Параметры прочности для различных случаев нагружения

Случай нагружения	Параметры
	пэ	cy	q	f
А	nэmах	cy max	–	1,5
А'	nэmах	–	qmax max	1,5
	0,5nэmах	–	qmax max	2,0
С	0	0	qmax max	2,0
D	nэmin	cy min	–	1,5
D'	nэmin	–	qmax max	1,5

Прочность конструкции проверяется статическими, динамическими и летными испытаниями самолета.

Статические испытания определяют величину разрушающей нагрузки; проверяют, нет ли заметных остаточных деформаций при действии Р ^э = 0,67р_разр; определяют жесткость конструкции; выявляют распределение усилий в отдельных элементах.

Статические испытания позволяют сопоставить величины Р_разр и Р ^э. Испытания на повторные нагрузки проводятся для оценки ресурсов самолета.

Динамические испытания проводятся для проверки прочности конструкции при динамических нагрузках (копровые испытания шасси, определение часто собственных (свободных) колебаний и т. д.).

Летные испытания служат для определения в полете всей совокупности летных характеристик, отсутствия опасных вибраций и т. д.

Таким образом, для обеспечения требуемой жесткости и прочности конструкции необходима точная оценка нагрузок и перегрузок, действующих на летательный аппарат, которые определяются нормами прочности и жесткости.

Контрольные вопросы и задания

1. Изобразите схему сил, действующих на самолет.

2. Дайте определение перегрузки. В чем заключаются особенности перегрузки для прямолинейного полета с постоянной скоростью?

3. Охарактеризуйте перегрузки в криволинейном полете в вертикальной плоскости.

4. В чем заключается значение перегрузки на вираже?

5. Напишите выражение болтаночной перегрузки.

6. Какие основные требования норм прочности вы знаете?

7. Перечислите основные расчетные случаи нагружения крыла и соответствующие им возможные траектории полета.

Глава 10 Крыло самолета

10.1. Нагрузки, действующие на крыло

В полете на крыло действуютя: аэродинамические силы, инерционные массовые силы конструкции крыла, агрегатов и оборудования, находящихся на крыле или внутри него. Аэродинамические и инерционные массовые силы конструкции крыла являются распределенными силами, а массовые силы от агрегатов и оборудования – сосредоточенными. При расположении двигателей на крыле на него действуют еще и силы тяги.

Значение сил, действующих на крыло, характер их распределения по размаху и хорде крыла, а также направление действия необходимы при расчетах крыла на прочность. При этом исходной величиной при определении нагрузок является коэффициент расчетной перегрузки n^р, определяемый нормами прочности.

Аэродинамические силы – подъемная и лобовое сопротивление – возникают в полете в каждом сечении крыла и приложены непосредственно к его поверхности (обшивке) (рис. 10.1). В связи с тем, что подъемная сила во много раз превышает силу лобового сопротивления, то с некоторым допущением под аэродинамической нагрузкой можно понимать только нагрузку от действия подъемной силы (рис. 10.1, а). Следовательно, и аэродинамическая нагрузка вдоль размаха крыла будет распределяться как и подъемная сила.

q_в

q_в

q_кр

р_{агр 2}

р_{агр 1}

q

Линия ЦД

а б

Рис. 10.1 Схема сил, действующих на крыло:

а – нагрузка от действия подъемной силы;

б – эпюра погонных нагрузок

В расчете аэродинамической нагрузки, действующей на крыло, введем следующие обозначения: q – аэродинамическая нагрузка, приходящаяся на 1 м² площади крыла; q_в – аэродинамическая нагрузка, приходящаяся на единицу длины размаха крыла (погонная воздушная нагрузка).

