книги из ГПНТБ / Конструкция летательных аппаратов учебник

При таком нагружении каждый вспомогательный лонжерон работает на изгиб и сдвиг (см. фиг. 4.30). В сечениях лонжеро­ на действуют поперечные силы и изгибающие моменты, причем наибольшего значения поперечная сила достигает у узла креп­ ления лонжерона к фюзеляжу, а изгибающий момент — в сред­ ней части лонжерона. Из характера работы вспомогательного лонжерона следует, что конструктивно он должен быть выпол­ нен в виде двухпоясной балки, имеющей наиболее мощные поя­ са в средней части.

84. Моменты ДЛ?; = Px idn передаваемые вспомогательны­ ми лонжеронами на замкнутый контур в виде потоков касатель­ ных усилий Aqt, кручением крыла относительно оси, перпенди­ кулярной лонжеронам, передаются на основной лонжерон (фиг. 4.31). Из характера передачи моментов ДУИг следует, что бор­ товая нервюра должна иметь сквозную стенку для обеспечения замкнутости контуров продольных сечений крыла. Так как бор­ товая нервюра работает на сдвиг, то мощные пояса ей не нужны. Потоки касательных усилий в обшивке и стенке бортовой нервю­

где ЕД/kf^— суммарный момент вспомогательных лонжеронов, действующий в рассматриваемом продольном се­ чении крыла;

F — площадь рассматриваемого продольного сечения. 85. Основной лонжерон (фиг. 4.32) нагружен своей местной

нагрузкой q„ и потоком касательных усилий по контуру

М

‘"сум

9сум = о р ’

100

где Л1сум — сумма моментов ЛЛ4, всех вспомогательных лон­

жеронов;

Fn— площадь продольного сечения крыла вдоль основ­ ного лонжерона.

Через моментный узел крепления основного лонжерона на фю­ зеляж передаются: местная нагрузка лонжерона (сила Рд), мо­ мент от местной нагрузки АМ = Рлй и момент от потока <7сум< равный Л4сум. Следовательно, момент, передаваемый основным лонжероном на фюзеляж, равен изгибающему моменту крыла в бортовом сечении.

Фиг. 4.32

Таким образом, в однолонжеронном крыле со многими вспо­ могательными лонжеронами поперечная сила крыла передается на борт фюзеляжа через узлы крепления всех лонжеронов (и ос­ новного, и вспомогательных), а изгибающий момент крыла — только через узел крепления основного лонжерона.

Основной лонжерон работает на изгиб и сдвиг (см. фиг. 4.32): в его сечениях действуют поперечные силы и изгибающие мо­ менты, причем наибольших своих значений они достигают вблизи узла крепления к фюзеляжу. Из характера работы основного лонжерона следует, что конструктивно он должен быть выполнен в виде двухпоясной балки, имеющей наиболее мощные пояса у борта фюзеляжа.

Многолонжеронное крыло с параллельными лонжеронами. Си­ ловая схема крыла (фиг. 4.33) состоит из системы лонжеронов, моментно закрепленных на борту фюзеляжа, передней стенки, обшивки, бортовой нервюры, имеющей сквозную стенку, и набо­ ра нормальных поясных нервюр.

101

Поясные нервюры служат для повышения местной жесткости обшивки и для передачи лонжеронам местной воздушной нагруз­ ки. Поэтому их влиянием на работу крыла можно пренебречь.

жероном на борт фюзеляжа, не равен этому моменту. Замкнутый контур, образованный обшивкой крыла, передней стенкой и бор­ товой нервюрой, связывает лонжероны между собой. Вследствие этого задние (более длинные и поэтому менее жесткие) лонже­ роны часть своих моментов передают кручением замкнутого кон­ тура (потоки Д^) на передние (более короткие и поэтому более

102

жесткие) лонжероны. Происходит таким образом перераспреде­ ление моментов между лонжеронами: передние лонжероны изги­ бающими моментами догружаются (фиг. 4.34,а), а задние — разгружаются (фиг. 4.34,6). Для выявления нагружения лон­ жеронов необходимо определить величины разгрузки задних и догрузки передних лонжеронов.

Если задача определения нагружения лонжерона в однолонжеронном крыле была статически определимой, то здесь она яв* ляется (п—1) раз статически неопределимой, где п — число лон­

денных из расчета двух крайних силовых схем крыла:

—схемы крыла, состоящей из изолированных лонжеронов и неработающей на сдвиг обшивки;

—схемы крыла с абсолютно жесткими на сдвиг обшивкой и нервюрами.

Опорные моменты лонжеронов для первой силовой схемы Л1„з1 определяются известными методами сопромата, так как каждый изолированный лонжерон представляет собой консоль­ ную балку, нагруженную погонной нагрузкой дя1 (фиг. 4.35). Ха­ рактер распределения изгибающих моментов изолированных лон­ жеронов Л4ИЗ в бортовом сечении крыла показан на фиг. 4.33.

