здесь является:

-определение нагрузок в виде сил от грузов и агрегатов, располо­ женных в фюзеляже, с учетом сил, передающихся от прикрепленных к фюзеляжу частей самолета;

-динамическое уравновеш ивание самолета;

70

-выбор расчетного случая нагружения;

-построение эпю р силовых факторов по длине фюзеляжа;

-подбор толщ ины обш ивки и размеров поперечных сечений продольных элементов.

5.1О пределение внешних нагрузок на ф ю зеляж от оперения

Рассмотрим нагрузки, передающиеся на фюзеляж со стороны горизонтального и вертикального оперения.

На гооизонтальное оперение действуют:

а) уравновеш иваю щ ие нагрузки; б) маневренные нагрузки;

в) нагрузки при полете в неспокойном воздухе; г) несимметричные нагрузки.

На вертикальное оперение действуют: а) демпфирующие нагрузки;

б) маневренные нагрузки; в) нагрузки при полете в неспокойном воздухе;

г) нагрузки в случае остановки двигателей, находящихся по одну сторону от плоскости симметрии самолета; Д) на: рузки при комбинированных случаях нагружения.

Необходимо рассмотреть также случаи одновременного нагру­ жения горизонтального и вертикального оперения.

5.1.1 Уравновешивающие нагрузки горизонтального оперения

Уравновеш иваю щ ие нагрузки определяю тся для расчетных случаев А, А ', В, С, D, D ' по формуле

p>’ = m zo ro 4 s ~ ,	(5 О
W o

где = /(с )- коэффициент аэродинамического момента самолета без горизонтального оперения;

q - скоростной напор;

S- площадь крыла;

Ь4 - средняя аэродинамическая хорда;

L rfl - расстояние от центра массы самолета до оси ш арниров горизонтального оперения.

71

П ри бли ж ен н о полож ение центра массы м ож но определить

согласно таблице 5.1 в зависимости от типа крыла.

	Таблица 5.1 - Расположение центра массы самолета х и
	Типы самолетов	х я
	Самолеты с прямым крылом, скоростью полета	0,25 ЬА
	меньше скорости звука
	Самолеты с прямым крылом, скоростью полета	0,35 й ,
	больше скорости звука
	Самолеты со стреловидным крылом	0.3 Ь4
	Самолеты с треугольным крылом малого удлинения	0,36 Ь,

5.1.2 М аневренные нагрузки

Маневренная нагрузка на горизонтальное оперение согласно

Нормам прочности рассматривается в двух случаях.

В первом из них для случаев А ', В и С маневренная нагрузка ЛР м‘ суммируется с уравновеш иваю щ ей нагрузкой:

Р’„ = р; + API, , АР‘М = ± к ,п ^

,, .

(5.2)

Здесь к, - коэффициент, задаваемый Н ормами прочности;

-коэффициент максимальной эксплуатационной перегрузки.

Коэф ф ициент безопасности / принимается в соответствии с рассматриваемым случаем.

Значения коэффициента к взятые из Норм прочности самолетов, приведены в таблице 5.2.

Таблица 5.2 - Значения коэффициента к,
Скоростной		к,
напор	А'	В	С
q< 18000	0,265	0,2	0,2
q> 18000	0,330	0,25	0,25

72

Д ля второго случая м аневренная нагрузка определяется по формуле

P’M = ± « 2 < ~ S r o -

(5.3)

Величина коэффициента кгв соответствии с Нормами прочности принимается равной 0,5. Коэффициент безопасности/ = 2. При действии второй маневренной нагрузки условно принимается, что подъемная сила крыла равна по величине и обратна по знаку силе Ри} .

5 .1 .3 Н агрузка на горизонтальное оперение при полете в неспокойном воздухе

Н агрузка от воздействия неспокойного воздуха определяется по формуле

Р ‘. = P ; ± A P J„, ,

(5.4)

где Р ’ - уравновеш иваю щ ая нагрузка при горизонтальном полете у

земли на максимальной скорости F0irax = 0,9Kmax при п = 1;

ЛЛ.% -■дополнительная нагрузка от неспокойного воздуха, которая

принимается по Н ормам прочности равной	= 21,6^)max5 r 0 , Н,
коэффициент безопасности/ = 2.