Если выделить на крыле участок площади S длиной по размаху, равной единице, то аэродинамическая сила q_в = S с_y (V ²/2), учитывая, что S = lb, а b и с_y – хорда и коэффициент подъемной силы данного участка крыла. При приближенных расчетах на прочность коэффициент подъемной силы рассматриваемого участка крыла может быть принят равным коэффициенту подъемной силы крыла. Определив погонную силу для каждого участка единичной длины, можно построить эпюру погонных нагрузок (рис. 10.1, б):

q_в = .

Таким образом, погонная воздушная нагрузка вдоль размаха крыла изменяется пропорционально хордам, и нагрузка на отсек крыла определяется как

(10.1)

При расчете крыла на прочность погонную нагрузку увеличивают в n^р раз:

q_ув= n^рс_y(V ² / 2)b,

где n^р – коэффициент разрушающей перегрузки, определяемый по нормам прочности.

В приведенной формуле значение скоростного напора V ²/2 можно определить из выражения для подъемной силы:

Y = n^р G = n^р S(V ² / 2),

откуда V ² / 2 = G / (с_yS). Учитывая также, что площадь крыла S = lb_cp, получим

q_yв = (n^рG / S)b = (n^р G / l)(b / b_cp),

где l – размах крыла; b_ср – средняя геометрическая хорда крыла; п^рG / l – средняя погонная нагрузка на крыло (с учетом перегрузки).

Массовые силы конструкции крыла q_кр (рис. 10.1, б) распределяются вдоль его размаха и приложены в центрах тяжести сечений крыла (рис. 10.2). Закон распределения массовых сил по размаху крыла совпадает с принятым в расчете законом распределения аэродинамических сил [6]:

q_{y кр} = q_yв (Y_кр / Y_в).

Так как Y_кр = n^р G_кр, а Y_в = n^р G, то

q_{y кр} = q_yв (G_кр / G).

У большинства современных самолетов G_кр составляет 10–12 % от G взлетного веса самолета [7].

Погонная нагрузка q_{у кр} приложена по линии центров тяжести сечений силовой конструкции крыла. Положение центра тяжести каждого сечения (рис. 10.2, а) характеризуется безразмерным коэффициентом ЦТ:

.

Инерционные массовые силы разгружают крыло. При совместном действии аэродинамической нагрузки и инерционных массовых сил крыла их можно рассматривать как некоторую избыточную нагрузку:

q_изб = q_в – q_кр.

Под сосредоточенными массовыми силами понимают силы от агрегатов (оборудования), расположенных на крыле или во внутренней его полости (рис. 10.2, б). Они приложены в узлах крепления агрегатов и направлены в сторону, противоположную подъемной силе. Сосредоточенные силы определяются исходя из массы агрегатов m_агр и перегрузки :

Р_агр = m_агрG .

ЦТ

q_{у кр}

ЦТ

χ_τ

а б

Рис. 10.2. Распределенные массовые силы:

а – конструкции крыла (прикладываются в ЦТ сечения крыла);

б – топлива (прикладываются в центре тяжести площади F_т) [6]

Положение суммарной погонной нагрузки определяется по хорде. В каждом сечении крыла положение точек приложения погонных нагрузок и по хорде определяется коэффициентами _д и _т.

Для расчета крыла на прочность целесообразно две распределенные погонные нагрузки – воздушную q_yв и массовую q_{у кр} – объединить в одну суммарную нагрузку: .

Введем понятие о центре приложения суммарной распределенной нагрузки. Центром нагрузки (ЦН) назовем точку на хорде сечения, через которую проходит суммарная погонная нагрузка q_y.

Его координата х_н и значение x_н = определяются из уравнения моментов рассматриваемых погонных нагрузок (рис. 10.3) относительно носка профиля:

Е

Рис. 10.3. К определению положения

центра нагрузок [6]

q_ув

сли значения и для разных сечений крыла постоянны, а законы распределения и q_{у кр} пропорциональны, то, так как

ЦТ

ЦД

q_{у кр}

положение определяется из выражения

Нахождение центра приложения суммарной распределенной нагрузки необходимо для расчета прочности крыла под нагрузкой.