Нагрузка на конструктивные элементы самолета

Функции конструктивных компонентов

 

Основные функции агрегатов самолета состоят в передаче и сопротивлению приложенным нагрузкам. Эти требования относятся к тонким оболочечным конструкциям планера самолета, которые подкрепляются продольными элементами в виде стрингеров и поперечными силовыми элементами в виде нервюр и шпангоутов. Стрингеры увеличивают прочность и изгибную жесткость обшивки оболочки, нервюры и шпангоуты увеличивают поперечную жесткость и прочность. Очертания поперечного сечения подкрепляющих элементов могут быть различными.

    Возможная типичная структура сечения крыла показана на рис. 6.5.а. Однако учет реальной формы элементов конструкции может существенно усложнять методику их расчета, поэтому возможна определенная идеализация конструкции, которая показана на рис.6.5.б. Отметим, каждый элемент воспринимает нагрузки определенного вида. Продольные элементы работают на растяжение-сжатие, пластины и обшивка, в основном, воспринимают сдвиговые нагрузки. Однако обшивка крыльев и оперения воспринимает аэродинамическое давление и перераспределяет его по подкрепляющим элементам.

а )

б )

Рис. 6.5. Типичная структура сечения крыла (а);

идеализированная структура сечения крыла (б)

Определение перемещений

 

Осевое смещение  и углы поворотов поперечного сечения  и  относительно осей  и  были уже определены уравнениями (6.10). Теперь мы определяем угол вращения поперечного сечения относительно оси . В соответствии с теоремой Кастильяно, погонный угол вращения определяется производной от потенциальной энергии по моменту вращения, действующего в сечении, т.е.

    ,

где потенциальная энергия для ортотропной оболочки равна .

Усилие  известно и для изотропной и ортотропной структуры с потоком  не связано (коэффициенты ) и при варьировании по  на угол поворота не влияет. Если учитывать, что  есть функция от , то погонный угол можно выразить как  и изменение угла по длине определяется интегрированием выражения , где  определяется из условия закрепления оболочки. Тогда для вычисления погонного угла поворота для фиксированного сечения с координатой по длине оболочки  и с известными силовыми функциями в этом сечении получим формулу в виде

    .              (6.18)

Если сечение имеет ось симметрии , то , а если две оси симметрии, то и , тогда .

Используя теорему Кастильяно можно вычислять углы поворотов сечения относительно осей  и . Например, поворот сечения относительно оси  запишется

.

 

Пример расчета однозамкнутого контура.

 

Случай 1. Рассмотрим оболочку с круглым поперечным сечением (рис.6.11). В этом случае, центр тяжести и жесткости совпадают с центром окружности. Делая разрез контура оболочки в точке O₁, через которую проходит перерезывающая сила , получим следующие необходимые для расчета нормального напряжения:

координаты контура - , ; длина дуги контура - ; элемент дуги - ; площадь поперечного сечения - ; статические моменты сечения равны ; моменты инерции сечения равны –

, , ;

.

Тогда, нормальное напряжение принимает форму   

    .

Для рассматриваемой задачи удвоенная площадь поперечного сечения , статический момент отсеченной части контура  и функция  принимают вид

, , .

Так как , то . Тогда ,  и суммарная величина касательных сил равна .

Распределение потоков касательных сил приведено на рис.6.11

.Рис. 6.11. Распределение потоков касательных сил

Случай 2. Разрез сделан на оси х сбоку сечения и не совпадает с расположением перерезывающей после ее приведения вдоль оси , поэтому распределение статического момента не будет симметрично относительно оси (рис. 6.12). Тогда изменение статического момента S_x ( s) по контуру будет иметь вид

     .

Поток касательных сил q_Q, равняется

     ,

где .

В этом случае поток  формирует крутящий момент относительно центра окружности. От крутящего момента образуется поток , который находится из статического уравнения равновесия крутящего момента . Тогда суммарный поток касательных усилий равен , а статическое уравнение имеет вид

     или .

С учетом вида потока  и с учетом постоянства по контуру потока  последнее уравнение можно переписать в виде

     

или

     

откуда находим искомый поток

    ,

где  - удвоенная площадь круга и первое слагаемое соответствует известной формуле Бредта. Оба расчета показали, что распределение касательного потока в обоих случаях одинаково, но в первом случае, используя свойство симметрии, мы упростили вычисления.

