Конструкция самолётов

 

Кроме этого, при неуравновешенном полёте самолёта на него действуют инерционные массовые силы. Это силы уравновешиваются реакциями сил ( ), возникающими в узлах крепления крыла к фюзеляжу. Чтобы рассчитать на прочность крыло самолёта, надо уточнить значение основных нагрузок и их действие по размаху крыла.

Распределённая аэродинамическая нагрузка ( ), точнее, отношение расчётной аэродинамической подъёмной силы, создаваемой крылом к размаху крыла выражается следующей формулой:

здесь: - расчётная аэродинамическая подъёмная сила;

;

 - коэффициент подъёмной силы, в сечении, определяющем значение распределённой аэродинамической силы ( ). Его значение берётся с поляры крыла для нужного угла атаки.

В некоторых случаях, когда ведутся  расчёты первого приближения:

можно принять как 

значение хорды в нужном сечении -

 

Надо отметить то, что за счёт действующих  на крыло аэродинамических сил, по длине  размаха крыла действуют распределённые аэродинамические силы сопротивления - ;

Вертикальная проекция этих сил связана с углом ататки крыла:

;

В общем случае, распределённые (нормальные) нагрузки, действующие прямо в  плоскости хорд определяются:

;

здесь: a - угол атаки крыла.

По причине того, что при горизонтальном полёте угол атаки крыла очень мал (a » 3°…5°), для предварительных расчётов можно принять      cosa » 1; sina » 0. В этом случае: .

Равнодействующая распределённых аэродинамических сил составляет 25…30% от центра давлений на хорде  . Соединительная линия центров давлений, называется «линией центра давлений». Если принять, что распределённые по размаху крыла массовые силы - , пропорционально действуют относительно хорды в нужном сечении, то:

;

здесь: G_кр – вес крыла самолёта.

Равнодействующая этих распределённых сил по хорде крыла, приходится равной центру масс сечения крыла и сосотавляет 40…50% от хорды крыла:

Линия, соединяющая эти центры масс, называется «линией центра масс».

На современных самолётах топливо  находится в кессонной части  крыла и может составлять 80% от размаха крыла. Поэтому, распределённые массовые силы от находящегося в крыле  топлива - , действуют в поперечном направлении по сечению крыла в кессонной части и равны:

;

здесь:    G_т - вес топлива для полёта;

      - ширина «бака-кессона» в нужном сечении. Обычно, «бак-кессон» находится между передним и задним лонжероном крыла.

S_б - площадь «бака-кессона».

 

Сосредоточенные нагрузки на крыло  от прикреплённых агрегатов (двигателей, шасси, ракет и др.) определяются следующим образом:

;

здесь:  G_агр - вес агрегата на крыле.

 

Как было сказано выше, на основе действующих, на крыло распределённых и сосредоточенных сил, можно определить действующие на крыло самолёта эпюры поперечных – , изгибающих – и крутящих – моментов. Поэтому крыло рассматривается как двухопорная балка (рис. 34).

 

Рис. 34. Расчётная схема крыла  самолёта.

Эпюры: а – перерезывающей силы

; б – изгибающего момента .

 

На основании равнодействующей распределённых сил  и с учётом массовых сил, перерезывающая сила Q_i в любом сечении размаха крыла определяется по следующей формуле:

=

Изгибающий момент выглядит следующим образом:

;

Для построения эпюры  крутящих моментов необходимо сначала  определить положение линии центров  жесткости сечений – ось жесткости  крыла, относительно которого крыло  будет закручиваться.

Центр жёсткости крыла - точка приложения внутренних сил упругости в данном поперечном сечении конструкции крыла, по отношению к которой в сечении под действием внешних сил возникают лишь нормальные напряжения, то есть крыло работает только на изгиб (изгибающий момент), но не крутящие моменты.

Простейшим примером может являться жестяная пластина, на которую действуют разные силы. В результате действия этих сил, пластина бы деформировалась, но деформация бы имела четко выраженную ось (возможно, не одну). На этой оси и лежали бы центры жёсткости.

Несовпадение центра жёсткости с центром давления и недостаточная жёсткость конструкции крыла могут стать причиной флаттера и последующего разрушения самолёта.

