Тарасов Ю.Л. Расчет на прочность

критическим напряжениям местной потери устойчивости, которы е можно определить лишь при известной форме и разм ерах сечения. П оэтом у потребные площ ади сечений поясов определяю тся в первом приближении по формуле (1.44) при = (0,5...0,8)ег".

П о найденны м значениям F)c п одб и раю тся тип и разм еры профилей F ° , после чего делается проверка на устойчивость

Если условие (1.45) не выполняется, то следует увеличить сечения поясов или число стрингеров.

В формуле (1.44) через Fcmpto6 обозначена площ адь стрингера и приведенной к нему обшивки

этого необходимо сделать проверку устойчивости этой панели по формуле

приняв Nd = 0,5Л л .

Если это условие не выполняется, то элементы продольного набора нижней панели следует усилить.

20

1.4.3 Определение толшины стенок лонжеронов

Т олщ ина стенок лонжеронов определяется из расчета на сдвиг от изгиба (случай А или А ') при условии, что перерезывающая сила воспринимается только стенками лонжеронов.

Перерезывающую силу можно распределить между лонжеронами п р о п орц и он альн о их изгибной жесткости. Т огда для стенки j -го лонж ерона будет

в ' : = е : - ^ - г , о .» )

н

м

где у = —V V - средний угол сходимости поясов лонжеронов при виде

п ,,,

кры ла по полету; Н - средняя высота лонжеронов в расчетном сечении;

Q\p - перерезывающ ая сила с учетом конусности крыла.

Величины QI и А/;7 берутся из таблиц или эпюр для расчетного

сечения крыла.

Имея значения Q ,, можно найти толщину стенки у-го лонжерона

О

Затем, взяв стандартную толщину стенки <5°, необходимо проверить стенку на устойчивость при работе на сдвиг

Здесь г‘" - величина критического напряжения потери устойчи­ вости стенки от сдвига.

Если при расчете окажется, что стенка заднего лонжерона тоньше обш ивки, то следует принять толщ ину стенки заднего лонж ерона равной толщ ине обш ивки, так как эта стенка входит в контур, воспри­ нимаю щ ий крутящий момент.

21

1.5 Подбор сечений силовых элементов моноблочного крыла

где В - расстояние между крайними лонжеронами;

Н0- наибольш ая из высот лонжеронов, т. е. Н 0=Н 1или Н 0-Н ,. Коэффициент к находится в пределах 0,1 ...0,2, но может быть и

равным нулю. В этом случае пояса лонжеронов не будут отличаться по площ ади сечения от стрингеров. Н ормальная сила N определяется по формуле (1.39).

Для растянутой зоны в зависимости от вида материала принима­

N, - коэффициент, учитывающий ослабление сечения растянутых эле­ ментов отверстиями под заклепки;

N' 2 - коэффициент, учитывающий возможную концентрацию напряже­ ний у отверстий.

Величина этих коэффициентов равна

К, =0.76...0,95;

К2 =0,85. ..0,95.

По определению , приведенная толщ ина обш ивки равна

толщ ины обш ивки и при 5М > LvtM, q>oC= 1. Для сж атой зоны коэффи­ циент <роГ, находится по формуле (1.47) и (1.48).

Д ля растянутой зоны толщ ину обш ивки принимаем равной

площ адью сечения Fjjj, .

22

Т ак как критическое напряжение стрингеров сг™ неизвестно, то расчет необходимо проводить последовательными приближениями в следующем порядке

1 П ринимаем а [ ^ , например, равным 0,9<т‘ ; 2 Н аходим приведенную толщ ину обшивки в первом прибли­

жении по формуле (1.53);

3 Вычисляем толщ ину обш ивки S fj, используя соотнош ение

5 Имея толщ ину обш ивки и сечение стрингера, уточняем крити­

ческое напряжение для стрингера и находим с р ^ и <5$.

Расчет продолжается до тех пор, пока значения толщины обшивки в последующем и предыдущем приближениях не окажутся достаточно близкими. П одобранную обшивку проверить на сдвиг от кручения (случай В и С), используя формулу (1 35).

После подбора толщ ины обшивки и сечений элементов продоль­ ного набора необходимо провести проверку устойчивости сжатой зоны по случаю А или А ':

П ри значении к, отличном от нуля, необходимо подобрать сечения поясов лонжеронов, используя соотношения (1.38) и (1.44).

Стенки лонжеронов для крыла рассматриваемой силовой схемы подбираю тся так же, как и для лонж еронного крыла по формулам

(1.51) и (1.52).

23

1.6 Подбор силовых элементов сечения стреловидного крыла

Будем рассм атри вать подбор элем ентов то л ько корневого сечения (2-3) стреловидного крыла. Расчет сечений крыла, находящихся от корневого на расстоянии, больш ем, чем В (рис. 1.9), аналогичен расчету сечений нестреловидного крыла.

Вначале выбирается силовая схема - лонжеронная или моноблоч­ ная. Далее для случая А долж ны быть построены эпюры изгибающих и крутящ их моментов и перерезы ваю щ их сил (см. 1.2.З.). Эпю ры крутящ их моментов строятся для расчетных случаев В или С.

