Определение внешних нагрузок , действующих
Расчетный случай В .
Случай “B” соответствует криволинейному полету самолета на весьма малых положительных углах атаки или выходу из пикирования на углы атаки a = 1.5 – 30 с максимально возможной скоростью (qmax max ) .
Задаются следующие данные :
qmax max ; n э B = 0.5 n э A ; f = 1.5 ;
По ним определяются :
Y э B = n э B G 0
Y разр = Y э B f = n э B G 0 f ( в этом случае YB < YA )
G 0 n э В = с yB qmax max S кр
Отсюда найдем
cyB = G 0 n э B / qmax max S кр и определим a .
Примерное распределение полной подъемной силы по хорде крыла будет следующим : на передней кромке – разрежение , центр давления лежит в пределах 45 – 60% хорды .
Как видно из эпюры распределения подъемной силы , в этом случае , в основном , нагружается задняя часть крыла – задний лонжерон , концы нервюр и элероны . Кроме того , за счет перемещения центра давления к задней кромке возникает значительный крутящий момент . Следовательно , прочность заднего лонжерона , концов нервюр и элеронов должна проверяться по расчетному случаю “B”. Иногда и толщина обшивки , воспринимающая основную долю крутящего момента , выбирается по данному случаю .
Случай “B” , таким образом , дополняет случай “A” .
6.3 Расчетный случай А ¢ .
|
|
|
Случай “A¢ ” соответствует криволинейному полету самолета на малых положительных углах атаки ( a = 4 – 60) или выход из пикирования на малые углы атаки с максимально возможной скоростью .
Задаются следующие данные :
n э А’ = n э А ; qA ’ = qmax max ; f = 1.5 ;
По ним определяем
Y э А’ = G 0 nA ’
cyA ’ = G 0 n э А’ / qmax max S кр
YA ’ расч = G 0 n э A ’ f
Центр давления в сечении крыла лежит в данном случае в пределах 32 – 38% хорды .
В однолонжеронном крыле лонжерон расположен на расстоянии
38 – 40% хорды от носка . Следовательно , подъемная сила в таком крыле практически полностью приходится в случае A¢ на лонжерон .
Таким образом видим , что :
- случай “A¢ ” занимает промежуточное положение между случаями “A”
и “B” и нагружает , главным образом , среднюю часть крыла ;
- случай “A¢ ” является основным при расчете однолонжеронного крыла.
Сравним случаи “A” и “A¢ “ :
n э y - одинаков ; f - одинаков ; различие – в величине скоростного напора ; различие – в распределении подъемной силы по хорде ; центр давления в случае “A¢ “ смещается к задней кромке .
|
|
|
YA расч = YA ¢ расч
Перемещение центра давления к задней кромке влечет за собой возникновение значительных крутящих моментов на крыле . Иногда этот момент максимален по сравнению с другими расчетными случаями , т.е. случай “A¢ ” является для некоторых типов самолетов наиболее тяжелым режимом ; по изгибающим моментам случаи “A” и “A¢ ” одинаковы .
Случай “A¢ “ нужен для проверки прочности всех крыльев , не только однолонжеронных . Разрушение самолета с целью определения остаточной прочности при статических испытаниях также ведется на случай “A¢ ”, как наиболее тяжелый .
6.4. Расчетный случай С.
Случай “C” соответствует режиму отвесного пикирования с резким отклонением элеронов .
На крыле возникает крутящий момент . Двигатель отключен , тяги нет.
Распределение подъемной силы на крыле показано на рисунке .
а) G 0 = X - установившееся пикирование ,
б) G 0 > X – ускоренное пикирование .
Задаемся следующими данными :
n э C » 0 ; cyC @ 0 ; qC = qmax max ;
f = 1.5 ;
|
|
|
Несмотря на существование на крыле подъемной силы , ее результирующая величина мала и может быть принята равной нулю .
Следовательно , уравнения равновесия крыла будут выглядеть так :
Y кр @ Y го ; Y го L го = M кр ;
То есть , можно считать , что в данном случае крыло нагружено только крутящим моментом :
M кр = с m 0 q max max S кр b 0 ,
где b 0 – хорда крыла , относительно которой определяется коэффициент момента cm 0 . cm 0 определяется из продувок в аэродинамическом канале .
Пусть имеем симметричный профиль. Отклонение элеронов отсутствует. Тогда cm 0 =0 . При несимметричных профилях всегда присутствует некоторая величина cm 0 . Она присутствует также и у симметричных профилей при отклонении элеронов , так как при
этом нарушается симметрия обтекания и возникает аэродинамический момент.
