Учебник Житомирский, страница 9

Аналогичные выЬ7 ЬУ (1.24) Ряс ! 21 Зпвры изгибающих моментов М(г) для лонжерона одиолонжероиных крыльев с польосной балкой и без нее Рис. 3.2О. Схема работы тонкостенной оболочки фваеляжа ет нагрузок на оперение 40 ней усилия (в нашем примере — д~, д„„н 5».

Как Видно йз приведенных формул, этого можно достичь, увеличивая высоту Н и ширину 8 фюзеляжа (площадь его контура г'...» Прн этом возрастают также моменты инерции сечений и жесткость конструкции. В крыле или в оперении прн определенном значении изгибающего момента М=ЗН увеличение высоты сечения Н „=Н этих агрегатов приведет к уменьшению сил 5, действующих в их лонжеронах и в панелях, н отсюда— к уменьшению массы лонжеронов и обшивки с подкрепляющим ее набором (см. формулу (1.23), где Н (г) представляет собой изменение высоты стенки (сечения) по размаху крыла (оперения)).

Включение в КСС однолонжеронного крыла наружного или внутреннего подкоса снизит массу лонжерона, при этом тем больше, чем больше будет расстояние а между опорами крыла (рис. 1.21, б). Как видно, для случая крыла с подкосом уменьшается площадь эпюры изгибающих моментов 1м~ ~ж для лонжерона, а это ведет к снижению массы его поясов и массы лонжерона в целом. Покажем это на примере двутаврового лонжерона 121), Масса лонжерона и, определяется массой его двух поясов и. и массой стенки т .

По размаху крыла от нуля до 1/2 площади сечений поясов Р, и высота стенки Н не постоянны и зависят от г (О~я: 1/2), тогда, обозначив через р„и р удельные массы материала поясов и стенки и через о, и т, — разрушающие напряжения, получим. ВОды и для КОнсОльных стоек шасси и стоек с пОдкОсами, Однако первые бОлеЕ компактны. Балка, работающая на изгиб, при передаче сил, как правило, тяжелее стержневой системы, передающей те же силы, и тем тяжелее, чем больше ее длина.

Анализ Выражений (1.23) и (1.24» показывает, что, если площадь сечения пояса Е, и площадь сечения стенки (Г ) лонжерона меняются но длине 1/2 пропорционально эаюрам М(4/Н(я) и ®г), то конструкция лонжерона будет рациональной с точки зрения затрат массы. При больших значениях изгибающего момента М и малых относительных толщинах крыла с (малой высоте сечений) обычное лонжеронное крыло проигрывает по массе крыльям других КСС, например кессонному и моноблочному. Кессонное крыло имеет слпбьц пояса лонжеронов, и основная часть изгибающего момента Воспринимается в йем мощными панелями, В моноблочном крыле вообще нет лонжеронов, и весь изгибающий момент воспринимается только панелями.

Однако крылья таких КСС обязательно требуют центро плана. Обшивка и тонкостенные элементы силовой схемы не должны терять устойчйВОстй прй сжатйй и сдвйге. Для этОго Онй подкрепляются: Обшивка— продольным и поперечным набором, стенки лонжеронов, нервюр и шпангоутов — стойками, отбортовками и т.

д, Чем выше частота постановки подкрепляющих элементов, тем выше может быть уровень напряжений От дейстВуюших сил в конструкции (в пределе а, и т,), Выигрыш в массе получается при переходе к панелям с сотовым или гофрированным заполнителем. При этОм пОлучается также Выигрыш в жесткОсти конструкции. Для передачи крутящего момента М„более рационален по затратам массы замкнутый тонкостенный контур. Выигрыш в массе будет тем больше, чем больше площадь контура Г„,„, при заданном значении М„, При наличии большого выреза в крыле илн фюзеляже (нарушении замкнутости контура) М„трансформируется на границах выреза усиленными иервюрами или шпангоутами в пару сил и далее передается изгибом лонжеронов в крыле или изгибом боковин фюзеляжа. Это требует дополнительных затрат массы. Особенно Велики затраты массы при вырезах в кессонных (моноблочных) крыльях.

