книги из ГПНТБ / Конструкция летательных аппаратов учебник

Фиг. 4.19

Фиг. 4.21

подкосную балку в точке 3. Корневая нервюра при этом рабо­

при этом задняя стенка загрузит концевую часть крыла момен­ том М 4 = Як W- 4 , так как задняя стенка к подкосной балке крепится шарнирно. Момент М4 кручением отсеков консоли, примыкающих к корневой нервюре, относительно оси 0—0, пер­

опоры: на фюзеляже в узел 1 и на подкосную балку в точке 3. Таким образом, коробка консоли 3—31—41—4 (см. фиг. 4,19,а),

зано на фиг. 4.22.

Лонжерон и подкосная балка в точке 3 будут нагружены со­ средоточенными изгибающими моментами, соответственно рав­ ными (см. фиг. 4.21):

где х — угол между лонжероном и подкосной балкой (см. фиг. 4.19,6).

Изгибающий момент лонжерона в виде пары сил передается на фюзеляж в точке 1 и на подкосную балку в точке 3: Ri = R3 =

В реально выполненных конструкциях обеспечивается, как правило, одновременно несколько способов (путей) передачи

91

крутящего момента в корневой части крыла. Жесткость крыла на кручение в этом случае существенно повышается — система ста­ новится статически неопределимой. Доли крутящего момента, передаваемые каждым способом (путем), могут быть определе­ ны методом сил или приближенно пропорционально жесткостям каждого пути (способа).

Моноблочное крыло. Силовая схема крыла (фиг. 4.23) состоит из переднего 1—6 и заднего 2—7 лонжеронов, верхней и нижней силовых панелей моноблока, подкосной балки 2—4, силовых нер­

Фиг. 4.23

вюр 1—2, 2—3 и 4—5 и набора нормальных нервюр. Подкосная балка конструктивно принадлежит фюзеляжу и не связана ни с нормальными нервюрами, ни с силовыми панелями крыла. Кры­ ло шарнирно опирается на фюзеляж в точке / и на подкосную балку в точках 2 и 4.

78. Опорные реакции крыла могут быть определены из усло­ вия равенства нулю суммы моментов всех сил относительно осей

2—4, 1—4 и 1—2:

92

79.Силовые нервюры 1—2, 2—3 и 4—5 передают опорные ре­

Бортовая нервюра 1—2 обеспечивает включение в работу из­ гиба от силы R\ всей треугольной панели 1—2—3, выполняя по существу ту же роль, что и нервюра 2—3 в бесподкосном моно­ блочном крыле при передаче поперечной силы (см. фиг. 4.13,в). Работа треугольной панели 1—2—3 показана на фиг. 4.25, где

93

<7зк — осевые погонные усилия панели в корневом сечении кры­ ла 2—3.

Подкосная балка в моноблочном крыле работает так же, как и в однолонжеронном крыле.

§ 4.4. КРЫЛЬЯ ИЗМЕНЯЕМОЙ СТРЕЛОВИДНОСТИ [2]

Крыло изменяемой стреловидности (см. фиг. 2.2) состоит из неподвижного центроплана и поворотной консоли. Консоль кры­ ла может поворачиваться относительно шарнира А, расположен-

Фиг. 4.26

Силовая панель

ного на центроплане. Поворот консоли осуществляется силовым приводом, тяга которого подсоединяется либо к узлу Б, либо к узлу В консоли (фиг. 4,26,6 и фиг. 4.27,6).

94

Особенности крыльев изменяемой стреловидности обусловле­ ны спецификой передачи нагрузок с консоли на центроплан. Узел А и тяга силового привода обеспечивают передачу всех нагрузок консоли на центроплан, причем тяга силового привода принима­ ет участие в передаче только момента, действующего в плоско­ сти хорд консоли. Все же остальные силовые факторы передают­ ся только через узел А.

