Нагрузки, действующие на крыло, оперение, рули, элероны, фюзеляж

Расчетными техническими условиями для планера самолета являются:

-расчетные режимы и количественная информация о каждом режиме (скорость, скоростной напор);

-расчетные случаи и величина коэффициента безопасности для каждого режима;

-предельные эксплуатационные перегрузки;

-расчетные массы агрегатов и грузов с размещением их на проектируемом агрегате;

-эксплуатационные условия (температура, избыточное давление, влажность и т. п.).

Для несущих поверхностей в полете действуют следующие нагрузки [8, 10]:

-распределенные аэродинамические силы, погонная нагрузка, которая по размаху определяется приближенно пропорционально хордам:

для крыла ,

где ¦ - коэффициент безопасности для расчетного режима (случая) полета;

-распределенные массовые нагрузки конструкции, погонная нагрузка которых пропорциональна хордам:

для крыла ;

-массовые нагрузки от топлива, расположенного в крыле

где S _б, b _б, - соответственно площадь и хорда в плане топливных баков;

-сосредоточенные массы грузов и агрегатов, прикрепленных к конструкции (двигатели, подвесные топливные баки, шасси, оборудование), находятся по формуле:

Суммарная погонная нагрузка по размаху крыла имеет вид:

Затем строим эпюру погонной суммарной нагрузки (рисунок 2.3).

Погонная нагрузка от аэродинамических сил прикладывается по линии центров давления (ЦД) (~0, 25 b _сеч).

Погонная нагрузка от массы конструкции, топлива и грузов прикладывается по линии ЦМ сечений (38...44% хорды) и в ЦМ грузов.

Для расчета конструкции агрегатов на прочность необходимо знать величины перерезывающих сил Q, изгибающих моментов М и крутящих моментов М _кр, действующих в сечениях. Эпюры Q и М строятся от суммарной погонной нагрузки.

Рис. 2.3. Схема нагружения крыла и эпюры перерезывающих сил и изгибающих моментов

 

Перерезывающая сила Q подсчитывается по формуле:

Под знак S Р _гр входят сосредоточенные силы от всех грузов и агрегатов, находящихся справа от рассматриваемого сечения.

Изгибающий момент

Интегрирование ведется методом трапеций, а эпюры Q и М представлены на рисунке 2.3.

Крутящий момент М _кр подсчитывается относительно оси жесткости конструкции крыла.

Определение положения центров жесткости (ЦЖ) приводится в литературе по курсу «конструкция самолетов» [8].

Погонный крутящий момент от погонной аэродинамической и массовой силы конструкции

m = q _aэр а + q _кp b,

где а и b - плечи сил относительно центра жесткости сечения.

Эпюра М _кр получается интегрированием эпюры погонных моментов с учетом моментов от сосредоточенных сил:

где r - плечо силы Р _гр относительно ЦЖ.

Для расчета нагрузок на фюзеляж необходимо также учесть: инерционные усилия от масс сосредоточенных грузов и конструкции фюзеляжа; избыточное давление в гермоотсеках кабин, немассовые нагрузки от тяги двигателей и опор шасси.

Фюзеляж проверяется на прочность в аварийных случаях при посадке с убранным шасси, полным капотом, при посадке на воду и др. Все нагрузки на фюзеляж рекомендованы в НЛГС [раздел 4.2.6] и НП.

Для опор шасси расчетные нагрузки определяются по НЛГС [раздел 4.2.3] или НП. Расчету нагрузок предшествует расчет параметров амортизатора исходя из нормированной работы (А ^э, ) [13]. Определяются размеры амортизатора, колес и опоры шасси в целом. Для тормозных опор определяются потребные величины максимального тормозного момента и энергоемкость тормозов.

. Для расчета нагрузок на фюзеляж необходимо также учесть: инерционные усилия от масс сосредоточенных грузов и конструкции фюзеляжа; избыточное давление в гермоотсеках кабин, немассовые нагрузки от тяги двигателей и опор шасси.

Фюзеляж проверяется на прочность в аварийных случаях при посадке с убранным шасси, полным капотом, при посадке на воду и др. Все нагрузки на фюзеляж рекомендованы в НЛГС [раздел 4.2.6] и НП.

Для опор шасси расчетные нагрузки определяются по НЛГС [раздел 4.2.3] или НП. Расчету нагрузок предшествует расчет параметров амортизатора исходя из нормированной работы (А ^э, ) [13]. Определяются размеры амортизатора, колес и опоры шасси в целом. Для тормозных опор определяются потребные величины максимального тормозного момента и энергоемкость тормозов.

Нагрузки систем самолета

Расчетные технические условия для систем самолета должны содержать исходные данные, необходимые для определения нагрузок.

Для систем управления исходные данные включают:

-перечень расчетных режимов полета;

-эксплуатационные и предельные значения входных и выходных кинематических параметров (величин рабочего хода, углов отклонения), усилий на командных постах управления;

-особые случаи работы системы.

Основная расчетная нагрузка для систем управления определяется при нагружении органа управления максимальным шарнирным моментом, а также определяется максимальное усилие на исполнительных элементах системы.

Требования к расчетной нагрузке систем управления приведены в нормах прочности [21, раздел 4.2.7].

При проектировании системы управления выполняется ее кинематический и силовой расчеты. Определяются число качалок, размеры их плеч, места установки и схемы включения рулевых машинок, приводов или гидроусилителей, величины усилий во всех ее элементах.

Для систем самолета (гидравлической, пневматической, топливной, кондиционирования) исходные данные включают:

-тип, марку рабочего тела и его характеристики;

-величину рабочего давления и потребные расходы на входе и выходе системы;

-потребный ход и скорость срабатывания исполнительных элементов системы;

-расчетные режимы работы системы.

При разработке одной из систем выполняется ее гидравлический расчет. Подбираются диаметры трубопроводов, потребные характеристики насосов, размеры силовых цилиндров, необходимые объемы баков и их расположение на самолете, схемы прокладки трубопроводов с учетом их монтажа и удобства при эксплуатационном обслуживании.