2.2 Нормирование нагрузок на самолет и его агрегаты. Обработка результатов нормирования нагрузок на крыло.

Нагрузки на самолет рассматриваются для основных расчетных случаев. Обычно их строят отдельно для крыла, фюзеляжа, оперения, шасси. Кроме этого, существуют так называемые комбинированные расчетные случаи. Чаще всего последние применяются для фюзеляжа. Для каждого расчетного случая нужно знать перегрузку, характер распределения аэродинамических нагрузок по самолету или его агрегату, коэффициент безопасности. Согласно Норм лётной годности , для всех расчетных случаев коэффициент безопасности f =1,5 (если в НЛГ не указано другое значение).

Анализ огибающих, приведенных на рисунках 2.1 и 2.2, показывает, что при проверочных и проектировочных расчетах крыла нашего самолета целесообразно учесть 5 расчетных случаев, которым соответствуют точки А и D на рис. 2.1 (перегрузка n_y= n_ymax ), точке Е на рис. 2.1 (при этом имеют место максимальные крутящие моменты), точки a и d на рис. 2.2 (перегрузка в этой точке меньше -2).

2.3 Расчётная схема крыла.

Консоли крыла крепятся к кабине с помощью шарниров, расположенных на консолях, и подкосов. Подкос каждой консоли представляет 2 стержня, крепящихся к переднему и заднему лонжеронам и образующим букву V. Однако подобная система является дважды статически неопределимой.

Проведем кинематический анализ

Д = 3; Ш = 2; С = 4; У = 0;

Поскольку каждый шарнир отбирает 5 степеней свободы, справедливо соотношение:

И = 6Д + 3У – 5Ш – С = 18 – 10 – 4 = 4

Незакрепленное тело в пространстве должно иметь 6 степеней свободы, откуда вытекает, что система имеет 2 лишние связи.

С учетом симметрии количество лишних неизвестных можно снизить до 1. Но все равно расчет комбинированной статически неопределимой системы, содержащей оболочки, пластины, стержни, необычно сложен.

Поэтому при построении эпюр по размаху крыла подкос каждой консоли считаем единым стержнем, прикрепленным к переднему лонжерону и расположенным в вертикальной плоскости, содержащей передний лонжерон. Система становится статически определимой.

При построении эпюры наличие у подкоса двух стержней имеет принципиальный характер. Учитываем также, что шарнирные крепления консолей к кабине способны воспринимать кручение относительно оси z. Стержни подкосов крепятся к переднему лонжерону и задней стенке.

Шарниры крепления консолей к кабине расположены посредине между уровнями верхней и нижней обшивок консолей.

Обшивка в межлонжеронной части является ненесущей. Кручение воспринимает только носок, выполненный из тонкого дюралевого листа толщиной 0,6 мм.

Чтобы компенсировать недостаточную сдвиговую жесткость, крыло снабжено горизонтально расположенными, непараллельными оси х стержнями, образующими совместно с нервюрами ферму.

2.4 Построение эпюр внутренних силовых факторов.

2.4.1 Схема построения эпюр.

Упрощенная схема крепления консоли крыла к фюзеляжу изображена на рис. 2.3. Она соответствует допущениям §2.3. Подкос представляет единый стержень, крепящийся к переднему лонжерону.

Рисунок 2.3 – Упрощенная схема крепления консоли крыла к фюзеляжу

Учитываем также, что кроме реакций подкоса и фюзеляжа, все остальные нагрузки, приложенные к консолям крыла, являются распределенными.

На рисунку 2.3 основные геометрические размеры имеют следующие значения:

; ; ; . (2.17)

Для дальнейшего потребуется размер - высота профиля в месте крепления переднего лонжерона. Выбираем положение лонжеронов показанное на (Рисунку 2.4).

Рисунок 2.4 – Положение переднего лонжерона и задней стенки.

Согласно пособию [5] находим, что =0,1338∙b = 0,1338∙1,54 = 0,21 м.

Расчет подобного крыла осуществляем с помощью следующего алгоритма:

строим эпюру изгибающих моментов M_{x
распр} и поперечных сил Q_{y
распр}как для неразрезного крыла, без учета подкоса и наличия шарнира на стыке с фюзеляжем. Индекс «распр» показывает, что учитывается только распределенная нагрузка. Начало отсчета оси z берем в плоскости симметрии самолета, учитывая верхнее расположение консолей крыла относительно фюзеляжа;
рассматриваем уравнение равновесия консоли крыла:

(2.18)