5.1.4 Несимметричное нагружение горизотального оперения

Несимметричное нагружение горизонтального оперения может им еть место в полете со скольж ением или при отклонении руля направления. П о Н ормам прочности это нагружение рассматривается для случая наибольш ей из уравновешивающих нагрузок, а также в обоих случаях маневренной нагрузки. Принимается, что нагрузка на одной половине горизонтального оперения равна нагрузке соответ­ ствующего случая симметричного нагружения, а на другой половине уменьшена с таким расчетом, чтобы момент М х , возникающий при этом относительно продольной оси самолета, равнялся величине

= т,Г.О S r О h О9™,, шах .

(5.5)

где 1Г0 - размах горизонтального оперения; щ ,го - коэффициент, принимаемый по Нормам прочности.

73

Коэффициент безопасности / берется в соответствии с рассмат­ риваемым случаем. Уменьшенная нагрузка на одну половину гори­ зонтального оперения не долж на превыш ать 70% исходной.

Значения коэффициента т уГ0 приведены в таблице 5.3.

Таблица 5.3 - Значения коэффициента т уГО

Тип

Расстояние от оси фюзеляжа до плоскости

самолета

Г О. в % от высоты В О.

	0		50		1	0	0
Низкоплан	0,025	0	, 0	2	0,025
Среднеплан	0,025	0,0125			0	, 0	2
Высокоплан	0,03	0	, 0	2	0,015

Расчеты по определению нагрузок сводятся в таблицу 5.4.

Таблица 5.4 - Нагрузки горизонтального оперения
Расчетные	г о
случаи
А '

Вторая маневренная нагрузка Неспокойный воздух

5.1.5 Определение внешних нагрузок на вертикальное оперение

П риведем расчетны е формулы для определения нагрузок на вертикальное оперение.

Д емпфирую щ ая нагрузка
^ = ± 0 ,1 9 9м55 , „ ,		(5.6)
но не более />; = ±0,1459пих	„

74

М аневренная нагрузка

(5.7)

р;„ = ± g \ f i c v ^ s SQ, Н	(5..:8)
Коэффициент с равен 1,3 при М >0,8, а при М <0,8 с =	. =
	VI - М

К(1тач - максимальная скорость самолета у земли.

Э ксплуатационная нагрузка на вертикальное оперение при остановке двигателей по одну сторону от плоскости симметрии самолета определяется из условия уравновешивания момента от тяги работаю щ их двигателей.

Н агрузка в комбинированном случае нагружения находится пут ем суммирования нагрузки от остановки двигателей с маневренной нагрузкой или с половиной нагрузки от неспокойного воздуха. При этом тяга работаю щ их двигателей принимается 0,67 ее максимального значения.

Для всех рассмотренных случаев нагружения вертикального оперения коэффициент безопасности/ = 2.

5.1.6 Одновременное нагружение горизонтального и вертикального

оперения

Вероятность одновременного действия максимальных нагрузок на вертикальное и горизонтальное оперение мала, поэтому принимают, что на каждую из поверхностей действует только 3/4 максимальной nai рузки. выявленной при их раздельном нагружении.

5.2 Уравновешивание самолета в вертикальной плоскости

П од уравновеш иванием сам олета понимается определение массовых сил, динамически уравновешивающих поверхностные силы

имоменты, действующие на самолет.

Уравновеш ивание самолета производится для всех полетных и посадочных случаев нагружения.

75

В данном пособии рассматривается уравновеш ивание самолета

при нагруж ении в плоскости его симметрии.
В самом общем случае массовая сила Р	с которой масса дей­
ствует на фюзеляж, определяется формулой
Р* = n ‘mxg ,	(5.9)

5.2.1 Действие на горизонтальное оперение уравновешивающей нагрузки

Д и н ам и ч е ск о е у р ав н о веш и в ан и е здесь п р о и зв о д и тс я для

расчетных случаев А, А ', В, С, D и D'.

Схема уравновеш ивания самолета представлена на рисунке 5.1,

п ,~п
ц м	Ц Д

Рисунок 5.1 - Схема уравновешивания самолета при действии на оперение

Р](е: = 0)

где Y ’ = n ' m g - подъемная сила крыла;

п‘„ - перегрузка, обусловленная подъемной силой кры ла, принима­

ется в соответствии с расчетным случаем;

Р1 - уравновеш иваю щ ая нагрузка, действующ ая на оперение, ее

величина берется из таблицы 5.4;
Ум -	м ассовая сила самолета, обеспечиваю щ ая динамическое
равновесие самолета, ее величина находится по формуле
	YM = Yc + p l = r^ mS	(5.Ю)
п,,	- перегрузка в центре масс самолета,

76

ее величина равн а
..	у: + р :
«о =-	(5.11)
	m g

В рассматриваемом случае уравновешивания вращение самолета относительно оси Z отсутствует, т. е. е2 = 0. Перегрузки в любой точке самолета будут одинаковы ми и равными перегрузке в центре масс самолета, г. е.