Для определения крутящих моментов, действующих на крыло, сначала надо определить распределённые по размаху крыла крутящие моменты m_zi (рис. 35):

 

Рис. 35. Крутящие моменты, действующие  на сечение крыла.

 

Крутящие моменты  определяются интегрированием крутящих моментов по размаху крыла. При этом учитываются действующие моменты от массы подвешенных (прикреплённых) на крыле агрегатов (двигатели и шасси), также крутящий момент образованный от силы тяги двигателей .

;       ;       ;

 

Рис. 36. Эпюра крутящего момента 

, действующего на крыло.

 

4. Основные конструктивно-силовые элементы крыла и их нагружение.

 

Конструктивные элементы крыла в основном составляют его  продольные и поперечные элементы, а также обшивка. Продольный набор  крыла состоит из лонжеронов и  стрингеров, поперечный набор из типовых  и усиленных нервюр (рис. 37).

Рис. 37. Основные конструктивные элементы крыла.

1-пояс лонжерона; 2-обшивка; 3-стрингер; 4-средняя часть нервюры; 

5-носок нервюры; 6-стенка лонжерона.

 

Изгибающий момент крыла ( _.) создаёт большие продольные силы действующие на продольные элементы крыла и обшивку. В любом сечении крыла продольная сжимающая и растягивающая силы находятся по следующей расчётной формуле:

;

здесь: - изгибающий момент, действующий на сечение крыла

           - средняя высота профиля крыла

Лонжероны (франц. longeron, от longer - идти вдоль) - продольные балки, состоящие из поясов 1, 2 и стенки 3. Пояса воспринимают изгибающий момент М крыла, работая на растяжение и сжатие, стенки, подкрепленные стойками 4, воспринимают поперечную силу Q и могут участвовать в восприятии крутящего момента М_К, замыкая контур крыла и работая в обоих этих случаях на сдвиг (рис. 38).

Рис. 38. Лонжерон крыла (а) и виды его  поясов (б,в,г)

1-верхний пояс; 2-нижний пояс; 3-стенка; 4-стойка.

 

Так как силы, действующие  по размаху крыла изменяющиеся, то поверхность сечения пояса лонжерона тоже изменяема:

;

здесь:  - поверхность сечения пояса лонжерона.

- сжимающая (для верхнего пояса) и растягивающая (для нижнего пояса) силы для рассматриваемого сечения.

s - напряжение.

Разрешённое напряжение для нижнего пояса  лонжерона, работающего на растяжение, принимается как предел прочности  для материала пояса s_В. Для верхнего пояса лонжерона, работающего на сжатие, разрешённое (критическое) напряжение - s_кр определяется по формуле Эйлера. Стенки лонжерона воспринимают перерезывающую силу ( ). Для однолонжеронного крыла толщина стенки определяется по формуле:

;

здесь:     Q_i – перерезывающая сила в данном сечении;

h_i – высота стенки лонжерона;

t_в – предел прочности для стенки лонжерона.

Для определения толщины  стенки лонжерона многолонжеронного  крыла, надо распределить по высоте каждого  лонжерона общую перерезывающую силу.

Стрингеры (англ. stringer, от string – привязывать, скреплять) - продольные элементы, подкрепляющие обшивку. Они нагружаются осевыми усилиями от изгибающего момента крыла и поперечными силами от местной воздушной нагрузки. Их основные задачи следующие:

- принимают вместе  с обшивкой аэродинамические  силы и передают их на нервюры;

- вместе с обшивкой  воспринимают продольные сжимающие  и растягивающие силы;

- поддерживают поверхностную жёсткость обшивки под воздействием изгибающих и крутящих моментов.

На современных самолётах  применяются стрингеры различного профиля, изготовленные прессованием (рис. 39).

При выборе стрингеров для  конструкции крыла, важную роль играет его расположение. Стрингера, расположенные под верхней обшивкой крыла работают вместе с обшивкой на сжатие. В этом случае, пользуются следующими стрингерами (поз. 3,4,5 рис.39).

Рис. 39. Прессованные стрингера различного профиля:

1-уголковый; 2-бульбовый; 3,4-

-образный; 5-V-образный; 6-Т-образный.

Стрингера, расположенные  над нижней обшивкой работают на растяжение и не теряют устойчивости. Поэтому, для таких случаев используются следующие стрингера (поз. 1,2,6 рис. 39).

