книги из ГПНТБ / Конструкция летательных аппаратов учебник

ние z /2-з> распределяются между передним и задним лон­ жеронами пропорционально их изгибным жесткостям

_ Q1 _ (

Q2 (£Y)2'

По мере приближения к корневому сечению (z < /2_3) начи­ нает сказываться разность длин переднего и заднего лонжеронов: происходит разгрузка переднего (более длинного) лонжерона и догрузка заднего. Если не учитывать участие в воспринятая изги­ бающего момента обшивки и стрингеров, то в корневом сечении крыла, согласно исследованиям И. А. Свердлова, отношение из­ гибающих моментов переднего и заднего лонжеронов будет рав­ но:

D — диаметр фюзеляжа;

/2_3— расстояние между лонжеронами в корневом сече­ нии;

FK и Еф — средние значения сечений поясов лонжеронов в корневой и фюзеляжной частях крыла;

у= У-2— средний угол стреловидности лонжеронов.

Всоответствии с перераспределением изгибающих моментов в корневом сечении произойдет и перераспределение поперечных

сил лонжеронов Q, и Q2.

Поперечная сила Qi переднего лонжерона передается в узел 1 участком лонжерона 1—3, при этом лонжерон дополнительно на­ гружается изгибающим моментом.

Изгибающий момент переднего лонжерона у борта фюзеляжа раскладывается на две составляющие: М 61 и Мн] (см. фиг. 4.7), передаваемые соответственно на фюзеляжный участок переднего лонжерона 1—/ и бортовую нервюру 1—2.

Поперечная сила Q2 заднего лонжерона передается непосред­ ственно в узел 2, а изгибающий момент М2 также раскладывает­ ся на две составляющие: УИ62 и Л/н2 (см. фиг. 4.7), передавае­ мые соответственно на фюзеляжный участок заднего лонжерона 2—2 и бортовую нервюру 1—2.

Фюзеляжные участки переднего и заднего лонжеронов рабо­ тают так же, как и фюзеляжный участок лонжерона однолонжеронного крыла (см. фиг. 4.4).

80

заднему лонжеронам, происходит перераспределение нормальных напряжений а: элементы панелей, расположенные вблизи зад­ него лонжерона, будут догружаться за счет разгрузки элементов панелей, расположенных вблизи переднего лонжерона (см. фиг. 4.9).

Нормальные напряжения в любой точке панели в корневом сечении 2—3 могут быть определены из соотношения:

а — коэффициент, характеризующий распределение нор­ мальных напряжений по ширине панели.

Среднее значение нормальных напряжений равно:

ли в корневом сечении;

—приведенная толщина панели в корневом се­ чении.

82

Коэффициент а, согласно исследованиям И. А. Свердлова, может быть определен по формуле

^2—3

чения, отсчитываемая от точки 2 (см. фиг. 4.9);

моноблока;

X — угол стреловидности, измеренный по оси силовой па­ нели.

Таким образом, у заднего лонжерона (* = 0) нормальные на­

пряжения ок больше, чем у переднего (х=1). Концентрация на­ пряжений растет с увеличением стреловидности крыла. Расчеты показывают, что при х =60° напряжения о* вблизи заднего лон­ жерона могут возрасти на 70°/о по сравнению с напряжениями оср. Следовательно, с точки зрения лучшего использования ма­ териала (уменьшения веса) целесообразно утолщать обшивку и ставить более мощные стрингеры вблизи заднего лонжерона кор­ невой части крыла.

В соответствии с перераспределением нормальных напряже­ ний контуры сечений консоли крыла, расположенные вблизи корневого сечения 2—3, дополнительно напружаются сдвигом.

Треугольная панель 1—2—3 по стороне 2—3 нагружена осе­ выми погонными усилиями q,K= з к8к. Можно считать, что уси­

лия <7sK остаются постоянными вдоль стрингеров корневого тре­ угольника. В бортовом сечении 1—2 усилия q,K разложатся на

две составляющие (см. фиг. 4.9) и загрузят фюзеляжные участ­ ки силовых панелей осевыми погонными усилиями q, , перемен­

ными по ширине панели (фиг. 4.10), а бортовую нервюру 1—2 — погонными касательными усилиями qH, переменными по ее длине (фиг. 4.11). Бортовая нервюра при этом работает в основном на сдвиг, так как изгибающие моменты в ее сечениях невелики и обусловливаются (при постоянной высоте нервюры) только пе­ ременностью потока qH■ Поэтому конструктивно бортовая нер­ вюра моноблочного крыла должна выполняться в виде беспоясной балки. Однако, вследствие того, что в плоскости бортовой нервюры осуществляется стыковка панелей консоли и центро-

плана, она имеет конструктивные пояса — стыковые гребенки. Если центральная часть крыла выполняется за одно целое с фю­

ковки панелей консоли и центроплана (при постоянном шаге бол­ тов) имеют разный диаметр: чем ближе к задней стенке моно­ блока, тем больше диаметр стыковых болтов.

