Самолет (стр. 4 )

Рисунок 4.4-схема нагружения фюзеляжа

4.2Проектировочный расчет фюзеляжа

4.2.1 Определение толщины обшивки фюзеляжа в расчетном сечении

Толщина обшивки δ боковин и сводов фюзеляжа в расчетном сечении определяем из соотношения

                                               (4.3)

где τр – разрушающее касательное напряжение, принимаем равным

(4.4)

Т – расчетное погонное касательное усилие в боковинах и сводах фюзеляжа, σв– предел прочности фюзеляжа обшивки.

Материал обшивкивыбираем В95Т1, высокопрочный алюминиевый сплав, закаленный и искусственно состаренный.σв= 540 Мпа[5] . Тогда τp≈200МПа.

Погонные касательные силы в боковинах фюзеляжа при действии наибольшей нагрузки на горизонтальное оперение можно определить по формуле

(4.5)

где Qpy и Mpz - значения поперечной силы и изгибающего момента в расчетном сечении фюзеляжа, γ = 0° – угол конусности фюзеляжа при виде с боку, м (Dэкв – эквивалентный диаметр круглого фюзеляжа).

Определяем минимально необходимую толщину обшивки:

Принимаем минимально необходимую толщину обшивки равной 1,3мм.

4.2.2 Подбор элемент ов продольного набора

Стрингеры, как продольные элементы каркаса фюзеляжа, участвуют в общей работе фюзеляжа на изгиб. Поэтому возникающие в них продольные усилия можно определить в результате расчета нормальных напряжений при изгибе фюзеляжа.

Так как фюзеляж самолета на большей части своей длины не имеет ярко выраженных лонжеронов, то, приняв все стрингеры одинаковыми, их сечение можно найти из соотношения:

(4.6)

Здесь МПа – временное сопротивление материала стрингера Д16Т,м – расстояние между центрами тяжести сводов, m=16 – количество стрингеров свода при высоте свода 0,25Dэкв[ 2], Fстр – площадь стрингера, bстр=0,284 м – расстояние между стрингерами[ 2], δ - толщина обшивки, = 0,9 – редукционный коэффициент.

Определяем площадь стрингера:

Теперь подбираем тип и размер профиля, исходя из формы профиля по прототипу Fстр.

Принимаем профиль типа № 7 с размерами В = 70 мм, δ = 6,0 мм, F =Fстр = 10,7 см2. [6],

Проводим проверку сжатого свода на устойчивость:

(4.6)

Здесь Е = Па – модуль упругости материала обшивки В95Т1[5], R=Rэкв=1,45 м– радиус свода фюзеляжа[2],

Условие устойчивости выполняется. Принимаем толщину обшивки в расчетном опасном сечении δ = 6 мм и профиль стрингера № 7с шагом 0,284 м по внутреннему контуру обшивки фюзеляжа.

4.2.3 Расчет на прочность шпангоута

Шпангоуты нагружаются местными аэродинамическими силами и нагрузками от совместной работы силовых элементов фюзеляжа. Все эти нагрузки передаются на шпангоут обшивкой и стрингерами.

Усиленные шпангоуты нагружаются еще и сосредоточенными силами от прикрепленных к ним других частей самолета (крыла, оперения, шасси) и грузов.

Расчетным сечением принимаем критическое сечение фюзеляжа

(). Расчетную схему шпангоуту в этом сечении представляем кольцевого типа с эквивалентным диаметром и со средним расположением крыла по высоте фюзеляжа. Расчет ведем от усилия изгибающего момента крыла по [4].

Мизг=1413962,7Н·м (получен из расчета крыла)

Н = 0,43 м – высота лонжерона крыла[2].

С достаточной для практики точностью можно приближенно считать моменты . В этом случае в точках А и В шпангоута действуют только горизонтальные нормальные усилия:

Тогда делим шпангоут на две половины, и каждую рассматриваем отдельно. При этом текущий момент в любом сечении шпангоута находится как:

(4.7)

Усилие SAв каждом сечении раскладываем на составляющие нормальное Nsи поперечноеQs усилия:

(4.8)(4.9)

Результаты расчетов по формулам (4.7 – 4.9) сводятся в таблицу 4.3, по которым строим эпюры Ms, Ns и Q - рисунок 4.7.

                                               

На участках эпюры и - скачок нормальных Ns и поперечных Qs усилий, поэтому в данных участках по две точки, значения которых определяется как:

На участке :

  На участке :

Таблица 4.3. Результаты расчетов Ms, Ns и Qs.

№	в˚	Ns[кH]	Qs [кH]	Ms[H•м]
1	0	1094,30	0,00	0,00
2	15	1057,01	283,23	54,07
3	30	947,69	547,15	212,58
4	45	773,79	773,79	464,74
5	60	547,15	947,69	793,37
6	75	283,23	1057,01	1176,06
7	90	0,00	1094,30	1586,73
8	105	-283,23	1057,01	1997,41
9	120	-547,15	947,69	2380,10
10	132	-5417	-1229	2708,72
11	158	-1316,4	-409,9	2960,89
12	165	-1057,01	283,23	-3119,40
13	180	-1094,30	0,00	-3173,47

Рисунок 4.7.А  - Расчетная схем усилий.

Рисунок 4.7.1  - Эпюра нагружения шпангоута от нормального усилия

Рисунок 4.7.2 – Эпюра нагружения шпангоута от поперечного усилия

Рисунок 4.7.3- Эпюра моментов нагружения шпангоута

       

Из построенных эпюр делаем вывод, что опасным сечением является сечение в районе крепления крыла (Msmax, Qsmax).

Для данного сечения определяем нормальные и касательные напряжения по формулам: