2. Проектировочный расчет сечения крыла

2.1. За расчетное примем второе сечение крыла –ближнее сечение к узлам стыковки отъемной части крыла (консоли) и центроплана. Рассмотрим геометрические характеристики сечения. Величина хорды в расчетном сечении (см. Таблицу 1.1) равна 6,62 м. Пользуясь атласом авиационных профилей выберем подходящий для самолета данного типа аэродинамический профиль, например, 10% профиль . Геометрические характеристики профиля приведены в таблице 1.2. На изгиб работает только межлонжеронная часть сечения крыла (участок профиля сечения, заключенная между передним и задним лонжеронами). Ограничимся координатами только тех точек профиля, которые расположены на этом участке. Будем проектировать двухлонжеронное крыло, первый лонжерон расположим на 20%b, лонжерон расположим на 65%b, где b = 6,62 м,длина хорды крыла во втором сечении.

Координаты точек профиля расчетного сечения Таблица 1.2

x	20%	25%	30%	40%	50%	60%	65%
b	1.394	1.743	2.091	2.788	3.486	4.183	4.531
	0.472	0.483	0.485	0.470	0.429	0.372	0.335
	0.193	0.206	0.211	0.205	0.189	0.160	0.142

Рис.1 – Профиль расчётного сечения

Длина хорды профиля в расчетном сечении

Высота 1-го лонжерона:

Высота 2-го лонжерона:

Максимальная высота профиля:

Расстояние между лонжеронами:

Внешний контур профиля показан на рисунке 1.

Материал конструкции – высокопрочный алюминиевый сплав Д16АТ.

Предел текучести для Д16АТ

Приведенных исходных данных достаточно для выполнения проектировочного расчета сечения крыла.

2.2. Верхний и нижний пояса межлонжеронной части сечения, показанного на рисунке 2 а), представляем в виде прямоугольников, как это показано на рисунке 2 б).

Расстояние между центрами тяжести таких упрощенных поясов определяется по формуле:

Используются размеры, относящиеся к внешнему контуру сечения.

Действие изгибающего момента заменяем парой сил и :

Рис.2 –Верхний и нижний пояса межлонжеронной части сечения

2.3. Проектирование верхнего пояса крыла.

Площадь сечения верхнего пояса:

Шаг стрингеров примем равный :

Количество стрингеров найдем по формуле:

Составим, уравнение площади сечения верхнего пояса, просуммировав все составные части сечения верхнего пояса (поясов лонжеронов, толщины обшивки и площади стрингеров). Причём нам заранее известны размеры всех элементов, выраженные через толщину обшивки δ(рис.3,4,5):

Р ис.3 – Верхний пояс 1-го лонжерона

Рис.4 – Верхний пояс 2-го лонжерона

Рис.5 – Соотношение размеров обшивки и стрингеров

По приведенных выше соотношениям, найдем размеры 1-го и 2-го лонжеронов и стрингеров:

Расчеты:

1-й Лонжерон:

2-й Лонжерон:

Стрингеры:

Рассчитаем ординаты центра тяжести сечений и минимальный осевой момент инерции, пользуясь формулами известными из курса сопротивления материалов.

Определим критические напряжения по формуле Эйлера:

где: - расстояние между нервюрами;

-коэффициент зависящий от способа закрепления концов ребра; считается , что концы полок лонжеронов защемлены (вследствие наличия стенки), ; концы стрингеров оперты, ;

- модуль упругости материала;

- момент инерции сечения;

- площадь сечения.

Для расчета потребуется значение площади сечении:

1-й Лонжерон:

2-й Лонжерон:

Спрингеры:

Определяем критические напряжения:

Как видим, расчётные сечения имеют довольно избыточный запас прочности. Чтобы этого избежать, изменим некоторые параметры сечений:

1-й лонжерон, чтобы убрать избыточный запас прочности, увеличим расстояние между нервюрами ,

2-й лонжерон

Стрингер, пересчитаем с новым значением :

Все критические напряжения удовлетворяют условию устойчивости, т.е. не превышают 380 МПа. Следовательно проектировочный расчёт крыла выполнен верн.