Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:Основы расчета самолета на прочность. Учебное пособие
.pdf
Внешние нагрузки, действующие на самолет, называются эксплуата-
ционными или действующими. Напряжения в элементах конструкции от
этих нагрузок не должны превышать предела упругости, чтобы в этих элементах не возникали остаточные деформации.
1.2. Криволинейный полет в вертикальной плоскости
Предположим, что самолет выполняет полет в вертикальной плоскости, совершая маневр «выход из
пикирования» (рис. 1.3).
Рис. 1.3. Маневр «выход из пикирования»
При этом на самолет, летящий со скоростью V, действуют подъемная
сила Y, сила аэродинамического сопротивления X, сила тяги двигательной
установки P, сила тяжести G = mg, центробежная сила инерции N
генциальная сила инерции N
.
t
и тан-
n
Составим уравнения динамического равновесия всех сил на оси n и t
Входящие в систему инерционные силы
F
F
0;
n
0.
t
YN G
n
PXN G
N
GV
n
gr
N
GdV
t
gdt
cos 0;
t
2
sin 0.
определяют по формулам
;
.
11
В процессе движения по траектории подъемная сила определится как
g
2
YN G G
cos cos .
n
V
gr
При криволинейном полете в вертикальной плоскости нормальная
перегрузка
n
определится формулой
y
Э
n
Y
сos ,
R
V
2
где V – скорость полета самолета; g – ускорение свободного падения;
R – сила тяги двигателя; θ – угол атаки.
2
В нижней точке траектории θ = 0, cosθ = 1 и
Э
n
Y
V
11.
gR
Современные самолеты-истребители могут летать с углом крена до
90° за счет создания подъемной силы у фюзеляжа и воздухозаборника. Но
для этого требуется большая тяговооруженность.
1.3. Криволинейный полет в горизонтальной плоскости
При криволинейном полете в горизонтальной плоскости (вираж,
который в настоящее время осуществляется с углом крена β = 60…80°) перегрузка (
рис. 1.4) определится как
2
Э
n
Y
V
gR
.
sin
Рис. 1.4. Полет в горизонтальной плоскости
12
1.4. Расчетные случаи для крыла самолета
Каждый расчетный случай определяется величиной перегрузки и
законами распределения поверхностных аэродинамических сил на планер
самолета.
Случаи нагружения, задаваемые НЛГ для каждого агрегата самолета, соответствуют предельным режимам полета или посадки и обозначаются заглавными буквами латинского алфавита.
Все предельные режимы полета делятся на полетные и посадочные.
Нормами прочности задаются полетные расчетные случаи для кры-
ла, фюзеляжа и оперения (киля и стабилизатора). Для шасси самолета
НП оперируют посадочными расчетными случаями.
В расчетных полетных случаях НП или Авиационные правила (АП)
Э
регламентируют три величины: перегрузку
п
, скоростной напор q и ко-
Y
эффициент подъемной силы Су. Как правило, две величины задаются НП,
третья величина определяется из формулы, устанавливающей связь этих
величин между собой:
Э
пС
Y у
qS
.
mg
Крыло является основным несущим элементом самолета и крылатых
ракет. Нагрузки на крыло служат исходными данными при определении
нагрузок на другие агрегаты самолета.
Крыло в полете нагружается:
- распределенной воздушной нагрузкой;
;g
- распределенной нагрузкой от веса крыла и инерционных сил
кр
- нагрузками от сосредоточенных в крыле грузов (баки, шасси, авиа-
ционные двигатели).
Подъемную силу крыла Y можно выразить:
1) формулой Н. Е. Жуковского
YCqS
;
y
2) формулой
Э
,YnG
где С
– коэффициент подъемной силы крыла; q – скоростной напор, дей-
у
ствующий для конкретного расчетного случая для крыла; S – площадь
крыла самолета; n
Э
– перегрузка для конкретного расчетного случая для
крыла; G – вес самолета.
13
Приравняем правые части формул
Э
nG CqS
.
(1.1)
y
В этих соотношениях вес самолета G и площадь крыла S – это величины постоянные для каждого типа самолета, т.е. G = const, S = const.
э
Величины перегрузок п
, коэффициентов подъемной силы Су и ско-
ростного напора q – изменяемые величины для каждого расчетного полет-
Э
, , const.
ного случая:
nCq
y
По НП определяют из графиков для каждого расчетного случая два
параметра, третий – определяют из соотношения (1.1).
Нормы прочности рассматривают шесть основных полетных случаев
нагружения для крыла: А, А', В, С, D, D' (рис. 1.5).
Рис. 1.5. Основные расчетные полетные случаи для крыла
Для каждого полетного случая в НП задается коэффициент
безопасности, показывающий, во сколько раз разрушающая нагрузка
больше максимальной эксплуатационной.