1.6.1 Лонжеронное крыло

При подборе элементов силового набора полагаем, что изгиба­ ющий момент в основном воспринимается поясами лонж еронов, пере­ резывающая сила - стенками лонжеронов, а крутящ ий момент - об­ шивкой.

1.6.1.1 Подбор обшивки

Определение толщины обшивки лонжеронного стреловидного кры­ ла производится по величине крутящего момента в соответствии с 1.4.1.

1.6.1.2 Подбор элементов продольного набора в растянутой зоне

Значения площадей сечений Flp и Flp растянутых поясов перед­ него и заднего лонжеронов находятся по формулам

(1.63)

где

А= , Н - F —Lr— ~ - изгибающий момент в сечении 2.3 (рис. 1.9).

Н2.

24

Н азначение разруш аю щ его напряж ения для сж атого пояса производится в соответствии с рекомендациями, изложенными в 1.4.2.2.

П роверку устойчивости поясов сжатой зоны можно проводить по формуле (1.45).

1.6.1.4Определение толщины стенок лонжеронов

Суммарные погонные касательные усилия в стенках, переднего и заднего лонжеронов равны:

(1.73)

где Ql и Q2 находятся в соответствии с 1.4.3, а

Определение угла сходимости поясов лонжеронов г и разруш а­ ющих напряжений для стенок изложены в 1.4.3.

1.6.2Моноблочное крыло

О бш ивка м он облочн ого кры ла обы чно им еет постоянную толщину по хорде. Н о иногда для повышения несущей способности

конструкции обшивку изготовляю т переменной толщ ины по хорде, утолщая ее от носка профиля к задней стенке. Н а некоторых выполненных конструкциях толщ ина обшивки у задней стенки в 2 - 3 раза превышает толщину обшивки у передней стенки.

1.6.2.1 Подбор элементов силовой схемы крыла при постоянной толщине обшивки

Для определения приведенной толщины обшивки имеем формулу

2 П О В Е Р О Ч Н Ы Й Р А С Ч Е Т К Р Ы Л А

Целью поверочного расчета кры ла является вычисление напря­ жений в элементах конструкции кры ла и оценка их прочности.

Поверочный расчет прочности крыла, выполняемый при курсовом проектировании, представляет собой достаточно трудоемкий в вычисли­ тельном плане итерационный процесс, для реализации которого предлага­ ется программа W IN G ,отличающаяся от аналогичных учебных программ (R K R IL, K R ILO ) более простой и удобной схемой дискретизации расчетного сечения и ввода исходных данных, возможностью расчета крыльев с числом лонжеронов от 1 до 5 и более точным учетом процесса деформирования отдельных элементов конструкции крыла.

В учебных целях первое приближение при определении нормаль­ ных напряжений в элементах продольного набора крыла выполняется студентами вручную. Результаты этих вычислений контролируются программным путем. При отсутствии грубых ош ибок расчет продолжа­ ется, в противном случае выводится соответствующая информация и выполнение программы блокируется. Результатом работы программы являются величины нормальных и касательных напряжений в рассмат­ риваемом сечении, а также коэффициенты избытка прочности для его элементов. По значениям погонных касательных усилий студентам необходимо построить соответствую щ ие эпю ры и вы полнить ряд проверок, а на основании анализа величин коэффициентов избытка прочности сделать заключение о приемлемости выбранных сечений продольных элементов, толщин обшивки и стенок лонжеронов, после чего оценить возможность доработки конструкции.

2.1 Определение нагрузок, действующих на крыло

Для крыла больш ого удлинения ( я > 5) погонная аэродинами­ ческая нагрузка определяется формулой

где Г - относительная циркуляция с учетом влияния фюзеляжа, гондол двигателей и стреловидности; а - угол атаки;

28

где Cx(z) находятся по величине С (z)= Г заданного

случая по поляре, соответствующей случаю для поверочного расчета;

/ - коэффициент безопасности;

nJ - коэффициент перегрузки заданного расчетного случая;

I Ьп+ 6,.

Ьч, = - средняя хорда крыла.

Учет влияния фюзеляжа и гондол двигателей на распределение, циркуляции по размаху крыла проводится для расчетных случаев А ', В и D" и выполняется в следующем порядке.

Вначале по заданным Л и q на основании данных таблицы 1.1 в приложении 1 строят график относительной циркуляции для плоского

изолированного крыла Г„,.

Далее на участках, занятых фюзеляжем и гондолами двигателей,

ординаты Г П1 циркуляции уменьшаются на величины (рис. 2.1):

ЬГФ= аГф, АГг =аГ1

Здесь: г ф - значение циркуляции по оси фюзеляжа плоского кры ла; /". - значение циркуляции плоского крыла по оси гондолы двигателя; а - коэф ф ициент, задаваем ы й Н орм ам и прочности в зависимости от типа самолета и коэффицента подъемной силы крыла,

фюзеляжа и гондол двигателей Г фt должна быть равна I, го произво­ дится пересчет по формуле

нагрузки по размаху при х ^ 45° учитывается так же, как и для прямого крыла. Если же угол ^ > 4 5 ° , то влиянием фюзеляжа и гондол дви­ гателей пренебрегают.

29