Расчет центра жесткости сечения крыла

 

Центр жесткости – это точка, относительно которой происходит закручивание контура поперечного сечения, либо это точка, при приложении поперечной силы в которой закручивание контура не происходит. В соответствии с этими двумя определениями существуют 2 метода расчета положения центра жесткости: метод фиктивной силы метод фиктивного момента. Так как проверочный расчет на касательные напряжения проведен, и эпюра суммарных ПКУ построена, то для расчета центра жесткости сечения используем метод фиктивного момента.

Определяем относительный угол закручивания 1^го контура. Эпюра q_S - известна.

 

 

В соответствии с формулой Мора к первому контуру прикладываем единичный момент:

 

 

Тогда: .

Так как обшивка самостоятельно не работает на нормальные напряжения, эпюра  меняется скачком на каждом продольном элементе, оставаясь постоянной между элементами, то от интеграла перейдем к сумме

 

 

Определяем относительный угол закручивания сечения крыла при приложении к нему момента М = 1 ко всему контуру. Неизвестными являются q₀₁ q₀₂, для их определения запишем два уравнения: уравнение равновесия относительно т.А (нижний пояс переднего лонжерона) и уравнение равенства относительных углов закручивания первого и второго контуров (аналог ур-я совместности деформации).

 

 

 

где  - удвоенные площади контуров.

 

 

Для расчета относительных углов воспользуемся формулой Мора. Прикладывая к каждому контуру единичный момент

 

 

Таким образом, уравнения для расчета неизвестных  и  примут вид

 

 

Решая которые, находим

 

 

После нахождения `М<sub>1</sub> и`М₂, определяем относительный угол закручивания первого контура, от приложения к сечению единичного момента:

 

 

Определяем величину крутящего момента в сечении крыла от действующих нагрузок. Поскольку деформирование линейно, угол закручивания прямо пропорционален величине М_кр, тогда:

 

кНм.

 

Определяем расстояние от поперечной силы до центра жесткости (рис. 21).

 

 м.

 

Рис. 21

Заключение о прочности крыла

 

Исследуя коэффициенты избытка прочности, можно прийти к выводу, что конструкция прочна по всем продольным элементам в сжатой и растянутой зонах и в обшивке, так как величина >1, причем запас прочности составляет:

- для стрингерного набора 10 - 15%,

- для обшивки 3 – 10%.

На некоторых участках обшивка немного перегружена.

Пояса лонжеронов значительно недогружены.

Проектировочный расчет стоек шасси

 

Исходные данные

Взлетная масса самолета m_взл=130000 кг;

Посадочная масса самолета m_пос= 80000 кг;

Количество основных стоек ;

Количество колес на основной стойке ;

Количество амортизаторов на стойке ;

Геометрические параметры: .

Подбор колес

Подбор колёс начинаем с выбора типа пневматика. Тип выбираем с учётом условий эксплуатации и значений посадочной и взлетноё скоростей. Так как самолёт эксплуатируется на грунтовых ВПП, то используют пневматики низкого давления.

Далее определяем величину стояночной нагрузки для взлетной и посадочной массы самолёта:

 

кН;

 кН.

 

По полученным данным из сортамента авиационных колес [2] выбираем колесо КТ-88 с характеристиками:

 

кН кН

кН - предельная радиальная нагрузка на колесо;

кН - максимально допустимая нагрузка на колесо;

мм - обжатие пневматика при максимально допустимой нагрузке;

кДж - работа, поглощаемая пневматиком при его обжатии на величину δ_мд;

 кПа - рабочее давление в пневматике.

 

Так как , то пересчитаем характеристики колеса по формулам:

 

кПа

кН

мм

 

При этом удовлетворяются условия:

 

 

Коэффициент грузоподъемности колеса

 

.

Для коэффициента перегрузки  принимаем значение

 

;

.

 

Тогда получим эксплуатационные нагрузки на колесо

 

кН;

 кН.

 

Так как стойка содержит спаренные колёса, то более нагруженное колесо воспринимает усилие

 

кН <