Учебник Житомирский (553622), страница 12
Текст из файла (страница 12)
Реакции фюзеляжа возникают вследствие того, что аэродинамические силы крыла уравновешивают не только массовые силы крыла, но и массовые силы всего самолета. Определить внешнюю нагрузку крыла означает найти ее величину, направление и распределение по хорде и размаху для каждого расчетного случая, указанного в уНормах прочности~ (см $1.10». Расчетную аэродинамическую распределенную нагруз- кУ на единичнУю полоскУ площади кРыла 9.
можно выразить как 9у/соьР (рис. 2.15», где ~3=агс(д с„/су„, а с„„и с„, берутся по поляре крыла для угла а та ки, соответствующего расчетнОму сл уча ю иагруження. Для и нжиФ рных расчетов, имея в виду малость угла Р, можно при нять: созр = 1 и 9а = Ду =су~ечЬ 1 ' ф Значение ч МОжно определить из выражения У =а'б =су„,д5 Тогда, заменяя 5 на Ь„1, получим: с„, Ь ° ! ° ~и '6 (2 2) бакр ср Здесь л=п'~ — расчетная перегрузка для рассматриваемого расчетного случая, с„„. и с,„— коэффициенты подъемной силы в сечении крыла и для всего крыла, Ь вЂ” хорда в сечении крыла; Ь, — средняя хорда; 1 — размах крыла; ~6/~ — средняя распределенная по размаху крыла нагрузка, Г., = сусечЬ /(сук уЬер» — коэффи циент учитывающий нера вно ме рность распределения распределенной воздушной на грузки по размаху плоского крыла (см.
рис. 2.6» В приближенных расчетах полагают скос потока постоянным по размаху крыла (с„„=с„„„», тогда из (2.2» получим (2 3) Распределение аэродинамической нагрузки по хорде крыла на дозвуковой скорости полета для некоторых расчетных случаев показано на рис. 1.16 сверхзвуковой скорости полета при неотклоненных элероиах можно считать распределение нагрузки по хорде равномерным. Для т реу гол ь ного крыл а при значениях М«:-1 коэффициент Я Рис. 2.1о Распределенная по хорде воздушная нагрузка Рнс. 2 16 Распределенная воздушная нагрузка для треугольного крь»ла с„е.Ь =с„„рЬ,р (рис.
2.16», что, исходя из выражения (2.2», приводит к значению д. = п 6/1= сопэ1. (2.4) При М: 1 дв т(п 6~5»Ь. (2.5» РЭВИОдейстВующэя аэродинамической наГрузки В сечении крыла приложена в ЦД, положение которого по хорде х„=х„Ь определяется выражением х д»г»»т» в Х = — '= — — '+— (2.(») Ь дс с в е' сеч где гп,о — коэффициент момента относительно оси г. при с„=О Для симметричных прОфилей нт~о=О и ЦД соВпадает с фокусОм крыла (хд=хг». Положение фоку~а можно п1»иближспно определить из графика, приведенного нэ рис.
2.17. М ассов ые с ил ы отконструкции крыла составляют 8...15% от аэродинамических сил, и нх распределяют по тому же закону, что и аэродинамические силы: кг (2.7» Точка приложения массовых сил д,р по хорде х, совпадаст с ИМ сечения и находится На раССТОИНИИ 40...50о' ХОрды От ~Оска. Распределенныс аэродинамическая и массОВые НЭГрузки крыла моГут быть заменены одной эквивалентной нагрузкой «г =егв бакр — дв(1 гггвр» ~ приложенной на расстоянии х, от носка: ~Ь77у Хм=(фФд 9врХт»/4»».
(2-8» ау О,Х У 2.4. ОБЩАЯ КАРТИНА РАБОТЫ КРЫЛА ЙОД НАГРУЗКОЙ ПредстаВим для упрощения нагрузку крыла в виде распределенного по размаху крыла потока сил д, действующего в вертикальной плоскости (рнс. 2.18». Тогда отсеченная мысленно часть площади крыла»отс под действием равноДЕЙСтвуЮщЕй 9отс На ~агс СдВИНУАаСЬ бЫ ВВЕРХ И ПОВЕрнуЛЭСЬ ОТНОСИТЕЛЬНО осей а — а и г — г (см. рис. 2.18» под действием моментов М и М„, так как сила (~ не проходит ии через ось а — а (отстоит от нее на расстояние а», ин через ось г — г (Отстоит От нее на расстояние с». На самОм деле этих перемещений не'г, крыло остается целым.
А это означает„что в нем (в его элементах» возникают внутренние силы, препятствующие перемещениям. Зто: поперечная сила (~» (она вызыВэет работу элементов крыла — стенок лонжеронов и стенок крыла — на сдвиг»; пара сил в плоскости, перпендикулярной сечению а — а. Момент этой пэры М называется изгибаюи(им крыло моментом.
Под действием этого момента крыло испытывает деформацию изгиба — - работает на изгиб (рис. 2.19, прогиб д», а его продольные элементы — пояса лонжеронов и панели крыла — работают на растяжение и сжатие; пара сил в плоскости сечения а — а (перпендикулярно г — г». Она н~ допускает разворота отсеченнои части крыла относительно оси г — г. Момент этой пары называют крутяи(им моментом (М, = М„». Под действием М. крыло нспыгывает общую деформацию кручения (работает на кручение, закручиваясь на угол н» (см. рис. 2.19»», а его элементы — обшивка и стенки лонжеронов, образующие зэмкнутыи контур,— рэбОтают на сдВИГ.
