Главная страница Случайная страница
Разделы сайта
АвтомобилиАстрономияБиологияГеографияДом и садДругие языкиДругоеИнформатикаИсторияКультураЛитератураЛогикаМатематикаМедицинаМеталлургияМеханикаОбразованиеОхрана трудаПедагогикаПолитикаПравоПсихологияРелигияРиторикаСоциологияСпортСтроительствоТехнологияТуризмФизикаФилософияФинансыХимияЧерчениеЭкологияЭкономикаЭлектроника
⚡️ Для новых пользователей первый месяц бесплатно. А далее 290 руб/мес, это в 3 раза дешевле аналогов. За эту цену доступен весь функционал: напоминание о визитах, чаевые, предоплаты, общение с клиентами, переносы записей и так далее.
✅ Уйма гибких настроек, которые помогут вам зарабатывать больше и забыть про чувство «что-то мне нужно было сделать».
Сомневаетесь? нажмите на текст, запустите чат-бота и убедитесь во всем сами!
Выбор типа крыла
|
|
Для легких самолетов (массой менее 25 тонн) более выгодна в весовом отношении лонжеронная схема крыла. Самолеты с массой более 25 тонн проектируют с моноблочным крылом.
В лонжеронном крыле основная доля изгибающего момента (60...70%) воспринимается поясами лонжеронов, а сравнительно тонкая, слабо подкрепленная обшивка, главным образом, воспринимает крутящий момент.
В моноблочных крыльях роль поясов лонжеронов в работе крыла на изгиб невелика (10...20%). Относительно толстая, хорошо подкрепленная обшивка работает как на общий изгиб, так и на кручение.
При назначении силового набора крыла (рис. 9) необходимо руководствоваться следующими рекомендациями:
· передний лонжерон располагается на расстоянии (0, 2...0, 3 ) b(ξ) от носка сечения, а задний - на (0, 6...0, 7)b(ξ);
· расстояние между соседними стрингерами bстр лежит в пределах от 120 до 300мм для лонжеронного крыла и 80...160 мм для моноблочного крыла;
· расстояние между нервюрами в лонжеронном крыле а = 200...300мм,
в моноблочном а = 400...800 мм.
Рекомендуется ограничиться рассмотрением двухлонжеронной схемы крыла. Расчет трехлонжеронных и более схем см. в [2].
Хвостовая часть крыла в дальнейшем не рассматривается, так как она практически не участвует в восприятии основных силовых факторов, действующих на крыло, и занята, как правило, механизацией крыла.
3.1 Построение профиля расчетного сечения
Подсчитаем относительную толщину профиля в расчетном сечении (см. рис. 3)
Размер хорды расчетного сечения b(ξ расч) можно взять из таблицы 1. По заданным в табличном виде относительным координатам 
, 
и 
находим абсолютные координаты точек профиля х, ув и ун и по ним (в одинаковом масштабе по осям х и у) строим профиль поперечного сечения крыла (рис. 10) и назначаем силовой набор согласно рекомендациям начала раздела 3.
3.2 Расчетные нагрузки. Усилия в верхней и нижней панелях крыла
Расчет самолета на прочность производится по разрушающим нагрузкам. Поэтому эксплуатационные значения силовых факторов, действующих в расчетном сечении (см. рис. 4), увеличиваем на соответствующие расчетному случаю коэффициенты безопасности и, таким образом, получаем значения расчетных разрушающих нагрузок
, 
, 
или 
Принимается допущение (в запас прочности), что расчетный изгибающий момент 
воспринимается только межлонжеронной частью крыла. В расчетном случае А нижняя панель крыла работает на растяжение, а верхняя - на сжатие. Усилие растяжения (или сжатия) панелей будет
Здесь Н - плечо пары нормальных сил N
где m = 0, 95 - коэффициент, показывающий насколько расстояние между центрами тяжести поясов лонжерона меньше габаритной высоты лонжерона;
Н1 и Н2 – габаритныевысоты лонжеронов.
Под Н1 – понимается высота самого высокого лонжерона в сечении крыла.
|
|