Из вышеизложенного можно отметить , что крутящий момент возникает в расчетных случаях “A”,”B” и “C” и рассчитывать крыло следует на наиболее тяжелый из них .
6.5. Расчетный случай D .
Случай “D” соответствует криволинейному полету на максимальных отрицательных углах атаки с максимальным отрицательным коэффициентом подъемной силы .
|
|
|
Nn - нормальная инерционная сила ,
r 0 - радиус кривизны траектории ,YD направлена вниз , т.к a < 0 .
Задаются следующие данные :
n э D = -0.5 n э А ; f = 1.5 ;
Определим величины
Y э D = G 0 n э D ; Y расч = G 0 n э D f ;
Докажем , что
cyD = cyA /2 ;
Для этого необходимо , чтобы qD » qA
Тогда
G 0 n э A = cyA qAS кр ;
G 0 n э D /2 = cyDqDS кр ;
т.е. с yA = 2 cyD
Если qA = qD , это означает . что скорость входа и выхода из пикирования равны .
В случаях “A”, “B” , ”A¢ ” нижняя зона крыла работает на растяжение , верхняя – на сжатие . В случаях “D“ и “D¢ “ – наоборот .
Случай “D“ веден в нормы прочности для проверки прочности крыла при работе на обратные нагрузки . При a < 0 крыло деформируется вниз , при a > 0 - вверх . Таким образом , меняются зоны крыла , работающие на растяжение и сжатие .
6.6. Расчетный случай D ¢ .
Случай “D¢ ” соответствует криволинейному полету на малых отрицательных углах атаки . Он введен в нормы прочности с той же целью , что и случай “D” , то есть для проверки на действие обратных нагрузок . Причем здесь , в отличие от случая “D” , особенно важно рассмотрение комбинированного действия изгибающего и крутящего моментов .
Задаются следующие данные :
n э D ¢ = n э D = -0.5 n э А ; qD = qmax max ; f = 1.5 ;
По этим данным определяем
Y э D ¢ = G 0 n э D ¢ ; cyD ¢ = G 0 n э D ¢ / qmax max S кр ;
6.7. Связь между n э , q и cy .
На рисунке показаны наиболее характерные сочетания n э , с y и q и их связь с расчетнымислучаями .
Область 1 . Для случаев “A” и“A¢” перегрузка постоянна , cy уменьшается от cy max до с yA ¢ Скорость полета увеличивается и достигает максимально возможного значения Vmax max , соответствующего qmax max .
Область 11. Перегрузка от максимального значения уменьшается до нуля .
с y изменяется от cyA ¢ до нуля в точке С , скорость пикирования считается постоянной .
Область 111 . Перегрузка увеличивается по абсолютной величине , но имеет отрицательный знак .cy достигает максимального отрицательного значения .
Область 1V . Параметры этой области аналогичны области 1 , но с противоположным знаком .
В заключение отметим , что нормы прочности постоянно уточняются и совершенствуются на основе :
- учета новых достижений в области теории расчета нагрузок ,
- использования данных летно-экспериментальных
исследований ,
- учета рекламаций эксплуатирующих организаций
Определение внешних нагрузок , действующих
На крылья самолета
Нами будут рассмотрены прямые , стреловидные и треугольные крылья.
В общем случае крыло нагружается следующими внешними нагрузками:
- распределенными аэродинмическими в результате обтекания воздушным потоком ,
- распределенными массовыми ( от собственного веса и веса топлива ),
- массовыми нагрузками от сосредоточенных грузов , находящихся внутри крыла или на внешних подвесках .
В случаях “A”, “B”, “A¢” - a > 0 В случаях “D”,”D¢” - a < 0
7.1. Определение величин нагрузок .
Если известны G 0 , n э max и f , то можно определить расчетную подъемную силу .
Y расч = Y э кр f = G 0 n э max f - аэродинамическая нагрузка ,
G кр расч = G кр n э max f - суммарная массовая нагрузка от веса крыла и топлива ,
G гр расч = G гр n э max f – суммарная массовая нагрузка от веса сосредоточенных грузов .
P кр расч = n э max f ( Y кр - G кр - å G гр к )
Y кр = P возд cos a
При a @ 0 ® cos a » 1 , тогда
Y расч » P возд
Дата добавления: 2021-04-05; просмотров: 65; Мы поможем в написании вашей работы! |
Мы поможем в написании ваших работ!