Гак кэк распределенная на Грузкэ на крыло Д на самом деле действует в направлении аэродинамических сил под углом р к оси 1'(1' 1 17», то поперечная сила Я в направлении сил д и вектор изгибающего момента М 1 9 будут иметь составляющие по вертикали ф „и М„» и по горизонтали ф г н М г». Однако Ввиду малости угла р и существенной разницы в моментах инерции 1. и 1„, напряжениями в элементах конструкции крыла от Я, и М г можно пренебречь и считать„что в сечениях крыла действуют только три силовых фактора: Я вж(~, М нжМ и М„, О»~» У Рнс.
2.17. Изменекне положенкя фокуса крыла в завнснмостк от числа М полета ПОЛУЧЕНной ИЗ УСЛОВИЯ РЭВЕНСТВЭ МО- ментов всех сил сечения относительно носка. Массовые силы от агрегат о в и г р у з о в, размещенных в крыле или подвешенных к немУ, Рвгр= пбвгр, где 6,„, — сила тяжести агрегата или груза. Эти силы приложены в ЦМ агрегатов или грузов, а на крыло передаются через узлы их крепления к крылу. Рнс.
2.18, Распределение воздушной нагрузки но размаху к но хорде крыла 2,19 деформации крыла нод действием воздушкой кагрузкн а изгибающий момент М=Яс, или, приближенно, Изгибающий момент Рис. 2.22. К иостроению эпвры М, для крыла ф 2,5. ЗПЮРЫ ПОПЕРЕЧНЫХ СИЛ, ИЗГИБАЮЩИХ И КРУТЯЩИХ МОйтЕИТОВ Для расчета прочности крыла необходимо знать Величины поперечных сил Я. изгибающих и крутящих моментов М и М„В отдельных его сечениях„ т. е. необходимо иметь их эпюры При построении эпюр крыло рассматривается как двухопорнэя балка (с опора~и нэ фюзеляже) с консолями, нагруженная распределенной аэродинамической нагрузкой д,„ массовой нагрузкой д„ и сосредоточенными силами Р,„р.
Уравновешиваются эти силы реакциями фюзеляжа Рф (рис 2,20),Эпюры Я и М строят от разности распределенных нагрузок д, и д„~ д = "' аЬ = — ( 1 — гп „~ Ь. (2.10) Вел и ч и н а 9 от распределенной нагрузки определяется суммированием нагрузки, расположенной ПО одну стОроиу От рассматриваемого сечения: о= ~фа+БР, (2.11) 1/2 1/2 Построение эпюр для стрелОВидноГО крыла производится так же, кэк и для прямого крыла, но предварительно его спрямляют вдоль средней линии и распределение нагрузки ведут для истинной дли ны спрямленного крыла х 2 ~~,~~ Приближенное определение вЕличин Я и М В СЕчении к р ы л а.
Если нагрузка распределяется по размаху крыла пропорционально Рис 2.2!. К определению приближенных значений (» и М в сечениях сорямлеииого стреловидного Рис 2.20 Эаоры (» и М дли крыла крыла хордам, то значения Я и М в любом сечении можно определить беЗ построения ЭПЮ этом случае В сечении к.' (см. рис. 2,21) пОперечнэя сплэ аб(1 — т„,) д<й = — ~ — '5.„, (2,13) (~/2Ь=О Ь вЂ” хорда В рэссмэтривэемОм сечении,е, ,Эпюра крутя щи х моментов М, (рис. 2.22, а), Для построения эпюры М~ сначала строитсЯ Относительно Оси Х эпюра рэспределенных крутящих моментов гп, (ось Е можно выбирать произвольно). Приняв (как это уже было сделано выше) угол р равным нулю, распределенный крутящий момент относительно оси Л от распределенных сил д, и д„, (рис.
2.22, б) определяем из выражения (2.15): гп~ = яв(х, — х4+9ч(х 1 — х,4. (2.15) Интегрируя эпюру распределенных моментов т,. получим эпюру моментов М, от распределенной нагрузки м,= ~ т,ж+хлм„„. (2.16) !/2 где ХАМ,~р — СУммэ ~оментОВ относи~е~ьно Оси Е от СОСРедоточенных сил агрегатов; АМ„„р= Р,„х.,„— РЙ; х„~ и 6 — расстояния от ЦИ агрегата до оси Л (рИС. 2.22, И) И ДО ОСИ ДВИГЭТЕЛЯ; Р— ТЯГЭ ДВНГЭТЕЛЯ. Рис. 2.23.
К определению значении крутящего момента М, Рис 224 Нагружеиие обшивки н передача этой на~ рузки на нервюры и стрингеры Рнс 225 Нагруженне стрингера от обшивки и передача зтои нагрузки иа нервюры Получив эпюры М, и Я, можно найти расстояние с точки приложения от оси Е силы Я: с=М,Я (рис 223). Зная положение оси жесткости (расстояние д), можно определигь крутящий момент М.=аЧ~ $ 2.6. РАЬОТА КРЫЛА ПОД НАГРУЗКОЙ (ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНОСТЬ ПЕРЕДАЧИ ДЕЙСТВУЮЩИХ ИА КРЫЛО ИАГРУЗОК К УЗЛАМ ЕГО КРЕПЛЕНИЯ) Определив нагрузки, действующие на крыло, рассмотрим, в какой последовательности и как эти нагрузки воспринимаются элементами конструкции крыла и передаются на узлы его крепления. Последнее позволит лучше уяснить назначение каждого из конструктивных элементов крыла О б ш и в к а, опираясь на стрингеры н иервюры, как на линейные опоры, непосредственно воспринимает воздушную нагрузку в виде сил давления и разрежения (рис. 2.24, а).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
