Определение геометрических параметров продольного силового набора крыла в растянутой зоне

3 4 5 6 7 8 9

Определяется приведённая толщина обшивки из условия работы продольного силового набора крыла на растяжение:

, (58)

где - коэффициент, определяющий долю нормальной силы, воспринимаемой поясами лонжеронов;

- величина нормальной силы в расчётном сечении ;

- значение разрушающего напряжения стрингера для выбранного материала Д16Т;

- расстояние между крайними лонжеронами в сечении , перпендикулярном линии центра жёсткости крыла;

- количество лонжеронов;

- высота стенки j-ого лонжерона (в рамках проектировочного расчёта принимается равной толщине профиля крыла в расчётном сечении);

- наибольшая из высот продольных стенок.

Величина нормальной силы в расчётном сечении крыла определяется по величине изгибающего момента в том же сечении с учётом стреловидности крыла. Изгибающий момент в расчётном сечении с учётом стреловидности крыла будет найден из выражения:

. (59)

Тогда величина нормальной силы будет найдена из выражения:

, (60)

где - средняя высота среди стенок лонжеронов, определится из выражения:

. (61)

Значение разрушающего напряжения стрингеров (при растяжении) определится из выражения:

, (62)

где - предел прочности материала стрингера;

и - коэффициенты, учитывающие ослабление сечения растянутых элементов отверстиями под заклёпки и возможную концентрацию напряжений, соответственно.

Отношение будет найдено из выражения:

. (63)

Согласно выражению (68): . (64)

Для растянутой зоны толщину обшивки принимают равной:

. (65)

По стандартным значениям толщины листов, принимается .

Тогда потребная площадь стрингера определится из выражения:

, (66)

где - расстояние между стрингерами.

По /1/ подбирается прессованный профиль Пр-100 № 62 со следующими геометрическими характеристиками:

, , , , , .

Рисунок 4 – Профиль стрингера в растянутой зоне с размерами, положением главной центральной оси X-X и оси X’-X’.

В случае полёта самолёта с отрицательными углами атаки и скоростным напором, равным (расчётный случай D’), нижняя панель крыла будет подвергаться сжатию, а значит, при определённых нагрузках, возможна её потеря устойчивости. Задача состоит в определении критических напряжений сжатой нижней панели в расчётном случае D’.

Выражение для определения критического напряжения местной потери устойчивости стрингера запишется в виде:

, (67)

где - коэффициент, учитывающий геометрические размеры пластинки (лапки стрингера) и способ закрепления;

- модуль упругости первого рода для материала Д16Т;

- толщина пластинки;

- ширина пластинки.

Величины коэффициентов определятся из выражений:

. (68)

Величина критического напряжения определится из выражения:

. (69)

Критическое напряжение, найденное из выражения (79), не превышает предел пропорциональности для материала Д16Т (). Последнее означает, что уточнения напряжение, полученное по формуле (79), не требует.

Стрингер может терять общую устойчивость. Формула для определения критического напряжения общей потери устойчивости приведена ниже:

, (70)

где - коэффициент, учитывающий заделку стрингера на нервюрах;

- радиус инерции сечения стрингера относительно оси X’-X’;

- шаг нервюр, постоянный на всём размахе крыла.

Величину можно определить из выражения:

, (71)

где - расстояние между главной осью инерции X-X стрингера и осью X’-X’, которое может быть определено по формуле:

. (72)

Согласно формуле (80):

. (73)

После подстановки результата выражения (83) в формулу (80) будет определено значение критического напряжения общей потери устойчивости стрингера (при условии, что потеря устойчивости произошла до предела пропорциональности материала):

. (74)