Нагрузки, действующие на агрегаты, должны передаваться к узлам их крепления кратчайшим путем. Треугольные крылья с перпендикулярными к оси фюзеляжа параллельными между собой лонжеронами (рис, 1.22, б) будут при прочих равных условиях легче крыльев других КСС, так как нагрузка с прилегающих к лонжеронам частей крыла будет переда ваться на узлы крепления крыла кратчайшим путем, Чтобы снизить массу усиленных элементов конструкции — усиленных шпа иго- в утов н иервюр — желательно, чтобы каждый из них использовался сразу для воспрйятия и передачй двух й боле~ сосредоточенных сил. Более подробно все эти вопросы рассматриваются ниже в соответствующих а разделах книги.

3.!3.2. Конструкции из композиционных материалов (КМ). В подразд. 16.5 Ф уже рассматриВались ОснОвные характе. ристи ки КМ и ОтМЕчал иСь ВОЗМОЖНОСТИ Р 1с ~ ~~ 'бреу~ ол ьные крыл~ я со схоля снижения массы конструкции на 2О...ЗО % щимися (и) н параллельнымн (61 лоине. при их применен и и. Очень эффективно ронамя ~ По материалам В И Резциченко, в этом плане применение угле- и органопластиков. Однако„говоря о весовом совершенстве конструкции, надо отметить, что наибольшее скижение массы кояструкции получается 8 том случае, если конструкция самолета специально проектируется под использование КМ, а не приспосабливается к их использованию за счет замены традиционных материалов иа КМ.

Гак, в одной из первых силовых конструкций из КМ вЂ” цельноповоротном горизонтальном оперении (ЦПГО) самолета Г-111 алюминиевая обшивка была заменена на боропластиковую с сотовым стеклопластиковым заполнителем и боростеклопластиковыми лонжеронами. Это позволило уменьшить массу ЦПГО на 21,5 %*.

Однако разрушение конструкции при статических испытаниях произошло в месте соединения (склейки1 обшивки с титановым валом ЦПГО. Сейчас уже ~мее~ся дос~а~оч~о при~еров проектирования, создания и использования в серийных самолетах несиловых и малонагруженных конструкций: обтекатели, крышки люков, створки шасси, воздухозаборники и др. Немало примеров использования и высоконагруженных силовых конструкций из КМ: стабилизатор самолета Г-14 (лонжероны из стеклотекстолита и трехслойная сотовая конструкция обшивки с использованием борами, ЦПГО самолета В-1 (обшивка из бороуглепластика„лонжероны из углепластика и нервюры с гофрированной синусоидальной стенкой, допускающей более высокие уровни критических напряжений местной потери устойчивости), киль самолета ~.

1011 и др. На рис. 1.23 показана схема транспортного самолета с агрегатами, конструкция и технология производства которых проектировались под КИ, Общее снижение массы конструкции здесь до 25 %. Использование КМ позволило значительно уменьшить число элементов каркаса, а отсюда — и число соединений. Все зто позволило уменьшить материальные затраты при производстве и компенсировать тем самым высокую стоимость некоторых видов КМ, например бороугленластиков. 1.13.3.

Меры, которые позволяют увеличить ресурс конструкции, т. е. увеличить ее сопротивление усталости, сводятся в основном. к уменьшению концентрации напряжений в элементах конструкции. Отверстия, уступы, изменение диаметра — любой перепад жесткостей — являются концентраторами напряжений и приводят к снижению кривой выносливости (см. подразд. 1,6.4 и рис. 1,9) — к снижению сопротивления усталости. Поэтому в конструкции необходимо скруглять переходы, использовать штампованные детали, а вместо заклепочных соединений — клеевые или сварные конструкции, упрочняя поверхность и не допуская грубой ее обработки; к использованию более химически чистых конструкционных материалов; к уменьшению действующих напряжений о,„(см. рис.

1 91 при повторных нагрузках за счет увеличения площадей поперечных сечений элементов. Однако такой путь ведет к увеличению массы конструкции. Возникновение трещин в монолитных панелях более опасно, чем в сборных клепаных панелях„где отверстие под заклепку может ограничить распространение трещин, но сами отверстия являются концентраторами напряжений.