Крылья изменяемой стреловидности могут быть лонжеронными или моноблочными. Рассмотрим передачу с консоли на

корневой нервюры 1—3, набора нормальных нервюр и обшивки, подкрепленной стрингерами. Силовые факторы в сечениях консо­ ли, достаточно удаленных от нервюры 1—3, воспринимаются точ­

стойку 2—2, а с нее на проушины узла А консоли. Далее изгибом одной или обеих проушин (,в зависимости от конструкции узла А) поперечная сила передается на проушины узла А центроплана.

К р у т я щ и й м о м е н т корневой нервюрой 1—3 трансформи­ руется из потока касательных усилий по замкнутому контуру, об­ разованному передней и задней стенками и обшивкой крыла, в

передается на центроплан. При этом проушины узла А работают на изгиб в горизонтальной плоскости. Корневая нервюра также работает на поперечный изгиб подобно корневой нервюре стрело­ видного крыла, защемленной в месте стыка лонжерона с подкос­ ной балкой (см. фиг. 4.22). Очевидно, что конструктивно корне­ вая нервюра должна иметь достаточно солидные стенку и пояса, увязанные с верхней и нижней проушинами узла А.

Основными силовыми элементами центроплана (см. фиг. 4.26,а) являются лонжерон 3—2—2' и силовая балка 3—1. Лонжерон в точках 2 и 2' опирается на силовой шпангоут фю­ зеляжа. Силовая балка моментно связана с лонжероном в узле А

ишарнирно опирается на силовой шпангоут фюзеляжа в точке 1.

Вузел А центроплана со стороны консоли передаются верти­ кальная сила Q, изгибающий момент М, вектор которого перпен­

95

вектор которого параллелен оси лонжерона. Очевидно, что мо­ менты М и AfK эквивалентны некоторому моменту УИа , вектор которого лежит в плоскости хорд крыла (фиг. 4.26,а). Направле­

лонжерону, ни к силовой балке и может быть разложен на две составляющие (см. фиг. 4.26,а); М и перпендикулярную силовой балке, и М2, перпендикулярную лонжерону. Составляющая М, передается на силовую балку, а составляющая М2 — на лонже­ рон. Лонжерон, кроме того, будет воспринимать и силу Q. Сило­ вая балка и лонжерон работают на поперечный изгиб, причем наибольший изгибающий момент силовой балки действует в ме­ сте ее стыка с лонжероном, а наибольший изгибающий момент лонжерона — в его сечении по борту фюзеляжа.

Для выявления М и Q, определяющих необходимые размеры силовой балки и лонжерона, необходимо рассмотреть их нагру­ жение при различных углах стреловидности.

Лонжерон и силовая балка конструктивно выполняются в ви­ де двухпоясных балок, пояса которых увязаны с проушинами уз­ ла А, а стенки — со стойкой узла. Стойка узла А связывает ме­ жду собой верхнюю и нижнюю проушины (конструкцию узла А см. на фиг. 15.17).

81. Силовые схемы консоли и центроплана моноблочного кры ла представлены на фиг. 4.27. В моноблочном крыле силовые схемы и нагружение элементов консоли и центроплана вблизи шарнирного узла А подобны. Поэтому ограничимся рассмотре­ нием силовой схемы и нагружения только элементов центропла­ на, причем возьмем более простой случай, когда конструкция центроплана симметрична (фиг. 4.28,а).

Силовая схема центроплана (фиг. 4.28,а) состоит из передней

5—1 и задней 6—2 стенок моноблока, трех силовых нервюр: кон­

стки силовых панелей 3—1—2—4 выполняются обычно монолит­ ными из высокопрочных сталей за одно целое с проушинами уз­ ла А.

В узел А центроплана со стороны консоли крыла передаются сила Q и момент ЛЬ., вектор которого лежит в плоскости хорд крыла. Момент /Из раскладывается на две составляющие (см. (фиг. 4.27,а): момент Мх и момент М2, являющиеся для цент­ роплана соответственно изгибающим и крутящим моментами.