70.Крутящий момент Мк подходит к корневому сечению 2—3

ввиде постоянного потока касательных усилий ок= ——-— по

2Я /,_3

замкнутому контуру моноблока (фиг. 4.13,а). Передача этого момента к бортовому сечению 1—2 возможна одновременно дву­ мя путями (способами), каждый из которых в отдельности ха­ рактеризуется статической определимостью. Первый путь — парой вертикальных сил так же, как в однолонжеронном стрело­ видном крыле (одна в стенке лонжерона 1—3, а другая в узле 2) (см. п. 62). Второй — парой горизонтальных сил, развиваемых соответственно в верхнем и нижнем корневых треугольниках по сторонам 2—3. Этот путь оказался бы единственным, если бы не была возможна передача части Л4К первым путем. Как видим, система является однажды статически неопределимой. Можно принять, что распределение М к между этими двумя путями про­ изойдет пропорционально их «жесткостям» (обратно пропорцио­ нально углам поворота сечения 2—3 на первом и на втором пу­

тях при передаче Мк).

Примем, что по второму пути (парой горизонтальных сил) передается часть момента k MK.Тогда по стороне 2—3 корневого

невая нервюра 2—3 раздает момент Л)к на два упомянутых пу­ ти, а сама при этом нагружается чистым сдвигом в виде потока

(1 - 2 k ) Мк

Ян^Як Я2 - 3

2Н ^2—з

В реальных конструкциях обычно «жесткости» приведенных

двух путей практически одинаковы/&= — ) и, следовательно, по­

токи <7„ = 0. В этом частном случае силовая корневая нервюра может отсутствовать, а корневая часть крыла работает как ста­ тически определимая система следующим образом. Касательные усилия дю подошедшие по задней стенке, передаются непосред-

84

Фиг. 4.12

2_____________ 3 3___ _____ 1

85

ственно на опору 2 крыла. Касательные усилия передней стенки передаются ее сдвигом на опору 1 (фиг. 4.13,6), при этом тре­ угольная панель 1—2—3 будет нагружаться потоком qKпо сто­ роне 1—3. Таким образом, треугольная панель нагружается по­ токами qK по сторонам 2—3 и 1—3. Уравновешивается панель потоком касательных усилий q„' от бортовой нервюры и осевы­ ми погонными усилиями q‘a от фюзеляжных участков силовых

панелей моноблока. Таким образом, нагружение и работа фюзе­ ляжных участков силовых панелей и бортовой нервюры 1—2 при передаче крутящего момента аналогичны их нагружению и ра­ боте при передаче изгибающего момента. Характер нагружения треугольных панелей 1—2—3 в рассмотренном случае см. на фиг. 4.1.

71. Поперечная сила подходит к корневому сечению 2—3 по стенкам переднего и заднего лонжеронов. В сечениях концевой части крыла, удаленных от корневого на расстояние z >- /2_3, по­ перечная сила распределяется между стенками пропорционально квадратам их высот. В сечениях крыла, удаленных от корневого на расстояние z < /2_3, происходит перераспределение попереч­ ной силы между стенками: передняя стенка разгружается, а задняя — догружается. Величина AQ догрузки задней стенки (и, как следует из условия равновесия, разгрузки передней) в корневом сечении 2—3, согласно исследованиям И. А. Свердло­ ва, может быть определена по формуле

Расчеты показывают, что при больших углах стреловидности ве­ личина AQ может достигать 50°/о поперечной силы стенки, опре­ деленной без учета стреловидности.

Поперечная сила Q2 задней стенки передается непосредствен­ но на опору 2. Сила Q3 передней стенки будет передаваться поразному в зависимости от наличия или отсутствия в крыле сило­ вой корневой нервюры 2—3.

При отсутствии корневой нервюры 2—3 сила Qз будет переда­ ваться стенкой 3—1 на опору 1. Возникающий при этом изгибаю­ щий момент Qzh -\ будет восприниматься осевыми усилиями продольных элементов силовых панелей, расположенных вблизи стенки 3—1.