Опорные моменты лонжеронов для второй схемы Мж( нахо­ дятся из условия, что изгибающий момент крыла М распреде­ ляется между лонжеронами пропорционально их изгибным же­ сткостям

(EJ),

Мх1=-М

£ (£ /), ‘

Характер распределения изгибающих моментов лонжеронов аб­ солютно жесткого на кручение крыла Мжв бортовом его сечении показан на фиг. 4.33.

103

Зная Л4ИЗ, и Мж/, находим приближенные значения изгиба­ ющих моментов лонжеронов М л1 в бортовом сечении крыла

(см. фиг. 4.33)

Мл j = (Л4ИЗ i + Мж|).

Зная величины Л4ИЗ(. и Мл1, можно определить потоки каса­ тельных усилий Дqt и выявить таким образом нагружение лон­ жеронов. Так как разность между значениями моментов Мл ,• и Л4ИЗ, должна быть равна моментам, создаваемым потоками ка­ сательных усилий Д<7,, то

_ДMj

Д ?/ =

2>л 1 ’

где

АМ{ — ЛГл1 — Л4ИЗ | «= 0,5 (Мж, - Жиз,).

Fni — площадь продольного сечения крыла вдоль t-того лонжерона.

Потоки касательных усилий в обшивке и стенке бортовой нер­ вюры находятся по формуле

£Д М,

Яоб

2F

где £ДM t — сумма разностей моментов, действующих в рас­ сматриваемом продольном сечении крыла;

F — площадь рассматриваемого продольного сечения крыла.

Следует заметить, что величины моментов, передаваемых кручением замкнутого контура, в многолонжеронном крыле су­ щественно меньше, чем в однолонжеронном, вследствие чего по­ токи <?о6 здесь невелики.

Из характера работы многолонжеронного крыла следует, что:

—лонжероны должны быть выполнены в виде тонкостенных двухпоясных балок, имеющих наибольшую площадь поперечно­ го сечения поясов у узлов крепления к фюзеляжу;

—бортовая нервюра должна иметь сквозную стенку для обе­ спечения замкнутости контуров продольных сечений крыла;

—обшивка крыла, при прочих равных условиях, может быть тоньше, чем в однолонжеронном крыле.

§4.6. ВЛИЯНИЕ НАГРЕВА НА КОНСТРУКЦИЮ КРЫЛЬЕВ

Уменьшение разрушающих напряжений и модуля упругости конструкционных материалов с ростом температуры приводит к снижению величины разрушающих нагрузок конструкции и к изменению ее жесткостных и частотных характеристик.

Интенсивный рост деформаций ползучести при повышении

104

температуры приводит к изменению аэродинамических форм крыла и снижению его срока службы.

88.Температурные напряжения в элементах конструкции кры­

между отдельными элементами, выполненными из одинакового материала, так и в случае отсутствия градиента температур, если элементы крыла выполнены из материалов, имеющих разные ко­ эффициенты линейного расширения а.

Если предположить, что:

—температурное поле изменяется лишь в поперечных сече­ ниях крыла, оставаясь постоянным по его размаху:

—относительные деформации элементов конструкции крыла подчиняются закону плоскости;

—деформации конструкции происходят в упругой зоне,

то в сечениях крыла, достаточно удаленных от его концов, будут возникать лишь нормальные температурные напряжения, величина которых может быть определена по формуле

=— момент инерции редуцированного сече­ ния относительно главной центральной

оси Ох; »= — момент инерции редуцированного сечения

относительно главной центральной оси

Оу.

Первый член в скобках соответствует температурному напря­ жению элемента при условии полного отсутствия его удлинения.

105

Второй, третий и четвертый члены представляют собой нормаль­ ные напряжения сжатия и изгиба, обеспечивающие самоуравновешенность системы температурных напряжений в сечении (тем­ пературные напряжения являются самоуравновешенными, по­ скольку они не уравновешивают никаких внешних сил и момен­ тов) .

Из формулы следует, что температурные напряжения в кры­ ле равны нулю как в случае равномерного нагрева конструкции, выполненной из одного материала (al t l = const), так и в случае неравномерного нагрева конструкции из разнородных материа­ лов при условии, что 5^^= const для всех элементов конструк­ ции крыла.

При работе конструкции в пределах пропорциональности тем­ пературные напряжения необходимо суммировать с напряжени­ ями, возникающими в конструкции от внешней нагрузки. При этом, поскольку при эксплуатационных нагрузках остаточных деформаций в конструкции быть не должно, необходимо выпол­ нить условие

ла с учетом его температуры.

Выполнение этого условия требует увеличения площади по­ перечных сечений силовых элементов крыла при заданной вели­ чине эксплуатационной нагрузки, что ведет к увеличению веса крыла.

Основными путями уменьшения температурных напряжений являются: соответствующий выбор материала конструкции (см. п. 14), применение теплоизоляции и охлаждения конструкции и конструктивные мероприятия, обеспечивающие свободу теплово­ го расширения элементам конструкции. Следует заметить, что при действии на крыло разрушающей нагрузки, когда в конст­ рукции имеются пластические деформации, температурные на­ пряжения невелики и их практически можно не учитывать.