Сила Q консоли передается давлением верхней проушины кон­ соли на верхнюю проушину центроплана через плоскость их кон­ такта. Далее сила Q изгибом верхней или одновременно изгибом верхней и нижней проушин (в зависимости от конструкции узла А) передается в сечение 1—2 с моментом Q . с. Если считать, что

96

каждая проушина нагружена сосредоточенной силон 0,5 Q, при­ ложенной по оси шарнира О, то в сечении 1—2 проушина будет нагружена поперечной силой 0,5 Q и изгибающим моментом

ДЛ4 = 0,5 Q ■с.

Из сечения 1—2 сила Q передается на фюзеляж поперечным изгибом центроплана. При этом на участке центроплана 3—1—

—2—4 стенки работают на сдвиг, а панели на растяжение (сжа­ тие), сдвиг и поперечный изгиб. На участке 5—3—4—6 центро­ план работает как обычный моноблок прямого крыла: стенки — на сдвиг, а панели — на растяжение (сжатие) и сдвиг.

Фиг. 4.28

узла А центроплана (см. фиг. 4.28,6). Далее этот момент сжати­ ем—растяжением панелей моноблока передается к бортовому сечению. При этом нормальные напряжения а по ширине пане­ ли распределяются существенно неравномерно, особенно вблизи шарнира (фиг. 4.28,6). По мере удаления от оси шарнира рас­ пределение напряжений выравнивается. В сечении панели, уда­ ленном от оси шарнира на расстояние сл 0,75 В, нормальные на­ пряжения о распределяются уже практически равномерно.

Момент М г приложен в виде пары сил N (— —- к проушинам

Н

узла А центроплана (см. фиг. 4.28,6). Силы N x сдвигом и изги­ бом проушин передаются на моноблок и далее кручением моно­ блока и изгибом его панелей — к бортовому сечению.

Концевая нервюра 1—2 трансформирует крутящий момент M z из пары горизонтальных сил Nx в поток касательных усилий

фиг. 4.28,в).

Бортовая нервюра 5—6 трансформирует крутящий момент М г из потока касательных усилий qx по контуру моноблока в

М

пару вертикальных сил N v= —- , работая при этом на сдвиг (фиг.

В

4.28, г). Силы Ny передаются на борт фюзеляжа через узлы 5 и 6 крепления центроплана к фюзеляжу.

§ 4.5. ТРЕУГОЛЬНЫЕ КРЫЛЬЯ С ЛОНЖЕРОНАМИ, ПЕРПЕНДИКУЛЯРНЫМИ ОСИ ФЮЗЕЛЯЖА

Однолонжеронное крыло со многими вспомогательными лон­ жеронами. Силовая схема крыла (фиг. 4.29) состоит из одного основного и системы вспомогательных лонжеронов, передней стенки, обшивки, бортовой нервюры, имеющей сквозную стенку, и набора нормальных поясных нервюр.

ftiN

Vч Бортобая нерВюра

__ У \ Передняя стенка

Вспомогательный

лонжерон Оснобной лонжерон

i - й Вспомога­ тельный лон­

жерон

Фиг. 4.29

Вспомогательные лонжероны опираются на борт фюзеляжа шарнирно, а основной лонжерон — моментно. Все лонжероны расположены по нормали к оси фюзеляжа.

98

82. Местная воздушная нагрузка частично через нервюры и частично непосредственно от обшивки передается на лонжероны.

Будем приближенно считать, что лонжероны нагружены по­ гонной нагрузкой дл, равной:

Ял —

где q — суммарная погонная нагрузка крыла в произвольном сечении, параллельном плоскости симметрии самоле­ та;

b — хорда крыла в том же сечении;

t — шаг лонжеронов (расстояние между лонжеронами);

— — средняя нагрузка на 1 ж2 площади крыла в данном b

сечении.

стремящийся повернуть лонжерон относительно узла его креп­ ления. Так как нервюры крыла поясные, то можно считать, что от поворота лонжерон удерживается постоянным потоком каса­ тельных усилий A qt по замкнутому контуру, образованному обшивкой, бортовой нервюрой и передней стенкой крыла. Вели­ чина потока Aqt равна:

_ Рл i d,