Расчет прочности крыла самолета Як-40 при грубой посадке на три опоры с боковым ударом (со сносом) и частично заторможенными колесами главных опор
Курсовой проект - Транспорт, логистика
Другие курсовые по предмету Транспорт, логистика
момент , а потом уже поперечная сила . Поэтому расчет напряжений в первую очередь следует проводить там, где максимален.
Построение эпюр изгибающего момента , крутящего момента , и поперечной силы невозможно без предварительного вычисления реакций опор и .
Для упрощения расчетов вычислим сначала составляющие реакции от симметричных и несимметричных, распределенных и сосредоточенных сил, а затем с учетом их знаков сложим, используя принцип суперпозиции. В нашем случае несимметричные нагрузки отсутствуют, т.к. посадка происходит без отклонения элеронов при выпущенных обоих стоек шасси, закрылках и предкрылках.
Составим уравнение равновесия и найдем искомое значение реакции опор у корневой нервюры:
=((0)+())/2-шg+ R/2=0.5 (305-701) - 449.8+4414/2=3553,017 [H].
2.5 Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов
Построение эпюр произведем раздельно, сначало для всегда симметричных распределеных нагрузок , а затем уже симметричных сосредоточенных сил.
Распределенная нагрузка , поперечная сила и изгибающий момент связаны между собой интеральными зависимостями:
Изгибающий момент и поперечная сила связаны между собой интегральной зависимостью:
Высчитаем значения (z),(z) в корневой, концевой части крыла, а также в местах крепления шасси и элеронов. Расчеты удобнее всего свести в таблицу:
Значения z020710,2411,3(z), H0944,54925,45643,6(z), H*м01218,122104,827702,9(z), H*м03261,824309,829056,3
Построив эпюру (), учитываем сосредоточенные силы, которые скачкообразно изменяют первоначальный вид эпюр. В точке крепления шасси учтем массу и реакцию основной опоры.
Эпюра (), получается симметричной относительно продольной оси самолета, причем изгибающим моментом нагружается и подфюзеляжная часть крыла (центроплан), на которую приходится максимальный изгибающий момент. В этом и назначение центроплана крыла: воспринимать изгибающие моменты консолей крыла, гасить (замыкать) их на центроплане, не передавать на фюзеляж (никакие силовые шпангоуты не выдержат таких нагрузок, они сомнутся). К величине (), необходимо прибавить значения изгибающего момента от сосредоточенных сил. В нашем случае - это основные опоры шасси, изгибающий момент который равен:
[Н*м]
Крутящий момент возникает в том случае, если сила не проходит через центр жесткости крыла. Положение жесткости зависит от формы профиля, распределения жесткости элементов по поперечному сечению и т.д. общий крутящий момент от распределенных сил получается непрерывным суммированием (интегрированием) всех погонных крутящих моментов:
Крутящий момент создает в бортовых нервюрах реакции опор, которые уравновешивают внешний (активный) , то есть полностью его гасят; поэтому при симметричном нагружении крыла эпюры левой и правой плоскости получаются зеркально отображенными. Сосредоточенные силы, не проходящие через центр жесткости сечения крыла, скачкообразно из эпюру () с учетом знака. Так и у нас, крутящий момент от силы тяжести шасси и реакции опоры равен:
[Н*м]
3. Определение напряжений в сечении крыла
Критерием работоспособности конструкции (крыла, фюзеляжа или др.), то есть близости ее к состоянию разрушения или необратимых деформаций, является величина напряжений, возникающих в силовых элементах конструкции от действия на неё эксплуатационных нагрузок: изгибающего, крутящего моментов и поперечной силы.
По эпюрам ,, определяем наиболее нагруженное сечение, где моменты поперечиня сила максимальны. Если их максиумы не совпадают (не находятся в одном сечении), то расчет проводится для сечения с максимальным .
Схематизируем сечение крыла в соотвествие с реальным расположением силовых элементов.
Силовой частью сечения крыла является межложеронная часть, длинна и высота которй равны:
=0,6=0,63,7= 2,22 (м),
=0,85=0,850,1453,7= 0,45603 (м),
где - длина межлонжеронной части;
- высота межлонжеронной части;
- текущая хорда крыла;
- относительная толщина крыла.
Поперечное сечение(расчетное) должно быть прямоугольным однозамкнутым, то есть иметь только два лонжерона, верхнюю и нижнюю обшивку (см. рис. 4) потому, если в действительности крыло трехлонжеронное, то толщина обшивки и стенок лонжеронов должна быть увеличена на 100%.
Рис. 7. Напряжения в силовых элементах сечения крыла, возникающие от внешних сил и моментов
Крыло является тонкостенной замкнутой конструкцией, основные силовые элементы которой сосредоточены в верхней и нижней панелях (обшивка, стрингеры, полки лонжеронов). При изгибе, например, вверх (от аэродинамических сил) верхняя панель сжимается, нижняя растягивается, то есть обе работают на нормальные напряжения; при этом изгибающий момент трансформируется в пару сил:
(Н),
а напряжения от них будут равны:
(Па),
(Па),
где - площадь верхней панели крыла;
где - площадь нижней панели крыла.
Площадь панели определяется площадью обшивки, площадями всех стрингеров и полок лонжеронов (переднего и заднего). Т.е.:
(),
(),
где , - толщина обшивки верхней и нижней панелей соответственно;
, - число стрингеров верхней и нижней панелей соответственно;
, - площади стрингеров верхней и нижней панелей соответственно;
, , , - площади полок п