Определение воздушной нагрузки

2.3 Определение воздушной нагрузки

Для плоского нестреловидного крыла с удлинением  воздушная нагрузка определяется во формуле: [5]

 (16)

Таблица 5

№
1	0	0	3,2	3600	1440	3600	3600	360	-	0	1800
2	0,4	0,1	3,06	3442,5	1377	3240	3442,5	344,25	-	0	1721,25
3	0,8	0,2	2,92	3285	1314	2880	3285	328,5	-	0	2956,5
4	1,2	0,3	2,78	3127,5	-	2520	3127,5	312,75	-	0	2814,75
5	1,6	0,4	2,64	2970	-	2160	2970	297	1,056	1573,1	1099,91
6	2	0,5	2,5	2812,5	-	1800	2812,5	281,25	1	1489,7	1041,58
7	2,4	0,6	2,36	2655	-	1440	2655	265,5	0,944	1406,3	983,25
8	2,8	0,7	2,22	2497,5	-	1080	2497,5	249,75	0,888	1322,8	812,75
9	3,2	0,8	2,08	2340	-	720	2340	234	-	0	2106
10	3,6	0,9	1,94	2182,5	-	360	2182,5	218,25	-	0	1964,25
11	4	1	1,8	2025	-	0	2025	202,5	-	0	1822,5

2.4 Распределение массовых сил вдоль размаха крыла

Массовые нагрузки конструкции крыла можно определить: [5]

 (17)

где

Массовые силы от топлива, находящиеся в крыле: [5]

 (18)

где

Площадь топливного бака находим из объема, самого топлива.

Результаты расчета приведены в таблице 5

2.5 Построение эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов

При построении эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов крыло рассматривается как балка на двух опорах. Опорами являются стыковочные шпангоут фюзеляжа. Балки нагружены распределенной нагрузкой, которая определяется по формуле: [5]

 (19)

Разбиваем крыло на части. Интегрируем численным методом эпюру получаем эпюру перерезывающих сил и изгибающих моментов .

 (20)

 (21)

Результаты расчета приведены в таблице 6

Таблица 6

№
1	0	1800	1760,6	0,4	1760,6	1760,6	125	579,25	694,9	231,7	2749,44
2	0,1	1721,3	2338,9	0,4	2338,9	16986	125	810,55	919,9	324,22	2517,74
3	0,2	2956,5	2885,6	0,4	2885,6	14647	125	1029,3	843,5907	411,7	2193,52
4	0,3	2814,8	1957,3	0,4	1957,3	11761	125	657,93	480,6142	263,17	1781,82
5	0,4	1099,9	1070,7	0,4	1070,7	9804	125	303,3	354,1314	121,32	1518,65
6	0,5	1041,6	1012,4	0,4	1012,4	8733,3		404,97	525,5828	161,99	1397,33
7	0,6	983,25	1615,5	0,4	1615,5	7720,9		646,2	758,475	258,48	1235,34
8	0,7	2247,8	2176,9	0,4	2176,9	6105,4		870,75	842,4	348,3	976,86
9	0,8	2106	2035,1	0,4	2035,1	3928,5		814,05	785,7	325,62	628,56
10	0,9	1964,3	1893,4	0,4	1893,4	1893,4		757,35	378,675	302,94	302,94
11	1	1822,5				0		0			0

2.6 Построение эпюр крутящих моментов

Крутящий момент вычисляется по формуле: [5]

 (22)

Таблица 7

№
1	0	3,2	756	739,46	295,79	2728,2
2	0,1	3,06	722,93	706,39	282,56	2320
3	0,2	2,92	689,85	673,31	269,33	1938,2
4	0,3	2,78	656,78	679,56	271,83	1567,1
5	0,4	2,64	702,35	683,73	273,49	1412,2
6	0,5	2,5	665,11	646,49	258,59	1071,6
7	0,6	2,36	627,86	609,24	243,7	760,88
8	0,7	2,22	590,62	571,99	228,8	479,94
9	0,8	2,08	553,37	505,85	202,34	240,36
10	0,9	1,94	458,33	441,79	176,72	6,615
11	1	1,8	425,25			0

Для без моментного профиля эпюра крутящих моментов строится для случая В. Погонные крутящие моменты определяются по формуле: [5]

 (23)

где , , ,

Таблица 8

№
1	0	3,2	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	3600	360	0	720	36	0	756
2	0,1	3,06	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	3442,5	344,25	0	688,5	34,425	0	722,92
3	0,2	2,92	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	3285	328,5	0	657	32,85	0	689,85
4	0,3	2,78	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	3127,5	312,75	0	625,5	31,275	0	656,77
5	0,4	2,64	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	2970	297	1573,09	594	29,7	78,6546	702,35
6	0,5	2,5	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	2812,5	281,25	1489,67	562,5	28,125	74,4835	665,10
7	0,6	2,36	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	2655	265,5	1406,25	531	26,55	70,3125	627,86
8	0,7	2,22	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	2497,5	249,75	1322,83	499,5	24,975	66,1414	590,61
9	0,8	2,08	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	2340	234	1239,41	468	23,4	61,9703	553,37
10	0,9	1,94	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	2182,5	218,25	0	436,5	21,825	0	458,32
11	1	1,8	0,4	0,2	0,5	0,45	0,2	0,1	0,05	2025	202,5	0	405	20,25	0	425,25

3. ПРОЕКТИРОВОЧНЫЙ РАСЧЕТ КРЫЛИ

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.

Исходя из опыта проектирования крыльев, можно дать следующие рекомендации по расположению продольного набора в сечении крыла:

в двухлонжеронном крыле передний лонжерон располагается на ; задний лонжерон – на ; в трехлонжеронном крыле передний на ; средний - на ; а послед­ний на .

Расстояние между стрингерами в лонжеронных крыльях составляет  при расстоянии между нервюрами , а в моно­блочных крыльях  при .

3.1 Подбор сечении элементов силовой схемы крыла