Строим  самолетэнциклопедия авиасамодельщика Soviet Ultralight and Homebuilt Aircraft Download aircraft line drawings Aircraft painting schemes www.stroimsamolet.ru   






ultralights for sale, aircraft parts



Расчет прочности основных элементов крыла


В соответствии с различными случаями нагружения определяются эксплуатационные нагрузки, то есть расчетные нагрузки, реально достигаемые в полете (Pэ). Расчетные нагрузки (Pр) вычисляются умножением эксплуатационных на коэффициент безопасности.

Pр = f Pэ

Коэффициент безопасности f принимается равным 1,5, если нет специального указания об установлении иной величины.

Для расчета на прочность устанавливаются следующие величины максимальной скорости:

Vmax пил - максимальная скорость пилотирования, достижение которой возможно в пикировании и при выполнении высшего пилотажа. Ее превышение в полете не допускается. Обычно максимальная скорость пилотирования равна:

Vmax пил = 1,2Vmax

где Vmax - максимальная скорость горизонтального полета, получаемая из аэродинамического расчета самолета.

Vmax max - максимально допустимая скорость, при достижении которой самолет не должен разрушаться.

Vmax max = 1,25Vmax

Максимальные и минимальные эксплуатационные перегрузки для самолетов различных типов не должны быть ниже определенных значений, представленных в таблице:

Эксплуатационные перегрузки Тренировочные самолеты Учебные и учебно-пилотажные самолеты Спортивно-пилотажные самолеты
nэy max 3 6 10
nэy min - 1,5 - 3 - 8


Нормальная эксплуатационная аэродинамическая нагрузка вычисляется по формуле:

Yэкр = nэy maxGвзл

где nэy max - эксплуатационная перегрузка, Gвзл - максимальный взлетный вес.

Нагрузка, вычисленная по формуле, распределяется по размаху крыла. ПРи равномерном распределении нагрузки погрешности в определении изгибающих и крутящих моментов не превышают 5%, поэтому возможно определить распределенную нагрузку по упрощенной формуле:

qкр = Yэкр / lкр

где qкр - удельная нагрузка в сечениях крыла, lкр - размах крыла.

Массовые инерционные силы крыла по отношению к аэродинамическим силам направлены в противоположную сторону и несколько разгружают крыло. Однако они сравнительно невелики и если их не учитывать, это приведет лишь к некоторому повышению запаса прочности.

Распределенные аэродинамические и массовые силы, возникающие на крыле, приводят к возникновению перерезывающей силы, изгибающего и крутящего моментов. Последний является следствием того, что равнодействующая аэродинамических сил не совпадает с продольной осью жесткости крыла и стремится закрутить крыло.

На следующей схеме представлены типовые эпюры перерезывающих сил и изгибающих моментов для наиболее часто встречающихся в практике любительского самолетостроения типов свободнонесущих и подкосных крыльев, а также формулы расчета перерезывающей силы и изгибающего момента:



При расчете можно считать, что перерезывающая сила полностью воспринимается только стенками лонжеронов, изгибающий момент - полками лонжеронов, крутящий момент - замкнутым контуром или несколькими контурами, образованными в поперечном сечении крыла жесткой обшивкой и продольными стенками.Нервюры в таких крыльях работают как балки на изгиб, воспринимая воздушные распределенные нагрузки и местные сосредоточенные силы, например от узлов навески элеронов.



Если крыло имеет два лонжерона, перерезывающую силу и изгибающий момент надо распределить между ними, считая, что на передний лонжерон приходится 60 - 65% нагрузки, а на задний - 35 - 40%.

Далее определяются усилия в полках лонжеронов по следующей формуле:

N = Mизг / H

где H - средняя высота ложерона, как представлено на следующей схеме:



Затем по формулам

Sраст = N f / раст

и

Sсж = N f / сж

определяются потребные сечения полок лонжеронов крыла.

раст и сж - нормальные напряжения возникающие в полках лонжеронов.

Толщина стенки лонжерона расчитывается по формуле:

бст = Q f / h

где

Q - перерезывающая сила, f - коэффициент безопасности, h - высота стенки лонжерона, - касательные напряжения в стенке лонжерона.

Значения нормальных и касательных напряжений для различных материалов в таблице в конце страницы.

Если используется трубчатый лонжерон, то определить потребный диаметр и толщину стенки такого лонжерона можно исходя из следующих соотношений:

(D2 бст) = 1,25Mизг / max

и

(D бст) = 0,7Q / max

где

D - диаметр трубы, бст - толщина стенки трубы.

Для определения крутящего момента крыла можно воспользоваться следующей номограммой или эмпирической формулой:



Зная значения крутящего момента, определяется поток касательных усилий в сечениях крыла по следующей формуле:

q = Mкр / 2F

где

F - площадь замкнутого контура, образованный обшивкой и стенками лонжерона, (см. рис. выше) который воспринимает крутящий момент крыла. При использовании многолонжеронного крыла, образующего несколько замкнутых контуров за F можно принять площадь наибольшего из них.

По потоку касательных напряжений определяем потребную толщину обшивки в сечении крыла по следующей формуле:

бобш = q f /

Характеристики материалов для изготовления полок лонжеронов, нервюр, шпангоутов, стоек

Материалы в_раст
кг/мм2
в сж
кг/мм2
в
кг/мм2

г/см3
Профили Д-16Т 40 40 28 2,8
Сосна 8,3 3,5 0,8 0,52
Ель 7,5 3,2 0,8 0,47
Ясень 11 4 1,2 0,71
Однонаправленный стеклопластик холодного отверждения на эпоксидном связующем 40 30 4 1,6
Однонаправленный углепластик на эпоксидном связующем 50 45 6 1,5
Трубы, сталь 30ХГСА в состоянии поставки 70 70 45 7,8


Характеристики материалов для изготовления обшивок, стенок лонжеронов, нервюр, шпангоутов, работающих на кручение и сдвиг

Материалы в
кг/мм2
в
кг/мм2

г/см3
вдоль волокон под углом 45 поперек волокон вдоль волокон под углом 45 поперек волокон
Фанера авиационная березовая 2 4 2 7,5 3 4,5 0,8
Стеклопластик холодного отверждения (стеклоткань Т-10 + эпоксидное связующее) 3 6 3 30 18 20 1,6
Листы Д-16Т 28 - - 40 - - 2,8
- удельный вес материала.

Реальные характеристики пластиков, изготовленных в любительских условиях, могут сильно отличаться от приведенных значений на 10-15% и более в ту или иную сторону.

Следует также учитывать следующие особенности:

Считается, что полки лонжеронов при работе на сжатие не теряют устойчивость. ДЛя этого они не должны иметь больших свободных, не подкрепленных стойками и стенками участков. В противном случае критические напряжения сжатия в реальной конструкции значительно снижаются. То же касается и обшивок. Для предотвращения потери устойчивости, то есть складывания и волнообразования они должны подкрепляться изнутри стрингерами и нервюрами. ПРи этом чем тоньше обшивка, тем мельче должна быть разбивающая ее "клетка" подкрепляющих элементов. На дюралевых обшивках толщиной 0,5 мм "клетка" примерно составляет 150Х300 мм, для фанерной обшивки толщиной 2 мм - примерно 200Х350 мм.



по материалам:
Кондратьев В. П. Яснопольский Л. Ф. "Самолет своими руками" М.: Патриот 1993


Владелец сайта не несет ответственность за результаты и последствия, полученные при попытках использования кем-либо данных технических и иных материалов данного сайта как руководство к действию для самостоятельного творчества.