прочность самолета

АА'; (EJ)л и (EJ)б – средние изгибные жесткости лонжерона на участке АА' и бортовой нервюры А1; lб – длина бортовой нервюры А1.

консоли; δн – толщина стенки нормальной нервюры; μ – коэффициент упругости консоли;

Здесь Нср – средняя высота междулонжеронной части крыла в корневом сечении; δст – толщина стенки переднего лонжерона; Fn – площадь пояса переднего лонжерона; δ– приведенная толщина обшивки в корне консоли.

Приведенную толщину обшивки получают из реальной толщины, добавляя к ней слой, мысленно полученный из равномерно размазанных по контуру обшивки стрингеров.

Зная полный угол поворота различных сечений консоли стреловид-

двухлонжеронного или кессонного крыла (см. рис. 2.29) интегрирование ведется от корневого сечения 2 3 и укор – это дополнительный прогиб

51

переднего лонжерона по сравнению с задним лонжероном. Его определяют по формуле из [11]

где J и Jб – средние значения осевых моментов инерции поперечных сечений крыла и подкосной балки.

Полный угол закручивания какого-либо поперечного сечения стреловидного крыла φп= φ + φкор, где φ – угол закручивания этого сечения крыла относительно корневого сечения; φкор – угол закручивания корневого сечения крыла относительно фюзеляжа. Величина φ определяется по той же методике, что предложена для прямого крыла. Величина φкор вычисляется по-разному, в зависимости от вида конструктивно-силовой схемы стреловидного крыла: однолонжеронное, двухлонжеронное, моноблочное. Так, для однолонжеронной схемы, представленной на рис. 2.28, φкор – это угол закручивания корневой нервюры А2. В [9] приведена формула

52

кор А2 12 МкрЭ sin 2 (EJb2)л 12 МкрЭ cos2 (EJlб)б ,

где МкрЭ – эксплуатационный крутящий момент в узле А.

В случае моноблочного или двухлонжеронного крыла используется формула из [11] кор кон кор, где φкон – угол закручивания концевого

нервюры (с учетом присоединенной обшивки); J2 – момент инерции заднего лонжерона.

Величину углов закручивания поточных сечений стреловидного крыла определяет не только кручение крыла, но и его изгиб. Чем больше угол стреловидности крыла, тем значительнее влияние изгиба на угол закручивания крыла. Так, приращение угла атаки сечения крыла Δα по потоку от кручения и изгиба (см. рис. 2.28)

п cos n sin ,

где φn – полный угол закручивания поперечного сечения крыла; ξn – полный угол поворота плоскости поперечного сечения при изгибе крыла.

53

3. РАСЧЁТ ОПЕРЕНИЯ НА СТАТИЧЕСКИЕ НАГРУЗКИ

Рассмотрим расчёт оперения на примере горизонтального оперения (г.о.). При расчёте г.о. в нормах прочности рассматривают три основные расчётные группы нагружения: уравновешивающие нагрузки, маневренные нагрузки и нагрузки при полёте в неспокойном воздухе, а также различные комбинации вариантов основных расчётных групп.

3.1. Расчётные случаи нагружения горизонтального оперения

Уравновешивающие нагрузки. Основными силами, действующими на самолёт в прямолинейном горизонтальном полёте, являются подъёмная

где mzбго – коэффициент продольного момента самолёта без г.о., определяемый для конкретного самолёта посредством модельных продувок в аэродинамической трубе или расчётом; Lго – расстояние от ц.м. самолёта до ц.д. аэродинамических сил на г.о. (плечо г.о.).

В лётном диапазоне углов атаки коэффициент mzбго обычно задают в виде линейной функции

Из формулы (3.3) видно, что величина уравновешивающей нагрузки зависит от скорости полёта (первое слагаемое) и от перегрузки при маневре (второе слагаемое).

54

Поскольку основных случаев нагружения крыла в полёте всего шесть (А, А', В, С, D и D'), то и вариантов уравновешивающих нагрузок на г.о. тоже шесть. Расчётная уравновешивающая нагрузка на г.о. определяется по формуле

Коэффициент безопасности f задаётся расчётным случаем нагружения крыла.

Распределение уравновешивающей нагрузки по хорде оперения показано на рис. 3.2. Из него следует, что воздушные нагрузки на стабилизаторе и руле высоты (р.в.) направлены в противоположные стороны, поэтому данный случай является расчетным по кручению. Для практических расчётов нормы прочности [4] рекомендуют использовать упрощённые эпюры воздушного давления (рис. 3.3).