Общая схема расчета агрегатов на прочность выглядит следующим
образом:
1. Определяют эксплуатационную нагрузку на агрегат по рекоменда-
циям НП по графикам в зависимости от относительной циркуляции потока
Г
крыла, удлинения крыла λ, сужения крыла η, стреловидности крыла φ,
угла крутки крыла, наличия мотогондол
Э
.PnG
Э
14
2. Определяют разрушающую (расчетную) нагрузку
р
РЭЭP
.Р fP fn G n G
3. Определяют силовые факторы от равнодействующей воздушной
нагрузки на крыло – поперечную силу Q
M
моменты – по специально разработанным методикам.
крут
, изгибающие M
у
и крутящие
изг
4. Определяют нормальные σ и касательные τ напряжения в элемен-
тах конструкции с помощью методов строительной механики.
5. Подсчитываемые напряжения сравниваются с разрушающими
разр
,
, которые равны пределам прочности материала, и
азр
норм
разр
;
касат
разр
.
напряжениями
определяется запас прочности и коэффициент избытка прочности
Рассмотрим более конкретно расчетные полетные случаи для крыла.
Случай А – криволинейный полет в вертикальной плоскости с
большим углом атаки, соответствующим С
и перегрузке пА = п
у мах
мах
. Ско-
ростной напор в этом случае невелик.
Этот случай реализуется при входе в горку и выполнении самой горки, выходе из пикирования в самой нижней точке, при действии восходящего потока воздуха для тяжелых самолетов.
Этот случай из-за больших значений перегрузок п
может опреде-
А
лить прочность крыла, оперения, фюзеляжа, узлов крепления двигателя,
агрегатов и грузов. Распределение нагрузки по хорде крыла показано на
рис. 1.6. Такое распределение нагрузки по хорде крыла возможно в однолонжеронном крыле, когда большая часть нагрузки падает на лонжерон.
Лонжерон по конструкции выходит мощным, тяжелым. Обшивка и стрингера мало
нагружены.
Рис. 1.6. Распределение нагрузки по хорде крыла: а – случай А;
Нормы прочности задают
определяют по формуле
б – случай А'
ЭЭ
nn и
махА
15
С C
. Скоростной напор
maxyy
nG
q
CS
Э
max
y
max
.
Случай А' – криволинейный полет в вертикальной плоскости, при
э
котором перегрузка п
А´
= п
стимому скоростному напору q
ЭЭ
В этом случае
nn
, а скоростной напор равен предельно допу-
мах
.
А´
,
maxA
qq
A
. Определяют коэффициент
maxmax
подъемной силы по формуле
Э
nG
max
С
y
qS
max max
.
Угол атаки крыла и Су при этом невелики (см. рис. 1.6).
Этот случай соответствует началу выхода из пикирования или воздействию горизонтального порыва на отвесно пикирующий самолет. Он
может быть расчетным для тех же частей самолета, что и случай А. Случай
А' отличается от случая А другим распределением нагрузки по хорде кры-
ла из-за меньших углов атаки и больших чисел М полета.
Случай В – криволинейный полет в вертикальной плоскости – нача-
ло входа в пикирование, полет с отклоненными элеронами. Распределение
нагрузки может иметь отрицательное и положительное значения (рис. 1.7).
а) б)
Рис. 1.7. Распределение нагрузки по хорде крыла: а – случай В;
б – случай С
Нормы прочности задают перегрузку и скоростной напор
ЭЭ
0,5
nn
B
max
,
max max
.qq
Определяют коэффициент подъемной силы
Э
nG
max
qS
max max
Коэффициент С
C
0, 5 .
y
здесь в два раза меньше, чем в случае А'. Принима-
у
ется, что элероны отклонены. Угол отклонения задается НП и находится в
пределах 15…25°. Случай В возможен на тех же маневрах, что и случай А',
и может быть расчетным для тех же частей самолета, что и случаи А и А'
16
.
Случай С – отвесное пикирование с отклоненными элеронами, а
D
также при пологом пикировании, когда на самолет действует нисходящий
поток воздуха со скоростью, при которой С
становится равным нулю.
у
Этот случай характерен наличием больших крутящих моментов, ну-
Э
левой перегрузкой
n
уC
0
, предельно допустимым скоростным напором
qq
C
max max
.
Коэффициент подъемной силы равен нулю
C
yC
0
, подъем-
ная сила самолета равна нулю.
Случай D – выход из горки, обратный выход из пикирования, кри-
волинейный полет на угле атаки, соответствующем наибольшему отрицательному значению С
с перегрузкой пD = п
у
э
. Случай D характерен для
min
таких режимов полета, как вход в пикирование или горизонтальный полет
при воздействии на самолет нисходящего порыва. Он по сравнению со
случаем А характерен обратным направлением действующих сил.
Э
CC
yy
D
min
ЭЭ
;
nn
D
0,5 ;
max
q
D
nG
0,5
CS
max
y
min
; f = 1,5.
