- •Исходные данные
- •1.1. Летные характеристики самолета
- •1.2. Геометрические характеристики силовых элементов крыла
- •1.3.Преобразование прямоугольного-трапециевидного полукрыла в трапециевидное.
- •2. Расчет
- •2.1 Расчет нагрузок в горизонтальном полете в турбулентной атмосфере.
- •2.2. Расчет нагрузок, действующих на крыло в различных условиях эксплуатации.
- •2.3. Расчетно-силовая схема крыла.
- •2.4. Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов.
- •3. Анализ и подсчет фактических напряжений
- •3.1 Определение напряжений в сечениях крыла
- •Заключение
- •Список используемой литературы
3. Анализ и подсчет фактических напряжений
3.1 Определение напряжений в сечениях крыла
Критерием работоспособности конструкции (крыла, фюзеляжа или др.), т.е. близости ее к состоянию разрушения или необратимых деформаций, является величина напряжений, возникающих в силовых элементах конструкции от действия на неё эксплуатационных нагрузок: изгибающего, крутящего моментов и поперечной силы.
Сечение крыла необходимо схематизировать в соответствии с реальным расположением силовых элементов: силовой частью сечения крыла является межлонжеронная часть, длина и высота которой ра вны:
, м (3.1)
, м (3.2)
где - длина межлонжеронной части;
- высота межлонжеронной части;
- текущая хорда крыла;
- относительная толщина крыла.
Рис.2.7. Напряжения в силовых элементах сечения крыла, возникающие от внешних сил Q, Ми
Мк.
Крыло является тонкостенной замкнутой конструкцией, основные силовые элементы которой сосредоточены в верхней и нижней панелях (обшивка, стрингеры, полки лонжеронов). При изгибе, например, вверх (от аэродинамических сил) верхняя панель сжимается, нижняя растягивается, то есть обе работают на нормальные напряжения; при этом изгибающий момент трансформируется в пару сил , напряжения от которых будут:
, Па (3.3)
, Па (3.4)
где - площадь верхней панели крыла;
- площадь нижней панели крыла.
Площадь панели определяется площадью обшивки, площадями всех стрингеров и полок лонжеронов (переднего и заднего). Т.е.:
, м2 (3.5)
, м2 (3.6)
где ,- толщина обшивки верхней и нижней панелей соответственно;
, - число стрингеров верхней и нижней панелей соответственно;
- площади стрингеров верхней и нижней панелей соответственно;
,,,- площади полок переднего верхнего, заднего верхнего, переднего нижнего и заднего нижнего лонжеронов соответственно.
Максимальный изгибающий момент, равный Нм, действует в корневом сечении, т.е. м. Найдем ипо формулам (3.1) и (3.2):
(м), (3.7)
(м). (3.8)
Найдем площади верхней и нижней панелей крыла по формулам (3.5) и (3.6):
(3.9)
(3.10)
Теперь мы можем найти нормальные напряжения, действующие в корневом сечении:
МПа (3.11)
МПа (3.12)
Крутящий момент в тонкостенном однозамкнутом контуре создает касательные напряжения, обратно пропорциональные толщине стенок контура:
Па (3.13)
Па (3.14)
где- площадь, охватываемая контуром, равная;
- толщина обшивки (верхней или нижней) или стенки лонжерона;
- максимальный крутящий момент, равный =13563,9 Нм;
Помимо крутящего момента на стенки лонжеронов действует поперечная сила, равная в этом сечении Н, которая создает также касательные напряжения:
МПа (3.15)
МПа (3.16)
где: - величина максимальной поперечной силы;
и - толщина стенки лонжерона (переднего или заднего).
Тогда: 1) общее напряжения от действия крутящего момента и поперечной силы на стенке переднего лонжерона равно:
МПа (3.17)
2) общие напряжения от действия крутящего момента и поперечной силы на стенке заднего лонжерона равно:
МПа (3.18)
Полученные нами напряжения снесем в таблицу:
Таблица 4
Значения напряжений в наиболее нагруженных точках крыла
Напряжение | ||||||||
Значение, МПа |
49 |
58 |
2,7 |
1,03 |
0,26 |
0,3 |
3,02 |
0,75 |
МПа, МПа.
Полученные напряжения сравниваем с теми напряжениями, при которых конструкция ещё не испытывает остаточных деформаций, т.е. с напряжениями пропорциональности или. Для дюралевых сплавов, из которых изготовлено большинство силовых элементов современных самолетов эти значения равны: (см. под Таблицей 4).
Сравнив данные таблицы 4 с пределами пропорциональности, можно сделать вывод о том, что при попадании самолета в резкий вертикальный порыв со скоростью ветра W=15 м/с, крыло самолета Як-40 не разрушится и не приобретет остаточных деформаций, т.к. напряжения, действующие на крыло, меньше пределов пропорциональности.