Таблица 7 Расчет изгибающих моментов и перерезывающей силы
| 0,1
| 0,2
| 0,3
| 0,4
| 0,5
| 0,6
| 0,7
| 0,8
| 0,9
| 1,0
|
| 1365
| 1487
| 1560
| 1682
| 1755
| 1853
| 1950
| 2048
| 2170
| 2290
|
| 1152,0
| 1255,0
| 1316,6
| 1419,5
| 1481,1
| 1563,9
| 1645,7
| 1728,4
| 1831,4
| 1932,7
|
| 576,0
| 1209,2
| 1285,8
| 1368,1
| 1450,3
| 1522,5
| 1604,8
| 1687,1
| 1780,0
| 1882,1
|
(мм)
| 336,4
| 336,4
| 336,4
| 336,4
| 336,4
| 336,4
| 336,4
| 336,4
| 336,4
| 336,4
|
| 193,8
| 406,8
| 432,5
| 460,2
| 487,9
| 512,2
| 539,9
| 567,6
| 598,8
| 633,1
|
| 193,8
| 600,6
| 1033,1
| 1493,3
| 1981,2
| 2493,4
| 3033,3
| 3600,9
| 4199,7
| 4832,8
|
| 96,9
| 397,2
| 816,9
| 1263,2
| 1737,3
| 2237,3
| 2763,4
| 3317,1
| 3900,3
| 4516,3
|
| 32,6
| 133,6
| 274,8
| 424,9
| 584,4
| 752,6
| 929,6
| 115,9
| 1312,1
| 1519,3
|
| 32,6
| 166,2
| 408,0
| 832,9
| 1417,3
| 2170,0
| 3099,6
| 4215,5
| 5527,6
| 7046,9
| 3. Определение крутящего момента и подбор толщины обшивки крыла Обшивка крыла в общем случае работает на кручение и растяжение - сжатие. Подбор толщины обшивки δобш производится по наибольшему крутящему моменту, который возникает в расчетных случаях В и С по формуле Бредта:
(8) где - расчетный крутящий момент в рассматриваемом сечении;
Ω - площадь контура крыла, работающего на кручение;
- разрушающее напряжение материала обшивки, работающего на кручение, сдвиг, кг/мм2.
Для определения площади контура, работающего на кручение, вычерчиваем в масштабе профиль расчетного сечения крыла .
Работающим на кручение считается контур от носка сечения (или от первого лонжерона) до заднего лонжерона (рисунок 4).
Рисунок 4 - Определение контура, работающего на кручение Положение переднего и заднего лонжеронов выбираем из конструктивных соображений: 30% для переднего и 70% для заднего лонжерона. Площадь контура Ω непосредственно вычисляем по чертежу контура крыла.
Вычисление крутящего момента
Расчет крутящего момента в рассматриваемом сечении проводим в зависимости от моментных характеристик профиля крыла.
Для симметричного профиля крыла наибольший крутящий момент возникает для расчетного случая В (полет с отклоненными элевонами). Для определения крутящего момента в сечении необходимо рассчитать погонный крутящий момент по размаху крыла.
Погонный крутящий момент в случае В определяется по формуле (без учета агрегатов или грузов, расположенных на крыле):
, (9) где и - координаты центра масс и центра жесткости сечения, в проектировочном расчете они выбираются по статистике; - координата центра давления сечения крыла; - воздушная аэродинамическая нагрузка в сечении крыла; - распределенная инерционная нагрузка от веса крыла.
Относительные координаты центров тяжести и жесткости выбираем по статистике:
; . Принимаем ; .
Сжимаемость воздушного потока при полете самолета влияет на положение центра давления Хд.
Учет сжимаемости воздуха на положение центра давления на дозвуковых скоростях полета производится за счет поправочного коэффициента
, (10) Коэффициент определяется по специальный графикам, прилагаемым в Нормах Прочности, а величина определяется как абсолютная величина тангенса угла наклона моментной кривой к оси . Величина ,
где коэффициент определяется либо по специальному графику, либо по формуле:
, (11) где М - число Маха.
где а – скорость звука, при Н = 3000 м; а = 328,56 м/с.
.
оэффициент определяем в зависимости от отношения хорды элевона к хорде крыла по формулам:
; (12)
; . Значение производной берется с графика в Нормах Прочности. Отношение = - добавка, которая учитывает угол отклонения элевонов, и определяется по плановой проекции крыла.
Положение относительной координаты центра давления для дозвуковых самолетов, в частности «Су-26», по статистическим данным выбираем равным 0,26.
В случае В коэффициент подъемной силы сечения принимается равным коэффициенту подъемной силы крыла .
; , (13) где qтах тах – максимально допустимый скоростной напор; nэ тах - максимальная эксплуатационная перегрузка; V2тах – максимальная скорость полета самолета; - массовая плотность воздуха на уровне земли; Gсам – взлетный вес самолета.
Распределение воздушной и массовой нагрузок по размаху крыла в проектировочном расчете производится пропорционально хордам крыла:
; , (14) где коэффициент безопасности .