При наличии корневой нервюры 2—3, шарнирно опертой в точках 2 и 3, сила Q3 передней стенки будет передаваться двумя путями: часть силы (Q3_2) стенкой корневой нервюры 3—2 будет передана на опору крыла 2, а другая часть силы (Q3_,) стенкой лонжерона 3—1 — на опору 1 (фиг. 4.13,в). В этом слу­ чае треугольная панель 1—2—3 по стороне 2—3 будет загруже-

86

( ? з _ ,

на постоянным потоком касательных усилии qz_2 = —■—- от кор-

Н

невой нервюры, а по стороне 1—3 — постоянным потоком каса-

Q.,_,

тельных усилии qz_x= —— от передней стенки. По закону пар-

Н

ности эга потоки в точке 3 треугольной панели должны быть рав­

ны, откуда следует, что Q8_1= Q 3_2= ^ - . Таким образом, из точ­

ки 3 половина поперечной силы передней стенки Q3 передается корневой нервюрой 2—3 на опору крыла 2, а другая половина — стенкой 3— 1 на опору крыла 1. Треугольная панель 1—2—3 при этом уравновешивается так же, как и при передаче крутящего момента: касательными усилиями qH" от бортовой нервюры 1—2 и осевыми погонными усилиями q'g от фюзеляжных участков си­ ловых панелей крыла. ф

Из рассмотрения работы корневой части крыла следует, что треугольная панель 1—2—3, бортовая нервюра и фюзеляжные участки силовых панелей крыла нагружаются от всех трех сило­ вых факторов: Q, М и Мк. Полное нагружение их находится ал­ гебраическим суммированием нагрузок, получаемых ими одно­ временно при передаче каждого из силовых факторов.

§ 4.3. СТРЕЛОВИДНЫЕ КРЫЛЬЯ С ПОДКОСНОЙ БАЛКОЙ

Однолонжеронное крыло. Силовая схема крыла (фиг. 4.14)

состоит из лонжерона 1—5, подкосной балки 2—4, задней стенки 2—6, силовой корневой нервюры 2—3, обшивки, подкрепленной

87

женная в точке 3, передается лонжероном на его опоры: в точке 1 на фюзеляж и в точке 4 на подкосную балку. Корневая нервюра в этом крыле работает точно так же, как в крыле с переломом оси лонжерона по борту фюзеляжа.

73. Лонжерон является двухопорной балкой с консолью. На­ гружение и работа лонжерона показаны на фиг. 4.15. Лонжерон работает на поперечный изгиб. Наибольшие значения поперечной силы и изгибающего момента лонжерон имеет в месте стыка его с подкосной балкой (в точке 4). Следовательно, в этом месте лонжерон должен иметь наибольшие толщину стенки и площадь поясов.

74. Подкосная балка представляет собой консольную балку, моментно закрепленную в узле 2 фюзеляжа и нагруженную со­ средоточенными силами R* от лонжерона и RK от корневой нер­ вюры (фиг. 4.16). Подкосная балка работает на поперечный из­ гиб. Наибольшее значение изгибающего момента она имеет в точке 2. Здесь же будет и наибольшая площадь ее поясов. Так как подкосная балка перпендикулярна оси фюзеляжа (см. фиг. 4.14), то бортовая нервюра в этом крыле не нужна.

75. Опорные реакции в узлах крепления крыла к фюзеляжу определяются аналогично тому, как и у однолонжеронного стре­ ловидного крыла с переломом оси лонжерона у борта фюзеляжа.

Мы рассмотрели крыло, в котором подкосная балка конструк­ тивно принадлежит консоли крыла. В этом случае крепление кон­ соли крыла осуществляется в трех точках, расположенных в вертикальной плоскости (в плоскости разъема) (фиг. 4.17,а): шарнирный узел 1 у лонжерона и моментный узел 2 у подкос­ ной балки. Но подкосная балка конструктивно может принад­ лежать и фюзеляжу (фиг. 4.17,в). В этом случае крепление консоли крыла осуществляется в трех точках, расположенных в горизонтальной плоскости (фиг. 4.\1,б): лонжероном в точке 1 непосредственно к фюзеляжу и в точке 4 к подкосной балке

88

икорневой нервюрой в точке 2 к подкосной балке. Все эти уз­ лы шарнирные. В них возникают вертикальные реакции R\, /?2

иR4, которые определяются из рассмотрения равновесия консо­ ли крыла.

76. Силовая схема однолонжеронного крыла с подкосной бал­ кой целесообразна для самолетов, у которых шасси убирается в крыло. В таком крыле шасси размещают в отсеке между лонже­ роном и подкосной балкой. Для этого вырезают нижнюю тре­ угольную панель обшивки 1—

89