Рис. 6.12. Распределение потоков касательных сил

Нагрузка на конструктивные элементы самолета

 

    Конструкция самолета обязана выдерживать два типа нагрузок. Первый тип - все нагрузки, действующие на ЛА в течение движения и транспортировки по земле. Второй тип нагрузок - аэродинамические силы, действующие на аппарат во время полете. Кроме того, массовые силы от аппаратуры и грузов внутри самолета, инерционные силы при маневрах ЛА. Оба класса нагрузок могут быть далее разделены на поверхностные силы, которые действуют на поверхность конструкции, например, силы аэродинамического и гидростатического давления и массовые силы, которые действуют по объему конструкции и производятся гравитационными и инерционными факторами. В основном все воздушные нагрузки - результат действия распределенного давления по поверхностям обшивки, произведенный устойчивым полетом, маневром или условиями порыва. Эти воздействия вызывают изгиб, сдвиг и кручение во всех частях конструкции.

Обычный планер самолета обычно состоит из фюзеляжа, крыльев и хвостового отсека. Рассмотрим на примере крыла самолета характер распределения аэродинамических, сосредоточенных и других сил. На рис.6.1 показано типовое распределение аэродинамических сил в сечении крыла, которые можно привести к равнодействующей подъемной силе и силе лобового сопротивления, приложенные в центре давления. Типичное распределение нагрузки по размаху крыла для комбинации крыло/фюзеляж показано на рис. 6.2. Подобные распределения происходят на горизонтальной и вертикальной поверхностям хвостового оперения. Поэтому можно сделать вывод, что крылья, хвостовое оперение и фюзеляж подвергнуты воздействию сдвига, поперечного изгиба и кручению.

Рис. 6.1.Распределение аэродинамической нагрузки по хорде крыла

 

Рис. 6.2. Распределение результирующей подъемной силы

 

Для расчета конструкции мы должны знать силы и моменты в каждом поперечном сечении крыла, фюзеляжа и хвостового оперения. Приведем формулы для вычисления  сил и моментов, распределенных по длине элементов конструкции. Пусть известна распределенная по длине нагрузка, приведенная к центру воздействия в поперечном сечении. Она включает, например, для крыла аэродинамические силы , вес топлива , массовые сил сечения и др . Эту суммарную  нагрузку обозначим  (Н/м или МПа∙ м) (рис.6.3) и назовем поперечной распределенной нагрузкой (оси координат показаны на рис. 6.1). Принимая во внимание соотношения между распределенными поперечными силами , поперечными силами Q_y ( z) и изгибающими моментами M_x ( z), можем записать связь между ними, известные из курса сопротивления материалов (рис. 6.3):

.

              

Рис. 6.3. Эпюры распределенных и поперечных сил и изгибающих моментов по длине крыла

 

Интегрируя эти выражения, мы получаем величины для поперечной силы Q_y ( z) и изгибающего момента M_x ( z) вдоль крыла как функция продольной координаты z (рис. 6.3)

           .

Здесь Q_y и M_x являются расчетными нагрузками с учетом коэффициента безопасности, действующими на агрегаты ЛА.

На рис. 6.3 приведен характер эпюр распределения сил и моментов по длине крыла. Относящийся к кручению крыла момент M_z ( z) вдоль крыла появляется как следствие несовпадения в поперечном сечении крыла (рис. 6.4) центра аэродинамического давления, центра жесткости (вращения) и центра тяжести. Так как поперечное сечение крыла вращается относительно центра жесткости, то аэродинамические силы  и силы веса  создают распределенный по длине крутящий момент m_z(z). Поэтому для поперечного сечения, принимая во внимание расположение сил (рис.6.4), мы можем записать величину распределенного крутящего момента

    ,                                                                                (6.1)

где a₁ - расстояние между центром давления и центром жесткости, a₂ - расстояние между центром массы и центр жесткости. Принимая во внимание момент от сосредоточенных сил (вес двигателя, вес шасси и др.), полный крутящий момент по длине крыла может быть найден интегрированием выражения (6.1)

    ,

где сосредоточенная масса грузов, расстояние от центра масс грузов до оси жесткости крыла.

 

Рис. 6.4. характер эпюр распределения крутящих моментов по длине крыла.

123456Следующая ⇒

Поделиться: