Далин В.Н. Конструкция вертолетов (553618), страница 49
Текст из файла (страница 49)
Ло условиям балансировки вертолета и компоповочпь<м соображепиям, крыло устанавливают под НВ. В ровультате и вортикальпой плоскости ка крыло действуют пульсирующие нагрузки. Их воличипа и частота определяются удельной нагрузкой па НН р „„, частотой вращения НВ в,' количоством лопастей з, провьппоь<иом НВ отпоситольно крыла Н, геометрией крыла в плане (размах 1, сужение з), площадь крыла Я).
Переменная часть азродипамнчоскнх оил создает усталостпыо напряженна в элементах конструкции крыла, определязощие его ресурс. На вертолетах для разгрузки НВ применяются мопоплапные свободпонесущие крылья боз механизации. Размещопие крыла относительно фюзеляжа опредоляотоя тробованиями аэродинамики, объемной компоновкой фгозеляжа в место сооднпспия с крылом, КСС главных стоек шасси, эксплуатационпымн соображопнями, требованиями безопасности экипажа нри аварийной посадко вертолота. Выбор КОС крыла опроделястся целым рядом условий: — характером пагружопия сосредоточонпзвми силами и моментами и местом их приложения; 1ссо — удельной нагрузкой на крыло р „= — 1Й вЂ” коэффициент г Я разгрузки НВ; Ов — взлетный вес вертолета, Якв — площадь крыла); — требованиями жесткости на изгиб и кручопио; — заданным ресурсом; — компоновкой самого крыла — наличием в обшивко лкэков для обслуживания расположенных в пеь~ агрегатов оборудования, наличием внутри крыла баков для топлива, внешней подноски грузов на пилонах н т.д.; — компоновкой фзозеляжа — наличием достаточных объемов для центроплапа крыла в фюзеляже.
На начальной стадии конструирования проводится варьирование геомотричоскими параметрами крыла — удлипониам Х, относительной толщиной профиля с и сужением и, с целью наилучшего удовлетворения требованиям прочности, жесткости н аэродинамики, От удлинения Х зависит масса крыла лг в„и топлива т: с т' ростом Х растет тяп из-за увеличения изгибающего момента, а т, будот умопьшаться из-за снижения индуктивного сопротнвлопия крыла.
Таким образом, оптимум удлинения приближенно опродоляется по минимуму суммы массы крыла и топлива. Измопспис отпосителызой толщины крыла с влияет, главным образом, па его массу в аэродинамическое сопротивлопио: масса крыла уменьшается в реаультате увеличения строитольной высоты профиля, а профильное сопротивление растот, что повышает расход топлива. Нрнменительно к вертолету оптимальная область зависимости Е т „„= ~( Х, с, р „„, У„„, Ь ) имеет пологий характер (здесь т „„— масса конструкции крыла и топлива; г', Ь вЂ” кройсерская скокр 326 рость в дальность полета вертолета соответственно).
Позтому конструктор выбирает параметры крыла с учетом других соображений ( в частности, взаимовлияния 11В и крыла). Выбор КСС консольного крыла Крыло представляет собой балку, нагруженную распределенными и сосредоточонными силами. Каркас крыла состоит из продольного и поперечного набора и обшивки. К продольному набору относятся лонжероны, продольные степки и стрингеры. Поперечный набор состоит из нервюр. Изгибающий момент Явв„создает ооевыо усилия (нормальные напряжения) в продольном наборе и в обшивке. Крутящий момент М и поперечная сила () вызывают касательные папря- вв жения в обшивке и стенках лонжеронов (рис.
7.2Л). тот хсг тоб а) б) Рис. 7.2.1. Схема нагружения крыла: а — восприятие изгибаюи~его момента М„„поясами лонжеронов, стрингерами и обшивкой; б — восприятие поперечной силы Д и крутящего момента М кр Из трех усилий, дойствугощих в поперечных сечениях крыла, выполкяющого функцию несущей поверхности, основным является изгибающий момент М в„. Масса силовых злемептов, воспринимающих этот момент, составляет около половины общей массы крыла. 327 В зависимости от того, какими силовыми элементами в основном воспринимается изгибающий момент, силовыо схемы крыльоп делятся на лонжеронные и моноблочные. Лонжеронное крыло. Силовая схема крыла называется лоаэсеронной, если изгибиощий момент в основном воспринимается поясами лонжерояов (рис.
7.2.2). Крыло имеет мощные пояса лонжеронов, сравнительно слабые стрингеры и топкую обшивку. Иногда (например, подвеска контейнеров с ракетами) расчетным случаем может быть пагруака па крыло от реактивной тяги заклиненной ракеты, создающая крутящий момент относительно его центра жесткости. Здесь определяющей будет крутильпая жесткость крыла. В зависимости от числа лонжеронов различают одно-, двух- и мкоголонжероппые крылья.
В одссолонхеронноэс крыле силовыми элементами колструкцви являются лонжерон, задняя стенка (иногда называемая вспомогательным лонжероном), обшивка, нервсоры и стрингеры. Лонжерон располагается, как правило, по максимальной высоте профиля, т.к.
в этом случае при заданном изгибающем моменте требуется наимоньшая площадь поясов. Стенка в этих крыльях слунсит для создания замкнутого контура сечения. Пояса лонжеронов, работая на сжатие и растяжонве, посприиэг нимасот изгибающий момент Р= ' (где й — строительпая вый сота лонжерона). Степка лонжерона и задняя степка воспринимают поперочпусо силу (с и вместе с, обшивкой — крутящий момепт Мээ, работая при этом на сдвиг.
Основную нагрузку от изгиба и сжатой зоне песет верхний пояс лонжерона. Обшивка и сжатой зоно теряет устойчивость, и напряжения э ней локализуются п основном у стрингеров. В результате участив обшивки п восприятии изгибающего момента ограничивается работой в растянутой зоне, где она разгружает пискнио пояса лонжеронов, Толщина обшивки и подкрепляющего ее набора опредоляютсл иа условия работы на сдвиг от кручения. Дессхлонасеронссьсе крылья имеют те же элементы конструкции, что и однолопжеронные.
По сравнеписо с последними они обладают более высокой жесткостью на кручение. Ориентировочно передний лоняссрон раополагается на 15 — 25% хорды, а задний — на 60 — 70%. Как правило, более высокий лонжерон имеет и более могдньте пояса. На крученио работает контур, образованный обшивкой и стенками переднего и заднего лонжеронов. о о, ~( о о о '~ а о о о о, о Ю о к о .О Е 3 ,ч л. 'М о, 1 о о о о Э 3( Е ъ о о, о 1 БИ,~ О Е о"„ о о ~ф о о 1 о ъ о о ~М! \ о о о ) о 'о Б о о" о о, о о о о 'о о к о о '9! 4 ~4 ~0 Я ;ф Р, ~ о Е р с~ и о~ 'й а~ сь о о 3 ,О ~~ Я ~о~ о о в О ~„о о о $~ о ~О а~ Ю Ю о К о к ! Р, о Ы й Я Е Ф" ':$ а~ с~ М 2 6 О 0 ~2 В, Ю В, '~ 0) о о о з ! к Ф о о и Ь ~~,Ю ~ х ~5 ~Ъ, о о Ик о Д с о /') й ('4 зз~ С эксплуатационной точки зрения, лучшими являются однолопжеронпые и двухлонжеронные крылья.
Опи более удобны для осмотра конструкции, в них сравнительно просто осуществляются вырезы в обшивке. Силовая схема корневого участка лонжеронпого крыла зависит в основном от условий компоновки фгозеляжа (размещения грузов, кабин, уборки шасси и др.) (рис, 7.2.3). Лонжероны должны проходить через фюзеляж, замыкая нагрузки от консолей крыла. Наличие силовых злементов крыла внутри фюзеляжа создает трудности в осуществлении желательной компоновки кабины. Наиболывее распространение получили конструкции, у которых лонжероны, стрингеры и обшивка продолжаются па участке, занятом фюзеляжем. В некоторых случаях применяются конструкции, где все продольные элементы, за исключенном ззопакеропов, обрываются у борта фюзеляжа.
Конструкции первого типа более совершенны, г.к. обшивка с подкрепляющими элементами возле фюзеляжа полноценно работает при изгибе. Основной недостаток конструкции второго типа — неполпоценнал работа па изгиб стрингеров и обшивки вблизи фюзеляжа. Нормальные напряжения э обшивке и подкрепля|огцих ее продольпь|х элементах практически отсутствуют по сечению бортовой псрв|оры из-за ее малой жесткости. По мерв удаления от фюзеляжа нормальные напряжения возрастают.
На удалении, ггриблизительпо равном расстоянию между лонжеронами, обшивка и стрингеры воспринимают изгиб крыла полноценно. В кессонном крьше нормальные силы воспринимаются обшивкой и стрингерами лишь по части контура (рис. 7.2.4, а), например, носком или, как обычно, средней частью. Остальная часть контура с более тонкой обшивкой и слабее подкрепленная стрингерами в работе па изгиб участвует значительно моныпе. В этих схемах лонжероны с сильными поясами отсутствуют, а для восприятия перорезыва|ощих сил слухсат степки, соединенные с обшивкой слабьгмк поясами.
В кессонном крыле все элементы панели в сжатой зопо работают однородно. При одинаковой массе крыло этой схемы будет обладать большей жесткостью на кручение, чем однолопжеронпое крыло. При небольших пагрузках па крыло кессонная схема уступает по восовым качествам однолонжероппой. В моноблочном крыле (рис. 7.2.4, б) пормальпьш силы при изгибе воспринимаготся обшивкой и подкрепляющими ео стрингерами по всему контуру его поперечного сечения. При моноблочной схеме крыла сквозь ф>озеляж проходит центроплан почти по всаму контуру (за искл>очением хвостовой части). При кессонной схамс сквозь фюзеляж проходит лишь ксссоп. Моиобло исая и кессонная схемы применив>тся иа крыльях с> большой удельной нагрузкой иа поверхность.
Осиовпыо преимущества мо>>обло~>ных крыльев: высокая жасгкост>о живучесть и более рациональное использование элементов их конструкции. Однако выигрыш е массе у таких конструкций по сравнению с лоижераииыми получается лишь при отсутствии больших вырезов.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
