8.3. Анализ конструктивно-силовой схемы крыла

В данной работе будет проведен анализ двух вариантов конструктивно силовой схемы (КСС) крыла: моноблочного, состоящего из рабочей трехслойной обшивки, и лонжеронного крыла.

8.3.1. Обоснование выбранной ксс крыла

В дипломном проекте в качестве разрабатываемого агрегата выбрана отъемная часть крыла (ОЧК).

Особенностью ОЧК является то, что в нем размещается крепление основных стоек шасси, которые убираются по направлению к фюзеляжу, и топливный бак объемом 150 литров.

Для реализации этих объемов в крыле мною выбрана схема, которая представлена на рис. 8.10.

Рис. 8.10

Данная схема ОЧК встречается у самолетов МиГ-АТ и Hawk. При этом мною не рассматривалась схема с подкосной балкой, которая бы проходила от переднего лонжерона к заднему, делая вырез под уборку шасси в корне крыла. В таком случае топливные баки надо было бы отодвигать ближе к концевой части ОЧК, где высоты сечения меньше. С учетом подводки гидропривода и тяг для управления элеронами место, занимаемо топливом, ограничивалось, и не выдерживался нужный объем бака. При этом установку концевых топливных баков, как, например, на рассматриваемых прототипахL-39 иMB.339, мною также не рассматривалось, так как проектируемое крыло имеет меньшие размеры, и считаю не целесообразным ставить концевые топливные баки (например, наL-39 вместимость одного концевого топливного бака 100 литров).

Таким образом, для проектируемого самолета я остановился на схеме, представленной на рис. 8.10.

ОЧК по этой схеме можно выполнить как моноблочным, состоящей из рабочей панели и двух стенок, так и лонжеронным, состоящей из двух лонжеронов и тонкой обшивки со стрингерным набором.

Для дальнейшей проработки конструкции крыла мне хотелось бы сравнить две схемы по их массе.

8.3.2. Методика расчета

В расчете массы для двух схем я придерживался следующего рассуждения.

Сравнивание масс крыльев двух схем осуществлялась на расчете массы части крыла, заключенной между двумя лонжеронами (стенками) и верхней с нижней обшивками (панелью). Так как геометрия крыла у двух крыльев одинакова, то, считая идентичными хвостовую и носовую части крыла, масса их в расчете не учитывалась.

Также для упрощения расчета считалась, что часть между лонжеронами (стенками) и обшивкой (панелью) воспринимает всю нагрузку, приходящую на крыло: перерезывающую силу, изгибающий момент и кручение. При этом считалось, что для моноблочного крыла весь изгибающий момент воспринимается верхней и нижней панелями, перерезывающую силу воспринимают стенки, а кручение – замкнутый контур, образованный двумя стенками, верхней и нижней панелями. Для лонжеронного крыла считалось, что весь изгибающий момент воспринимается поясами переднего и заднего лонжеронов, обшивка работает только на сдвиг от кручения, перерезывающая сила воспринимается стенками лонжеронов, а стрингеры являются подкрепляющим элементом обшивки для увеличения критических напряжений последней.

Так как в двух случаях стенками воспринимается перерезывающая сила и поток касательных сил от кручения, которые в обеих схемах одинаковы, то можем считать, что и стенки одинаковы. Поэтому в сравнении масс они также не учитываются. Не учитывались в сравнении масс усиленные нервюры, которые ставятся в местах действия сосредоточенных сил для их восприятия (например, узлы навесок элерона и закрылка). Считаем их в двух схемах одинаковыми.

При этом, так как сравниваются две схемы по массе, то и материал в этих двух схемах берется одинаковым для всех элементов конструкции, а именно алюминиевый сплав Д19 и АМг-2Н для сотового заполнителя.

Расчет для каждой схемы осуществлялся в следующей последовательности. Крыло разбивается на шесть сечений. В каждом сечении, имея значения внутренних силовых факторов, определялись потребные площади силовых элементов для их восприятия с учетом потери устойчивости элементов от сдвига и сжатия. Имея геометрию силовых элементов, определялся их объем. Зная плотность материала, определялась масса этих элементов, которая потом суммировалась, что в итоге давала массу рассматриваемой части.

При этом запас прочности элементов принимается не более 1,2.

Эпюры внутренних силовых факторов по размаху крыла приведены в разделе 7 (рис. 7.3 и 7.5).

Осуществим расчет.