3.16. Расчет крутящих моментов в сечениях крыла.
Крутящие моменты в сечениях крыла определяются по формуле ( 3.16.1. )
М
ркр.
=
+
Функция j в ( 3.16.1. ) определяется по формуле ( 3.14.2. ).
Интеграл в ( 3.16.1. ) определяется численным интегрированием методом трапеций, в соответствии с которым он приводится к виду ( 3.16.2. )
=
Величина М кр.i определяется по формуле ( 3.16.3. )
Мкр.i = [ m ркр.i + m ркр.( I + 1 ) ] z
Расчет крутящих моментов сводится в таблицу 3.13.
Таблица 3.13.
Расчет крутящих моментов в сечениях крыла.
z м
|
z м
|
m ркр. даН
|
Мкр. даН м
|
даН м
|
1 |
2
|
1 Мкр.гр.1 даН м
|
2 Мкр.гр.2 даН м
|
М ркр. даН м
|
0
1,0
2,0 2,0
3.0
4,0
5,0
6,0
7,5 7,5
8,0 8,0
8,5 8,5
10,0
11,0
|
1,0
1,0
1,0
1,0
1,0
1,0
1,5
0,5
0,5
1,5
1,0
1,0
|
- 15 390
- 14 370
- 13 389 - 8 583
- 8 042
- 7 536
- 7 031
- 6 564
- 5 930 - 8 775
- 8 421 - 8 421
- 8 079 - 5 519
- 4 946
- 4 581
|
- 14 880
- 13 880
- 8 312
- 7 789
- 7 284
- 6 798
- 9 370
- 4 299
- 4 125
- 7 849
- 4 764
- 4 406
|
- 129 740
- 114 860
- 100 980 - 100 980
- 92 668
- 84 879
- 77 595
- 70 797
- 61 427 - 61 427
- 57 128 - 57 128
- 53 003 - 53 003
- 45 154
- 40 390
|
1,0
1,0
1,0 1,0
1,0
1,0
1,0
1,0
1,0 1,0
1,0 0
0 0
0
0
|
1,0
1,0
1,0 1,0
1,0
1,0
1,0
1,0
1,0 1,0
1,0 1,0
1,0 1,0
1,0
1,0
|
2 833
2 833
2 833 2 833
2 833
2 833
2 833
2 833
2 833 2 833
2 833 0
0 0
0
0
|
- 25 320
- 25 320
- 25 320 - 25 320
- 25 320
- 25 320
- 25 320
- 25 320
- 25 320 - 25 320
- 25 320 - 25 320
- 25 320 - 25 320
- 25 320
- 25 320
|
- 152 227
- 137 347
- 123 467 - 123 467
- 115 155
- 107 366
- 100 082
- 93 284
- 83 914 - 83 914
- 79 615 - 82 448
- 78 323 - 78 323
- 70 474
- 65 710
|
Таблица 3.13.
Окончание.
z м
|
z м
|
m ркр. даН
|
Мкр. даН м
|
даН м
|
1 |
2
|
1 Мкр.гр.1 даН м
|
2 Мкр.гр.2 даН м
|
М ркр. даН м
|
12,0
13,5 13,5
14,0 14,0
14,5 14,5
16,0
17,0
18,0
19,3 19,3
20,0
21,0
22,0
23,0
24,2
|
1,5
0,5
0,5
1,5
1,0
1,0
1,3
0,7
1,0
1,0
1,0
1,2
|
- 4 230
- 3 752 - 5 163
- 4 919 - 4 919
- 4 692 - 3 459
- 3 039
- 2 784
- 2 547
- 2 273 - 2 859
- 2 661
- 2 427
- 2 222
- 2 102
- 2 112
|
- 5 986
- 2 520
- 2 403
- 4 874
- 2 912
- 2 666
- 3 133
- 1 932
- 2 544
- 2 324
- 2 162
- 2 528
|
- 35 984
- 29 998 - 29 998
- 27 478 - 27 478
- 25 075 - 25 075
- 20 201
- 17 289
- 14 623
- 11 490 - 11 490
- 9 558
- 7 014
- 4 690
- 2 528
0
|
0
0 0
0 0
0 0
0
0
0
0 0
0
0
0
0
0
|
1,0
1,0 1,0
1,0 0
0 0
0
0
0
0 0
0
0
0
0
0
|
0
0 0
0 0
0 0
0
0
0
0 0
0
0
0
0
0
|
- 25 320
- 25 320 - 25 320
- 25 320 0
0 0
0
0
0
0 0
0
0
0
0
0
|
- 61 304
- 55 318 - 55 318
- 52 798 - 27 478
- 25 075 - 25 075
- 20 201
- 17 289
- 14 623
- 11 490 - 11 490
- 9 558
- 7 014
- 4 690
- 2 528
0
|
По результатам расчета на рис. 3.6. построены графики зависимостей величин m ркр. и М ркр. от координаты сечения z по размаху крыла.
