АвтоАвтоматизацияАрхитектураАстрономияАудитБиологияБухгалтерияВоенное делоГенетикаГеографияГеологияГосударствоДомДругоеЖурналистика и СМИИзобретательствоИностранные языкиИнформатикаИскусствоИсторияКомпьютерыКулинарияКультураЛексикологияЛитератураЛогикаМаркетингМатематикаМашиностроениеМедицинаМенеджментМеталлы и СваркаМеханикаМузыкаНаселениеОбразованиеОхрана безопасности жизниОхрана ТрудаПедагогикаПолитикаПравоПриборостроениеПрограммированиеПроизводствоПромышленностьПсихологияРадиоРегилияСвязьСоциологияСпортСтандартизацияСтроительствоТехнологииТорговляТуризмФизикаФизиологияФилософияФинансыХимияХозяйствоЦеннообразованиеЧерчениеЭкологияЭконометрикаЭкономикаЭлектроникаЮриспунденкция

Проектировочный расчет сечения крыла самолета

Читайте также:
  1. Cводный расчет сметной стоимости работ по бурению разведочной скважины 300-С
  2. I. Расчет термодинамических процессов, составляющих цикл
  3. II. Расчет прямого цикла 1-2-3-4-5-1
  4. II. Тематический расчет часов
  5. III Расчет количеств исходных веществ, необходимых для синтеза
  6. Алгоритм геометрического расчета передачи
  7. Алгоритм расчета основных параметров производства
  8. Алгоритм расчета товарооборота.
  9. Анализ кассовой книги и банковской книги и расчет прибыли вашего предприятия
  10. Анализ результатов расчета ВПУ
  11. Анализ состояния расчетов по кредиторской задолженности, возникшей в бюджетной и во внебюджетной деятельности, причины её образования, роста или снижения.
  12. Аналитические поправки к расчету прибыли в связи с инфляцией

 

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.

Цель проектировочного расчета: определение геометрических характеристик сечения крыла, при этом необходимо использовать нормали авиационных профилей и толщин обшивки. Проектировочный расчет, выполняется с использованием упрощенной модели крыла, а именно:

-лонжероны – плоские балки (воспринимают нагрузку только в своей плоскости);

-обшивка и стенки лонжеронов работают только на сдвиг;

-участие обшивки в восприятии нормальных напряжений учитывается путем присоединения участков обшивки к продольным силовым элементам;

-пояса лонжеронов работают только на растяжение-сжатие.

Исходными данными для проектировочного расчета сечения крыла самолета являются значения поперечной силы, изгибающего и крутящего моментов в данном сечении, свойства материалов элементов сечения.

 

 

 


1. Определение толщины обшивки и шага стрингеров в растянутой и сжатой панелях крыла

Обшивка крыла выполняет две основные функции: 1.) совместно с нервюрами обеспечивает неизменность контура поперечного сечения; 2.) совместно с продольным силовым набором воспринимает нормальные напряжения от изгиба и совместно со стенками лонжеронов участвует в работе по восприятию крутящего момента.

Для определения толщины обшивки зададимся шагом стрингеров. В реальных конструкциях шаг стрингера расположен в пределах . Шаг t задается таким образом, чтобы между лонжеронами помещалось целое число стрингеров. Толщина обшивки находится из условия получения волнистости поверхности крыла не выше определенного значения . Величина должна удовлетворять неравенству:

Здесь и – давление в горизонтальном полете на нижней и верхней поверхности крыла; – коэффициент Пуассона; Е– модуль упругости первого рода материала обшивки. Параметр является относительным прогибом , где максимальный прогиб обшивки, рассматриваемой как балка-полоска, нагруженная поперечной нагрузкой и защемленная в местах ее крепления к стрингерам. Для скоростных самолетов рекомендуется брать не более 0.002. Приближенно величины и равны:

, .

По технологическим соображениям минимальная толщина обшивки, применяемая на практике - 0.8мм. Для средних самолетов толщина обшивки может составлять 3-5мм. для тяжелых самолетов применяют монолитные панели, толщина которых может достигать 10-12мм.

Принятая толщина обшивки в сборных конструкциях должна соответствовать стандартному ряду толщин.