Случай D' – криволинейный полет при малом отрицательном угле
атаки и при предельно допустимом скоростном напоре q = q
э
п
= п
. Случай D' возможен при обратном выходе из пикирования или
min
mахmах
и
при действии горизонтального порыва при отвесном пикировании. Этот
случай по направлению действующих сил аналогичен случаю D, а по распределению нагрузок – случаю А' (начало выхода из горки, начало обратного выхода из пикирования).
ЭЭ
Задаются перегрузки
0,8
qq
D
max max
. Необходимо определить коэффициент подъемной силы
nn
D
0,5
и скоростной напор
max
Э
nG
C
0,5 ;
yD
max
qS
0,8
max max
f = 1,5.
Если имеется поляра самолета (рис. 1.8), то по известному значению
C
для каждого полетного случая можно определить коэффициент лобово-
y
C
го сопротивления
и угол атаки крыла в каждом полетном случае.
X
Траектория полета, при которой реализуются в полете все расчетные
случаи, изображена на рис. 1.9.
Если скорость движения горизонтальных порывов W
воздуха
г
возрастает до максимального значения в течение 2 с и более, то такие
перемещения называют потоками (болтанками). Обычно W
и болтаночная перегрузка n
= 1,2…1,5, т.е. горизонтальный порыв не
у
= 15…20 м/с
г
опасен для прочности самолета, за исключением тайфунов и ураганов
(W = 30…100 м/с).
17
Рис. 1.8. Поляра самолета Рис. 1.9. Реализация полетных
случаев для крыла
Если самолет совершает горизонтальный полет и попадает в зону,
где действует восходящий (вертикальный) порыв со скоростью W
в диапа-
в
зоне 7,6…20,1 м/с, то для гражданских воздушных судов получают перегрузки n
= 2,5…5. То есть при вертикальных порывах в некоторых случаях
у
болтанка будет являться расчетным случаем нагружения (в первую очередь это относится к самолетам с полетной массой более 50 т).
2. ОПРЕДЕЛЕНИЕ НАГРУЗОК НА КРЫЛО
Силовая схема двухлонжеронного крыла представлена на рис. 2.1.
Воздушная нагрузка qв в виде сил разрежения и давления первоначально
воспринимается обшивкой. При этом в клетке с тонкой обшивки, образованной двумя парами соседних стрингеров и нервюр, возникают в основном мембранные усилия, а с достаточно толстой обшивки – перерезывающие силы и изгибающие моменты.
Рис. 2.1. Расчетная схема двухлонжеронного крыла
18
Передача воздушных нагрузок на элементы крыла представлена на
рис. 2.2.
Рис. 2.2. Схема восприятия воздушных нагрузок элементами крыла
В крыле связь стрингеров с нервюрами обеспечивается с помощью
специальных фитингов или полочек, и стрингер работает как многоопорная балка, а в местах соединения с нервюрами стрингер передает воздушную нагрузку на нервюры. В местах соединения обшивки с каркасом через
заклепки, винты, сварные или клеевые точки и швы воздушная нагрузка
передается на каркас. Так как стрингер соединен с нервюрами, то на стрингер передается распределенная нагрузка. Нервюры нагружаются реакциями
сил от стрингеров и передают усилия на стенки и пояса лонжеронов.
Нервюры крыла, выполненные в виде плоских балок, необходимы
для сохранения профиля крыла, создания жесткости крыла и передачи
нагрузок между лонжеронами. Нагрузки от обшивки (рис. 2.3) передаются
на нервюру: нервюра работает как балка под действием касательных сил Т
и сосредоточенных реакций сил
R от лонжеронов.
Рис. 2.3. Расчетная схема нервюры
Таким образом, для всего крыла передачу воздушной нагрузки на
элементы крыла можно свести к совокупности следующих силовых фак-
торов: перерезывающих сил Qy, изгибающих Mx и крутящих M
кр
мо-
ментов, которые вызывают изгиб крыла и его кручение (рис. 2.4). Стенка
19
лонжерона воспринимает перерезывающую силу Q и работает на сдвиг,
создавая потоки касательных усилий.
Рис. 2.4. Силовые факторы, действующие на самолет в полете
Изгибающий момент M
лонжеронах, обшивках и стрингерах; крутящий момент M
приводит к появлению осевых усилий в
x
закручивает
кр
крыло, появляются углы закручивания, нагружаются обшивки и стенки
контура.
2.1. Эволюция конструкций крыльев самолета
Конструкции крыльев и их профили различаются в зависимости от
скорости полета самолета.
При скоростях полета свыше 150…200 км/ч используют аэродинамическую форму профиля Жуковского с наибольшей относительной толщиной профиля с
в зоне расположения одного лонжерона (рис. 2.5, а).
мах
Рис. 2.5. Эволюция сечений крыльев самолета
20
Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]