» !	= < = < ■	(5.12)
В направлении, противополож ном направлению перегрузок,
действуют массовые силы Р:1.
М ассовая сила самолета У/	является равнодействующей массовых
сил Р,\ т. е.
Ум = < mS = Х / '' = 1 Л т '£-		(5 •13)

5.2.2 Действие на горизонтальное оперение уравновешивающей и маневренной нагрузки (случаи А ', В и С)

Схема динамического уравновешивания представлена на рисунке 5.2.

ЛР’

Ап’,

е,<0

ц д

Рисунок 5.2 - Схема уравновешивания самолета при действии на оперение маневренной нагрузки ЛР“(е. * 0)

77

Здесь АР ‘м - дополнительная маневренная нагрузка, вызывающая

угловое ускорение самолета £ ..

Величина нагрузок Р\ и API, берется из таблицы 5.4 для соответ­

ствующ его расчетного случая.
У гловое ускорение вращ ения сам олета относительно	оси Z
определяется из уравнения
=	(5.14)

где М “ - момент аэродинамических сил относительно оси Z;

- массовый момент инерции самолета относительно оси Z.

У гловое ускорение е, считается полож ительны м , если оно направлено на кабрирование.

М ассовый момент инерции самолета J , мож но вычислить по

формуле
Л = Т . т-Х-	■	(5.15)
где X; - координата /-той массы т.\

i_ - радиус инерции самолета относительно оси Z;

т- масса самолета.

Приближ енно можно принять

		г =0,16/0 ,
где /	- длина фюзеляжа.
	Д инам ическое равновесие здесь обеспечиваю т массовая сила
самолета		и момент инерционных сил вращ ательного движения.
Величина массовой силы находится по формуле
		YM = < mg = Ya + И +	)■	(5.16)
	Величина момента инерционных силнаходится из уравнения
/ г I j ,	по известной величине углового ускорения			dm ,
(5.14)				е. = — ^ :
				dt
		- W - , ..		(5.17)

at

Перегрузка в любой точке i фюзеляжа, удаленной от центра масс на расстояние х г будет равна

PJ+ APJ	г	(5.18)
п" = п ъ’ + Ап* = па3+ -------—+-^- х,.
т	g

78

П ерегрузка в центре массы самолета п„ обусловлена поступа­ тельным ускорением всего самолета в направлении подъемной силы всего самолета У3, которая равна

r = YaJ + ( p ; + A P u3 ).	(5.19)
Перегрузка Ли, соответствует линейному ускорению	в точке,
находящейся на расстоянии х о т центра массы самолета.

Эпюра перегрузок, построенная в результате расчета по формуле (5.18), будет переменной по длине фюзеляжа.

Ускора 1ию и перегрузке в точке; соответствует массовая сила Р ‘,

направление которой противополож но ускорению и перегрузке в этой точке (рис. 5.2). Величина этих сил находится по формуле (5.9), а их равнодействую щ ая равна массовой силе всего самолета:

= < т8 = X Р,1= X • (5.20)

5.2.3 Действие на горизонтальное оперение второй маневренной

нагрузки Д; = ДРМ3

Полагается, что эта нагрузка уравновешивается подъемной силой крыла , равной по величине нагрузке Р^ , но имеющей противопо­ ложное направление и приложенной в центре давления, совпадающем с цен гром массы самолета, т. е.

У > - Р м -	(5.21)
Таким образом , ускорение самолета и перегрузка в центре массы
самолета равны нулю.
М омент пары сил P u‘ Lro = - Y ‘Lrf) уравновешивается моментом
инерционных сил вращ ательного движения (рис. 5.3)
J ^ = P » L r „	(5.22)
at
11ерегрузка в любой точке самолета i будет обусловлена враще­
нием самолета относительно оси Z с ускорением е . , которое равно
dm P!.Lr ,,	(5.23)
= - ^ .
Величина перегрузки п’ находится по формуле
=	(5.24)
g

79