166

89. При наружной теплоизоляции (фиг. 4.37,а) теплоизоли­ рующий материал располагается с внешней стороны обшивки, а при внутренней (фиг. 4.37,6) — между обшивкой и остальной конструкцией крыла.

Наружная теплоизоляция обеспечивает снижение средней температуры конструкции и более равномерное ее распределе­ ние. Уменьшение градиентов температуры обусловливает умень­ шение температурных напряжений. Однако для обеспечения на­ дежной теплоизоляции конструкции в условиях ее интенсивного нагрева требуется достаточно большая толщина теплоизоляци­ онного слоя, что в свою очередь требует значительных весовых затрат. Поэтому применение наружной изоляции целесообразно только при высоких температурах нагрева, когда нельзя обеспе­ чить достаточные прочность и жесткость конструкции за счет использования жаропрочных материалов.

Внутренняя теплоизоляция обеспечивает более равномерный нагрев обшивки, снижение средней температуры остальной кон­ струкции крыла и более равномерное ее распределение, а так­ же может защитить от нагрева топливо, оборудование и т. д. Од­ нако она приводит к большим градиентам температуры между обшивкой и остальной конструкцией крыла, что может вызвать возникновение значительных температурных напряжений в об­ шивке и коробление ее. Поэтому внутренняя изоляция целесооб­ разна только в том случае, если будут предприняты специальные конструктивные меры, обеспечивающие свободу теплового рас­ ширения обшивки (например, за счет устройства специальных температурных компенсаторов).

90. При внутреннем конвективном охлаждении жидкий охла­ дитель по специальным каналам поступает к внутренней поверх­ ности обшивки (фиг. 4.38) и испаряется, отбирая при этом тепло от обшивки. Испарившийся охладитель в системах замкнутого типа конденсируется и охлаждается в специальных устройствах, после чего цикл повторяется. В системах незамкнутого (испари­ тельного) типа — после испарения охладитель выбрасывается в окружающее пространство.

При пористом охлаждении хладагент выдавливается в на­ бегающий поток через проницаемую силовую обшивку крыла,

107

благодаря чему уменьшается интенсивность теплообмена на

внешней поверхности и отводится часть тепла, поступившего в обшивку.

При блокирующем охлаждении хладагент подается в наибо­ лее теплонапряженные зоны на внешней поверхности крыла, вследствие чего уменьшается интенсивность внешнего теплооб­ мена.

Теплозащита конструкции путем охлаждения дает возмож­ ность поддерживать ее температуру строго в заданных пределах, но она менее надежна, чем теплозащита за счет теплоизоляции, так как ее работа связана со специальными устройствами на ле­ тательном аппарате, которые могут отказать.

91. Конструктивные мероприятия, обеспечивающие свободу теплового расширения элементам конструкции, позволяют умень­ шить величину температурных напряжений, а в некоторых случа­ ях полностью исключить возможность их возникновения. К чис­ лу таких мероприятий можно отнести:

— изготовление носков и хвостиков крыла из отдельных сек­ ций (фиг. 4.39,а), прикрепленных к средней части крыла на кар­ данных подвесках;

—применение гофрированных стенок лонжеронов, скреплен­ ных с поясами по полуволнам (фиг. 4.39,б);

—применение компенсаторов в поперечных стыках обшивки крыла (фиг. 4.39,в);

—применение на вспомогательных лонжеронах карданных узлов крепления крыла к фюзеляжу (фиг. 4.39,г) и др.

При нагреве крыла существенно уменьшается его эффектив­ ная жесткость, под которой понимают отношение момента внеш­ них сил, действующего в данном сечении крыла, к величине со­ ответствующей деформации. Уменьшение эффективной жестко­ сти крыла при нагреве объясняется снижением значений моду­ лей Е и G материала с повышением температуры и возникнове­ нием температурных напряжений.

108

Чем выше температура нагрева конструкции крыла,, тем меньше значения модулей Е и G и тем меньше становится же­ сткость крыла (см. гл. I, § 1.5).

Секции носка

Гофр

а)

Помимо общих деформаций крыла (изгиб, кручение), нерав­ номерность температур в процессе прогревания может привести

кпоявлению местных деформаций (см. п. 13).

§4.7. СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ КРЫЛЬЕВ РАЗЛИЧНЫХ КОНСТРУКЦИЙ

92.Однолонжеронное стреловидное крыло с подкосной балкой

получило широкое применение на истребителях. Объясняется это следующими преимуществами его по сравнению с однолон-

жеронным и двухлонжеронным стреловидными крыльями с пе­ реломом лонжеронов у борта фюзеляжа. Во-первых, в этом кры­ ле удобно размещать и крепить основную стойку шасси. Во-вто­ рых, оно имеет меньший вес. Последнее объясняется отсутстви­ ем бортовой нервюры и разгрузкой корневой части лонжерона от изгиба в крыле с подкосной балкой, что дает выигрыш в ве­ се, превышающий затрату веса на подкосную балку.

Благодаря весовым преимуществам однолонжеронное стре­ ловидное крыло с подкосной балкой часто применяют и в тех слу­ чаях, когда выреза в крыле делать не надо. Благодаря компоно­

109