4. ПРОЕКТИРОВОЧНЫЙ РАСЧЕТ СЕЧЕНИЯ КРЫЛА НА СТАТИЧЕСКУЮ ПРОЧНОСТЬ .
4.1. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла.
Силовая часть крыльев большого и среднего удлинения представляет собой тонкостенную клепаную конструкцию, которая состоит из продольного и поперечного набора. Продольный набор крыла составляют лонжероны, стрингеры и обшивка. Поперечный набор крыла составляют нервюры. Расчет продольного набора крыла на статическую прочность выполняется для одного сечения.
4.2. Выбор расчетного сечения крыла.
Сечение крыла для расчета на статическую прочность выбирается вблизи борта фюзеляжа. Плоскость расчетного сечения перпендикулярна оси жесткости крыла. При выборе сечения для расчета должно быть соблюдено условие отсутствия депланации сечения ( 4.2.1. ).
d x з.л.б. - x п.л.б.
Абсолютные значения координат по оси х переднего и заднего лонжеронов в сечении крыла по борту фюзеляжа определяются по формулам ( 4.2.2. )
x п.л.б. = п.л.б. b б
x з.л.б. = з.л.б. b б
где
п.л.б. = 0,18 - относительная координата переднего лонжерона крыла по оси х в сечении по борту фюзеляжа,
з.л.б. = 0,65 - относительная координата заднего лонжерона крыла по оси х в сечении по борту фюзеляжа.
Хорда крыла в сечении по борту фюзеляжа b б определяется по формуле, следующей из ( 2.1.4. )
b б = b 0 - 0,5 k b d ф = 8,07 - 0,5 0,2223 4,0 = 7,625 м
где
b 0 = 8,07 м - хорда крыла в сечении по оси самолета,
d ф = 4,0 м - диаметр фюзеляжа.
k b = 0,2223 ( см. п. 2.1. ).
Тогда из ( 4.2.2. )
x п.л.б. = 0,18 7,625 = 1,373 м
x з.л.б. = 0,65 7,625 = 4,956 м
Координата в направлении размаха крыла ( по оси z ) точки пересечения плоскости расчетного сечения с осью жесткости крыла определяется по формуле ( 4.2.4. )
z сеч. = 0,5 d ф + d Cos о.ж.
где
о.ж. = 16,345 о - угол стреловидности крыла по оси жесткости.
С учетом ( 4.2.4. ) условие ( 4.2.1. ) приводится к виду
z сеч. 0,5d ф+(x з.л.б.-x п.л.б.)Cos о.ж.=0,5 4,0+(4,956-1,373)Cos16,345 о=
= 2,0 + 3,583 0,9596 = 2,0 + 3,438 = 5,438 м
Принимается
z сеч. = 5,5 м
Схема выбора расчетного сечения крыла приведена на рис. 4.1.
В соответствии с координатой
z сеч. = 5,5 м
по результатам расчетов перерезывающей силы, изгибающего и крутящего моментов интерполяцией между двумя ближайшими сечениями определяются значения перерезывающей силы, изгибающего и крутящего моментов в расчетном сечении. Интерполяция выполняется между сечениями с координатами z = 5,0 м и z = 6,0 м.
По данным из таблиц 3.10. , 3.12. , и 3.13. при :
- z = 5,0 м
Q р = 98 778 даН
М ризг. = 1 083 208 даНм
М ркр. = - 100 082 даНм
- z = 6,0 м
Q р = 93 511 даН
М ризг. = 981 021 даНм
М ркр. = - 93 284 даНм
Тогда для расчетного сечения
Q р = 0,5 ( 98 778 + 93 511 ) = 96 145 даН
М ризг. = 0,5 ( 1 083 208 + 981 021 ) = 1 032 114,5 даНм
М ркр. = - 0,5 ( 100 082 + 93 284 ) = - 96 683 даНм
Для дальнейшего расчета изгибающий и крутящий моменты в расчетном сечении крыла переводятся из даНм в даНсм.
Таким образом, в расчетном сечении крыла действуют нагрузки :
Q р = 96 145 даН
М ризг. = 103 211 450 даНсм
М ркр. = - 9 668 300 даНсм