Для лёгких и сверхлёгких самолётов  используются стрингера, изготовленные  из алюминиевого листа методом гибки (рис. 40).

 

 

 

Рис. 40. Стрингера различного профиля, изготовленные гибкой из алюминиевого листа.

 

При расчёте на прочность напряжение s_в для стрингеров, работающих на растяжение, критическое напряжение s_кр для стрингеров, работающих на сжатие определяется по профилю стрингера и его методу крепления к обшивке.

Нервюры (франц. nervure, от латин. nervus – жила, сухожилие) – поперечные элементы конструкции крыла и по своему назначению и конструкции разделяются на нормальные и усиленные. Нормальные нервюры сохраняют форму профиля крыла и передают местные воздушные нагрузки на лонжероны и обшивку (от обшивки и стрингеров). Поддерживая обшивку и стрингеры, нервюры увеличивают их критические напряжения.

От воздушной нагрузки нервюры работают на изгиб в своей  плоскости и на сдвиг, опираясь на лонжероны и обшивку; при деформациях изгиба крыла – на сжатие. Под действием аэродинамических сил, нервюры в своей плоскости работают на изгиб и срез (рис. 41). Перерезывающие силы воспринимают стенки нервюры, а изгибающую силу пояса нервюры. При деформации крыла самолёта на нервюры также действует сжимающая сила. Нормальные нервюры в основном изготавливаются холодной штамповкой из алюминиевого листа. Общий вид нормальной нервюры показан на рис. 42.

 

Рис. 41. Силы, действующие на нервюру  крыла.

а) – схема сечения крыла, б) – расчётная схема нервюры, в) – эпюра перерезывающих моментов

г) – эпюра изгибающих моментов.

 

Рис. 42. Общий вид нормальной нервюры.

1-носок нервюры; 2-средняя часть нервюры; 3-хвостовая часть нервюры; 4-пояс нервюры.

 

Носовая, средняя и  хвостовая часть нервюр соединяются  между собой через лонжероны  и обшивку крыла. В связи с  небольшим воздействием перерезывающих сил на стенки нервюр, в них выполняются отверстия облегчения. Для увеличения жёсткости стенок вокруг отверстий выполняется отбортовка. Для крепления нормальных нервюр с обшивкой крыла, в нервюрах выполняются пояса, методом гибки.

Усиленные нервюры служат для восприятия сосредоточенных сил и моментов от агрегатов, крепящихся к крылу (стоек шасси, двигателей, узлов навески элеронов и других подвижных частей крыла), и передачи их на лонжероны и обшивку, а также для перераспределения сил между панелями и стенками у мест перелома осей продольного набора, для трансформации М_к в пару сил в местах разъёма крыла и на границах больших вырезов. Усиленные нервюры одновременно выполняют и функции нормальных нервюр (рис. 43).

Рис. 43. Общий вид усиленной нервюры.

1-пояс нервюры; 2-стенка нервюры; 3-усиленная стойка;

4-кронштейн навески опоры шасси; 5-узел крепления пилона двигателя; 

6-нижний пояс лонжерона; 7-стенка  лонжерона.

 

Для обеспечения прочности  стенки важную роль играют стойки нервюры (3). На нижний пояс лонжерона крепятся узлы крепления пилона двигателя (5). На пояса и стенку заднего лонжерона могут устанавливаться кронштейны крепления опор шасси (4).

Обшивка крыла совместно с подкрепляющими её продольными и поперечными элементами обеспечивает обтекаемую форму крыла, воспринимает действующие на неё во время полёта аэродинамические нагрузки и образует вместе со стенками лонжеронов или продольных стенок замкнутый контур, воспринимающий М_кр. Обшивка может быть листовой, прессованной или катанной заодно с продольным набором (стрингерами), штампованной заодно с продольным и поперечным набором, трехслойной с сотовым или другими заполнителями. Изготавливается обшивка из алюминиевых или титановых сплавов, сталей, пластмасс и сочетаний этих материалов. Выбор типа и материала обшивки зависит от условий эксплуатации.

 

Рассмотрим последовательность передачи действующих на крыло нагрузок элементами конструкции крыла и  передачи на узлы его крепления.