Оценка касательных напряжений крыла от срезывающей силы и крутящего момента.
Определение касательных напряжений от срезывающей силы.
В сечении 9 срезывающая сила равна Vср = 647 кН. Принимая инженерное допущение, что срезывающая сила воспринимается только стенками лонжеронов, будем иметь: τср = Vср/(2*Hсрк*δ) = 647*103/(2*0,53*4,6*10-3) = 133 МПа
Определение касательных напряжений от кручения Крутящий момент в сечении 9 приведён в таблице 3 и равен Mкр = 414 кН*м. Тогда поток касательных усилий определится по формуле: qкр = Mкр/(2*F) = 414/(2*bk*Hk) = 414/(2*2,47*0,53) = 158,2 кН/м
| ||||||||||||||||||||||||||||
Лист | ||||||||||||||||||||||||||||
15 | ||||||||||||||||||||||||||||
Лист | № документа | Подпись | Дата | |||||||||||||||||||||||||
Тогда напряжения от кручения будут: · В верхней обшивке τв, кр = qкр/δвкр = 158,2*103/4,6*10-3 = 34,4 МПа · В нижней обшивке τн, кр = qкр/δHоб = 158,2*103/6*10-3 = 26,4 МПа · В каждом из лонжеронов τл, кр = qкр/δл = 158,2*103/6*10-3 = 26,4 МПа Суммарные напряжения кручения в лонжеронах составят: · В переднем: τл, п = τср - τкр = 133 + 26,4 = 159,4 МПа · В заднем: τл, з = τср – τкр = 133-26,4 = 106,6 МПа При дальнейшей конкретизации конструкций лонжеронов(установке стоек) необходимо вычислять критические значения касательных напряжений и использовать эффект от перехода к диагональному полю напряжений(по Вагнеру). | ||||||||||||||||||||||||||||
Лист | ||||||||||||||||||||||||||||
КР-НГТУ-1301(07-ЛА)-6-2010 | 16 | |||||||||||||||||||||||||||
Лист | № документа | Подпись | Дата | |||||||||||||||||||||||||
5 Оценка ресурса крыла
5.1 Прогнозирование спектра нагрузок
Согласно методике расчёта ресурса при проектировании нового типа самолёта прогнозируется вероятный типовой полёт. Он включает в себя следующие режимы: руление, разбег, набор высоты, полёт по маршруту в болтанку, снижение, посадку, пробег.
Поскольку многие параметры типового полёта неизвестны, примем в качестве прототипа схемы вероятных типовых полётов самолёта Ан-10 и Ил-18.
Ввиду того, что проектируемый самолёт сравнительно далеко отстоит от прототипов по времени создания(больше полувека), увеличим длительность полёта до 3х часов.
Уровни перегрузок и их повторяемость получены на основе спектра эксплуатационных нагрузок на крыло самолёта Ан-10. Анализ эксплуатации этого самолёта показывает, что нижние панели крыла в основном испытывают усталостные повреждения при полёте в неспокойном воздухе, верхние – при рулении.
Повторяемость амплитуд нагрузок(перегрузок) при рулении, разбеге, полёте в болтанку пересчитывалась с соответствующих режимов самолёта Ан-10.
Для вычисления переменных напряжений в прикорневом(9м) сечении от различных уровней перегрузок необходимо: изгибающий момент в данном сечении, соответствующий перегрузке в 1g(расчётный момент, разделённый на 2,3*1,5) разделить на момент сопротивления кессона относительно нижней панели и умножить на значение перегрузки ∆ni, т.е. вычислить по формуле:
σанi = (M(2)* ∆ni)/WH(2)
Для того, чтобы рассчитать амплитуды переменных нагрузок, посчитаем момент сопротивления в 9м расчётном сечении по формуле:
WH(2) = I(2)/ymax(2)
Момент инерции 9го сечения относительно оси симметрии профиля рассчитаем приближённо, принимая допущение, что кессон имеет трапецевидный вид. На месте предполагаемого кессона находится силовая схема. Расчёт представим в виде таблицы 6.
Площади сечений верхнего и нижнего наборов посчитаем по формулам:
Fверх.наб = 17*fств + 2*fтв + δобв*bк = 17*5,52 + 2*9,04 + 0,46*247 = 225,5 см3
Fниж.наб = 17*fстн + 2*fтн + δобн*bк = 17*7,2 + 2*11,08 + 0,6*247 = 292,8 см3
Таблица 6. Расчёт момента инерции 9го сечения. y* = 23 см – расстояние от нейтральной оси эскизного сечения до крайней точки наборов(ввиду симметрии). Iк(9) = Iоср – F*(y*)2 = 630.000 – 518*232 = 357000 см4 WH(9) = 357000/23 = 15500 см3 Изгибающий момент сечения 9 при перегрузке 1g будет равен: M(9) = Mизг(9)/(nэ*f) = 5649/(2,3*1,5) = 1640 кН*м | ||||||||||||||||||||||||||||
Лист | ||||||||||||||||||||||||||||
КР-НГТУ-1301(07-ЛА)-6-2010 | 17 | |||||||||||||||||||||||||||
Ли | Лист | № документа | Подпись | Дата | ||||||||||||||||||||||||
В таблице 7 приведены амплитуды переменных нагрузок и их повторяемости в прикорневом сечении и действующие переменные напряжения в нижней(растянутой) панели крыла, изготовленной из материала Д16Т.
Таблица 7. Амплитуды переменных нагрузок.
σn=1 = 1640/15,5 = 106*106 = 106 МПа
©2015 arhivinfo.ru Все права принадлежат авторам размещенных материалов.
|