Массовыми нагрузками крыла по сравнению с аэродинамическими нагрузками при проектировочном расчете пренебрегают.
Вычисление крутящих моментов и проводят по формуле (15) методом табличного интегрирования (таблица 8).
Таблица 8 Расчет крутящих моментов
z
| 0,1
| 0,2
| 0,3
| 0,4
| 0,5
| 0,6
| 0,7
| 0,8
| 0,9
| 1,0
|
| 1365
| 1487
| 1560
| 1682
| 1755
| 1853
| 1950
| 2048
| 2170
| 2290
|
| 490
| 490
| 490
| 490
| 490
| 490
| 490
| 490
| 490
| 490
|
| 0,35
| 0,32
| 0,31
| 0,29
| 0,27
| 0,26
| 0,25
| 0,23
| 0,22
| 0,21
|
| 0,006
| 0,002
| 0,004
| 0,004
| 0,002
| 0,002
| 0,004
| 0,002
| 0,002
| 0,002
|
| 0,0297
| 0,0099
| 0,0198
| 0,0198
| 0,0099
| 0,0099
| 0,0198
| 0,0099
| 0,0099
| 0,0099
|
| 0,0314
| 0,0105
| 0,0209
| 0,0209
| 0,0105
| 0,0105
| 0,0209
| 0,0105
| 0,0105
| 0,0105
|
| 0,26
| 0,26
| 0,26
| 0,26
| 0,26
| 0,26
| 0,26
| 0,26
| 0,26
| 0,26
|
| 354,9
| 386,6
| 405,6
| 437,3
| 456,3
| 481,8
| 507,0
| 532,5
| 564,2
| 595,4
|
| 587,0
| 639,4
| 670,8
| 723,3
| 754,7
| 796,8
| 838,5
| 880,4
| 933,1
| 984,7
|
| 546,0
| 594,8
| 624,0
| 672,8
| 702,0
| 741,2
| 780,0
| 819,2
| 868,0
| 916,0
|
| 232,1
| 252,8
| 265,2
| 286,0
| 298,4
| 315,0
| 331,5
| 347,9
| 368,9
| 389,3
|
(А)
| 1152,0
| 1255,0
| 1316,6
| 1419,5
| 1481,1
| 1563,9
| 1645,7
| 1728,4
| 1831,4
| 1932,7
|
(В)
| 768,0
| 836,4
| 877,7
| 946,4
| 987,4
| 1042,6
| 1097,1
| 1152,3
| 1220,9
| 1288,4
|
| 191,1
| 208,2
| 218,4
| 235,5
| 245,7
| 259,4
| 273,0
| 286,7
| 303,8
| 320,6
|
| 0
| 0
| 0
| 0
| 0
| 0
| 0
| 0
| 0
| 0
|
| 0
| 0
| 0
| 0
| 0
| 0
| 0
| 0
| 0
| 0
|
| 191,1
| 208,2
| 218,4
| 235,5
| 245,7
| 259,4
| 273,0
| 286,7
| 303,8
| 320,6
|
(А)
| 47,4
| 56,3
| 61,9
| 72,0
| 78,4
| 87,4
| 96,7
| 106,6
| 118,3
| 128,4
|
| 23,7
| 51,9
| 59,1
| 67,0
| 75,2
| 82,9
| 92,0
| 101,7
| 112,5
| 123,4
|
| 336,4
| 336,4
| 336,4
| 336,4
| 336,4
| 336,4
| 336,4
| 336,4
| 336,4
| 336,4
|
| 8,0
| 17,4
| 19,9
| 22,5
| 25,3
| 27,0
| 31,0
| 34,2
| 37,8
| 41,5
|
| 8,0
| 25,4
| 45,3
| 67,8
| 93,1
| 121,0
| 152,0
| 186,2
| 224,0
| 265,5
| В сечениях, где проходит элерон, получаются двойные значения и .
Используя формулу Бредта, проводим расчет погонного крутящего момента в каждом сечении. Интегрируя таблично погонный крутящий момент, получаем значения крутящего момента в каждом сечении:
(15) По результатам интегрирования строим эпюру распределения крутящего момента по размаху крыла, с которой снимаем значение в рассматриваемом сечении для определения толщины обшивки.
Погонный крутящий момент определяется следующим образом:
- для сечений, не проходящих через элерон
; (16) - для сечений, проходящих через элерон
; (17) Затем по справочнику находим предел прочности на растяжение материала обшивки (алюминиевые сплавы имеют предел прочности = 40 - 42 кг/мм2 в зависимости от марки материала и его термообработки), принимаем 42 кг/мм2.
Разрушающее касательное напряжение для обшивки принимается
кг/мм2 Рассчитав величины ; ; , находим толщину обшивки:
мм
Полученное значение толщины обшивки округляем до ближайшей большей стандартной толщины листового материала согласно таблицы 9[1]: принимаем 0,5 мм.
|