При выполнении проектировочного расчета, сложный контур профиля крыла упрощенно заменяют двумя параллельными панелями:

 

 

Средняя высота сечения:

где и – высоты профиля в местах расположения первого и второго лонжеронов, коэффициент учитывает, что расстояние между центрами тяжести полок лонжеронов меньше теоретической высоты профиля в местах установки лонжеронов. Значение коэффициента лежит в пределах 0,9…0,95.

При подборе продольных силовых элементов необходимы усилия, воспринимаемые верхней и нижней половинками поперечного сечения крыла.

Сила сжатия верхней части сечения крыла и растяжения нижней части:

.

При проведении проектировочного расчета достаточно учесть только составляющую изгибающего момента:

= .

Усилие , воспринимаемое каждой половиной сечения, можно представить в виде суммы усилия , нагружающего полки лонжерона, и усилия , воспринимаемого стрингерами и обшивкой:

.

Введенный коэффициент определяет долю от усилия , воспринимаемую стрингерами и обшивкой, и его численное значение лежит обычно в промежутке 0.3…0.8 в зависимости от силовой схемы крыла. Меньшее значение соответствует лонжеронному крылу, большее - моноблочному. Принимаемое решение должно соответствовать минимуму потребных площадей(т. е. весу).


2. Расчет площадей стрингеров в растянутой и сжатой панелях крыла. Подбор стрингеров по сортаменту авиационных профилей

Усилие в растянутой зоне определяется равенством:

где - разрушающее напряжение стрингера в растянутой зоне; - площадь поперечного сечения одного стрингера; - толщина обшивки в растянутой зоне;

- коэффициент, учитывающий концентрацию напряжений и ослабление сечения отверстиями под заклепки, ; - коэффициент, учитывающий запаздывание во включении в силовую схему обшивки по сравнению со стрингером, зависит от толщины обшивки, ; для обшивок (согласно ЦАГИ); для монолитных панелей ; - расстояние между лонжеронами; - количество стрингеров.

Площадь поперечного сечения стрингера, которая обеспечит восприятие стрингерами и обшивкой усилия :

Зная потребную площадь стрингера, из сортамента авиационных профилей подбирается прессованный профиль стрингера с наиболее близкой площадью поперечного сечения. Следует стремится к тому, чтобы толщина полки стрингера к которой приклепывается обшивка соответствовала условию:

После подбора профиля стрингера необходимо пересчитать найденное ранее усилие с новой площадью стрингера.

Усилие, воспринимаемое лонжероном, составит:

.

 

Подбор продольного силового набора в сжатой зоне

Усилие в сжатой зоне равно:

где - расчетное разрушающее напряжение в сжатой зоне; - площадь стрингера в сжатой зоне; - присоединенная площадь обшивки, работающая вместе с напряженным стрингером. В первом приближении величину можно считать равной критическому напряжению устойчивости сжатого стрингера.

При выборе стрингера в сжатой зоне, как и в растянутой, сначала необходимо найти его потребную площадь. При этом площадь присоединенной обшивки приближенно равна:

= 30· .

В хорошо спроектированных крыльях, критические напряжения стрингеров близки к пределу прочности материала стрингера, предполагая вышесказанное, принимают, что = .

Потребная площадь стрингера:

Зная потребную площадь стрингера, из сортамента авиационных профилей подбирается прессованный профиль стрингера с наиболее близкой площадью поперечного сечения

Критические напряжения устойчивости стрингера определяются по формуле:

,

где ; -предел прочности материала стрингера; -Эйлерово критическое напряжение, определяемое по формулам строительной механики для стержней и пластин.

При местной потери устойчивости стрингера величина равна:

Здесь и – ширина, и толщина стенки стрингера, теряющей устойчивость как пластина; – модуль упругости материала стрингера; – коэффициент, учитывающий условия закрепления граней стенки. Коэффициент определяется в соответствии с условиями закрепления граней стенки стрингера.

Если для выбранного профиля стрингера , то необходимо подобрать другой профиль.

Стрингер необходимо проверить и на общую устойчивость, считая его многопролетной балкой, опертой на нервюры. Однако, если расстояние между нервюрами выбрано из условия равнопрочности стрингера при общей и местной потере устойчивости, то критические напряжения общей потери устойчивости можно не находить.