Подробно этн вопросы рассматриваются в специальных дисциплинах: конструирование 126) и проектирование 127) самолета, прочность самолета. коотеольоыв вопросы и злдлиия 1. Изобразите структурную схему самолета с детализацией агрегатов планера н покажите иа чертеже самолета элементы конструкции, вошедшие в структурную форму. 2. Объясните смысл уравнений сушествовання Л А. Напишите формулу для определения взлетной массы самолета через относительные массы его частей Как изменится значение тц при т„=ОЗ, т,=ОЗ, т,т-02 и изменении т„, с 2000до ЗООО кг илн 0рн т„„=ЗООО кг н уменьшении т, до 0,2г. Объясните полученные результаты, 3 Назовите основные критерии для выбора конструкционных материалов. 4 Изобразите схему сил, действующих на самолет н дайте о«ределеиие перегрузки Определите значения перегрузки ц„и ц.

для прямолинейного горизонтально~о полета с постоянной скоростью н криволинейного полета в вертикальной плоскости в ннжцсй точке траектории цри ~'=900 км/ч, Й=ЗООО м. ИР/~Й=З м~с-'. 5. Напишите выражение для перегрузки в неспокойном воздухе и проанализируйте ачияние на перегрузку параметров крыла. 6. Назовите основные факторы, влияющие иа конструкцию Приведите примеры. Сформулируйте основные требования к конструкции самолета.

ГЛАВА 2 КРЫЛО $ 2.1. НАЗНАЧЕНИЕ КРЫЛА И ТРЕБОВАНИЯ К НЕМУ 2.!.1. Назначение крыла. Крыло — несущая поверхность самолета, предназначенная для создания аэродинамической подъемной силы, необходимой для обеспечения полета и маневров самолета на Всех режимах, предусмотренных ТТТ. Крыло принимает участие в обеспечении поперечной устойчиВости и управляемости самОлетэ и может бьггь использоВэно длЯ крепления шасси, двигателей, для размещения топлива, вооружения и т. и. Крыло (рис.

2.1) представляет собой тонкостенную подкрепленную оболочку и сОстОит из кэ ркаса и Обши Вки 6; каркас — из лонжеронов 1, стенОк и стрингеров 2 (продольный набор) и нервюр 9 (поперечный набор). На крыле расположены средства механизации (предкрылки 7 и закрылки 3) для улучшения ВПХ самолета, элероны 5 и интерцепторы 4 — для управленйя самолетом относительно продольнОй Оси, пилОпы 8 — для крепления дВИГателей. На долю крыла приходится значительная часть массы планера — от ЗО до 50% и от ЗО до 50% полного сопротивления самолета; т ~=0,08...0,15*. 2.1.2.

Требования к крылу. Кроме общих для всего самолета требований (см. подразд. 1,12.3) к крылу предъявляются требования возможно большего значения аэродинамического качества К и приращения коэффициента подъемнОи силы за счет меха низа ции крылэ Лсуд~ех, ВОзможно ме ньшеГО изменения ,~-Я 7 9 Рис. 2.! Крыло современного пассажирскою самолета ~ Величии» т,~ — относнтельная (во отношению к массе всею самолетами масса крыла. В дальнейшем везде т, — относительная (по отношению к массе всего самолета) масса ~-го агрегата характеристик устойчивости и управляемости самолета и его ээродинами. ческих характеристик при переходе от дозвуковой к сверхзвуковой скорости полета„возможно меньшего поступления тепла в конструкцию (см.

$ 1.9), ВозмОжнО бОльшие Объемы для размещения различных Грузов. Как сами общие требования к самолету, так и специальные требования только к его крылу во многом противоречивы. В крыльях существующих самолетов реализованы компромиссные решения, которые наиболее полно'отвечают назначению самолета и предъявленным к нему ТТТ. Удовлетворение ТТТ для разных типов самолетов достигается прежде всего приданием крылу соответствующей формы и размеров. $ 2.2. ВНЕШНИЕ ФОРМЫ КРЫЛА В не ш н не фо р мы крыл а характеризуются его видом в плане, профилем поперечного сечения н видом спереди (углом поперечного Формы крыльев в плане показаны на рис.