Определение распределения массовой нагрузки по размаху крыла - Расчет на прочность крыла и шасси пассажирского самолета Gulfstream G650

На самолет как в полете так и на земле действует нагрузка от массы составляющих конструкцию агрегатов. На крыло также действует массовая нагрузка от его собственного веса. В приближенных расчетах можно считать, что погонная нагрузка массовых сил крыла пропорционально хордам. Точка приложения этой нагрузки (линия центров тяжести) в сечении крыла 0.4-от носка крыла. Тогда пользуются формулой:

.

Где - текущая хорда сечения с координатой ;

- площадь крыла в плане.

Распределенная нагрузка от веса топлива в общем случае может быть представлена как:

;

Где - удельный вес топлива (для керосина );

- площадь поперечного сечения бака с координатой.

Однако такое распределение справедливо, если топливный бак заполнен полностью. При частичном заполнении следует использовать распределение топлива пропорционально хордам топливного бака. В этом случае в 1 и 2 сечениях находим так:

, ;

, ,

Где - длинна топливного бака: = 15.2 м;

- вес топлива в консоли крыла: Н;

- ширина бака у корня крыла: =1.84 м;

- ширина бака у конца крыла: = 0.7 м.

Топливо, объемом 8.25 м3 (в расчетах принимаем 50% веса топлива), расположено в кессон-баках крыла. Подобраны геометрические размеры топливного бака.

Определено расположение лонжеронов: первый лонжерон расположен на расстоянии 20% от хорды, второй - 60% от хорды крыла. Соответственно расстояние между лонжеронами определено как 45% от хорды крыла, чтобы линия действия нагрузки от веса топлива не совпадала с массовой самого крыла. Строительные высоты для переднего и заднего лонжеронов для несимметричного профиля вычеслины из каталога аэродинамических профилей для NASA 2315.

положение топливного бака в сечении

Рисунок 2.5 - Положение топливного бака в сечении.

Топливный бак рассматривается как усеченная пирамида высотой, равной длине бака. Площадь большего основания равна, площадь меньшего - . Тогда объем топлива, помещаемого в подобранном топливном баке:

Расчеты погонной нагрузки от веса топлива сведены в таблицу 2.3.

Таблица 2.3

№ сечения

Z

B(z), м

BЛ(z), м

H1, м

H2,м

SБ, м2

QYТ(z), Н/м

0

0

4.6

1.84

0.6601

0.5391

1.103

3979.09

1

0.1

4.3

1.72

0.61705

0.5039

0.964

3719.58

2

0.2

4

1.6

0.574

0.4688

0.834

3460.07

3

0.3

3.7

1.48

0.53095

0.4336

0.714

3200.57

4

0.4

3.4

1.36

0.4879

0.3985

0.603

2941.06

5

0.5

3.1

1.24

0.4449

0.3633

0.501

2681.56

6

0.6

2.8

1.12

0.4018

0.3282

0.409

2422.05

7

0.7

2.5

1.0

0.3588

0.2930

0.326

2162.55

8

0.8

2.2

0.88

0.3157

0.2578

0.252

1903.04

9

0.9

1.9

0.76

0.27265

0.2227

0.188

1643.54

10

0.95

1.75

0.7

0.2511

0.2051

0.159

0.0

11

1

1.6

0.64

0.2296

0.1875

0.0

0.0

Суммарная погонная нагрузка:

.

Расчет суммарной погонной нагрузки сведен в таблицу 2.4, по данным которой построены эпюры (рисунок 2.6).

Таблица 2.4

№ сечения

Z

QВ, Н/м

QYТ(z), Н/м

QYКр(z), Н/м

Q?(z), Н/м

0

0

36624.5

3979.09

4263.2

28832.2

1

0.1

36767.7

3719.58

3985.17

29063

2

0.2

36109.8

3460.07

3707.13

28942.5

3

0.3

34606.8

3200.57

3429.1

27977.1

4

0.4

32883.4

2941.06

3151.06

26791.3

5

0.5

30696.9

2681.56

2873.03

25142.3

6

0.6

28247.3

2422.05

2594.99

23230.3

7

0.7

25610.1

2162.55

2316.96

21130.6

8

0.8

22631.1

1903.04

2038.92

18689.1

9

0.9

18812.8

1643.54

1760.89

15408.3

10

0.95

14362.5

0.0

1621.87

12740.6

11

1

0.0

0.0

0.0

0.0
эпюры погонной нагрузки

Рисунок 2.6 - Эпюры погонной нагрузки

Похожие статьи




Определение распределения массовой нагрузки по размаху крыла - Расчет на прочность крыла и шасси пассажирского самолета Gulfstream G650

Предыдущая | Следующая