Прилегающая к обшивке полка сжатого стрингера должна иметь бортики или ее толщина должна превосходить толщину обшивки, что существенно повышает несущую способность панелей при сжатии.

Ширина присоединенной обшивки , работающей с напряжениями стрингера, определяется по формуле:

.

При расчетах по придельному состоянию, полагают, что напряжения в стрингере равны разрушающему напряжению:

= .

При определении площади обшивки, присоединенной к стрингеру в сжатой зоне, имеет значение, сколькими заклепочными швами обшивка приклепана к стрингеру.

Для панели присоединенная площадь:

.

Далее необходимо определить усилие :

 

3. Определение площадей лонжеронов в растянутой и сжатой панелях крыла

Суммарная площадь полок лонжеронов в растянутой зоне равна:

где - предел прочности материала полки лонжерона при растяжении;

- коэффициент, учитывающий влияние концентрации напряжений в полке.

Площадь следует распределить между растянутыми полками переднего и заднего лонжеронов. Площади полок распределяются пропорционально квадратам высот лонжеронов:

;

.

Суммарная площадь полок лонжеронов в сжатой зоне равна:

где - расчетные разрушающие напряжения сжатой полки, .

Найденная площадь распределяется между передним и задним лонжеронами пропорционально квадратам высот лонжеронов:

 

;

.

4. Определение толщин стенок лонжеронов

Стенки лонжеронов воспринимают потоки касательных усилий от поперечных сил и кручения крыла.

Потоки от поперечных сил и равны:

;

Точка приложения поперечной силы в сечении крыла известна, найдена на этапе расчета нагрузок. Поперечная сила распределяется пропорционально изгибным жесткостям лонжеронов:

, .

Поскольку пояса верхнего и нижнего лонжеронов не одинаковы, моменты инерции каждого лонжерона следует определять относительно оси параллельной плоскости обшивки и проходящей через центр тяжести лонжерона.

;

.

Положение центра жесткости относительно переднего лонжерона: .

Расстояние от точки приложения поперечной силы до центра жесткости сечения составит:

.

Положение центра жесткости определяется геометрическими параметрами сечения. Положение поперечной силы в сечении зависит от расчетного случая: на больших углах атаки точка приложения поперечной силы смещается к носку, на малых - к середине хорды профиля. В результате чего поперечная сила может быть расположена как до так и за центром жесткости, соответственно и крутящий момент и поток могут менять свое направление. Крутящий момент может быть найден по формуле:

.

Поток касательных усилий от воздействия крутящего момента равен:

,

где - удвоенная площадь контура.

Суммарные потоки касательных усилий по стенке лонжеронов и равны:

, .

Толщины стенок определяются по зависимостям:

где - разрушающее напряжение сдвига. При проектировании конструкции по условиям статической прочности .

Для магистральных пассажирских и транспортных самолетов величину допускаемого напряжения существенно понижают с целью обеспечения ресурса конструкции. Обычно принимают: .
5. Расчет расстояния межу рядовыми нервюрами

Рядовые нервюры совместно с обшивкой обеспечивают неизменность контура поперечного сечения и подкрепляют стрингерный набор в отношении общей потери устойчивости.

Расстояние между нервюрами определим из условия равнопрочности при местной потере устойчивости стрингера в растянутой зоне и при общей потере устойчивости стрингера с присоединенной обшивкой в сжатой зоне.

Критические напряжения общей потери устойчивости определяются по формуле:

,

где – модуль упругости стрингера; – расстояние между нервюрами; – коэффициент, учитывающий условия опирания на концах участка стрингера и находится в диапазоне 1-2; – момент инерции сечения, относительно оси, проходящий через центр тяжести этого сечения, и параллельной плоскости обшивки равный:

где - момент инерции стрингера; -координата центра тяжести стрингера; - координата центра тяжести стрингера с присоединенной обшивкой, определяется по следующей зависимости:

Расстояние между рядовыми нервюрами равно:

.

По статистике расстояние между рядовыми нервюрами составляет от 300мм для легких самолетов с тонкой обшивкой и слабым стрингерным набором, и до 500-600мм для тяжелых самолетов с мощным набором, монолитными панелями.

 


Поиск по сайту:



Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав. Студалл.Орг (0.017 сек.)