Критичні напруження, що виникають у конструкції

Номер елемента	, МПа	Номер елемента	, МПа
1	1,753946	6	1,789200
2	1,753946	7	2,056278
3	1,622857	8	2,056278
4	1,622857	9	0,260649
5	1,789200	10	0,285358

Рис. 8.3. Значення площ перерізів по довжині крила

Сумарне зусилля визначається формулою

. (8.17)

Розрахунок зусилля для інших елементів виконують аналогічно.

8.4.2. Визначення силових параметрів процесу розділення фюзеляжу під час його утилізації

Сучасні літальні апарати зазвичай будуються за принципом підкріпленого монокока. Фюзеляж літака являє собою круговий або майже круговий тонкостінний циліндр, посилений рівномірно розташованими кільцями (шпангоутами) і поздовжніми елементами жорсткості (стрингерами).

Зусилля, необхідне для розрізання зім'ятої частини фюзеляжу, як і у випадку розрізання крила, визначається формулою (8.16), у якій

, (8.18)

де – радіус фюзеляжу, м; – еквівалентна товщина обшивки фюзеляжу, м.

Сумарне зусилля, необхідне для руйнування й розрізання фюзеляжу, визначається як сума трьох складових:

, (8.19)

де – зусилля зрізу, яке визначають за формулою (8.16); – зусилля в області пружних і пластичних деформацій, що визначаються як

, (8.20)

причому зусиллю відповідає напруження 280 МПа, а зусиллю – 155 МПа.

8.5. Завдання

Розрахувати силові параметри процесу утилізації літака методом гільйотинного різання. Обґрунтувати доцільність застосування цього методу для утилізації планера літака Ан-140.

8.6. Порядок виконання роботи

1. Ознайомитись із методикою розрахунку еквівалентної товщини крила й фюзеляжу літака Ан-140.

2. Розрахувати еквівалентні товщини крила й фюзеляжу літака Ан-140.

3. Ознайомитись із методикою розрахунку енергосилових параметрів процесу утилізації літака методом гільйотинного різання.

4. Розрахувати енергосилові параметри процесу розділення крила літака на частини.

5. Результати розрахунку подати у вигляді графіка залежності зусилля, необхідного для розділення крила на частини, від довжини крила. Пояснити характер отриманої кривої.

6. Розрахувати енергосилові параметри процесу розділення фюзеляжу літака на елементи.

7. Результати розрахунку подати у вигляді графіка залежності зусилля, необхідного для розділення фюзеляжу на частини, від довжини фюзеляжу. Пояснити характер отриманої кривої.

8. Зробити загальні висновки по роботі. Обґрунтувати доцільність використання гильотинного методу для утилізації планера літака Ан-140.

8.7. Контрольні запитання

1. Назвіть переваги й недоліки методу гільйотинного різання та область його застосування.

2. У чому полягають конструктивні особливості будови крила літака?

3. У чому полягають конструктивні особливості будови фюзеляжу літака?

4. Які конструктивні параметри планера літака необхідно знати для розрахунку технологічних параметрів процесу розрізання?

5. У чому полягають особливості визначення еквівалентної товщини обшивки крила літака?

6. У чому полягають особливості визначення еквівалентної товщини обшивки фюзеляжу літака?

7. Як визначити силові параметри процесу утилізації крила?

8. Як визначити силові параметри процесу утилізації фюзеляжу?

9. Пояснити характер кривої графіка залежності зусиль розрізання крила літака від його довжини.

10. Пояснити характер кривої графіка залежності зусиль розрізання фюзеляжу літака від його довжини.

11. Які висновки по роботі Ви можете зробити?

Порядок виконання роботи:

1. Розрахувати еквівалентні товщини крила й фюзеляжу літака Ан-140.

Визначення еквівалентної товщини обшивки крила літака за формулою (8.1):

, (8.1)

1 Па = 1 Н/м² ≡ 1 Дж/м³ ≡ 1 кг/(м·с²) ;

де = 5000 Н/м² – питоме навантаження на крило при зльоті = 55 м² – площа крила – координата середньої аеродинамічної хорди від поздовжньої осі літака по розмаху крила, м – маса вантажу, розташованого на крилі, кг; = 9,8 м/с² – прискорення вільного падіння; – координата центра мас вантажу, розташованого на крилі, від поздовжньої осі літака по розмаху крила, м; = 2 – коефіцієнт розрахункового перенавантаження для неманеврених літаків; = 1650 кг – маса крила, кг – відносна товщина профілю крила, м = 2,96 м – коренева хорда крила = 1,44 м – кінцева хорда крила = 330 – руйнівне напруження пояса лонжерона з алюмінієвого сплаву Д16Т.

Знаходять добуток маси вантажу, розташованого на крилі, і координати центра мас вантажу від поздовжньої осі літака по розмаху крила:

= 2615.

Координату середньої аеродинамічної хорди від поздовжньої осі літака по розмаху крила визначають за формулою

, (8.2)

де = 24,25 м – розмах крила; – звуження крила, яке дорівнює відношенню кореневої хорди до кінцевої:

. (8.3)

Відносна товщина профілю крила визначається як відношення максимальної товщини профілю крила до кореневої хорди:

, (8.4)

де с = 0,48 – максимальна товщина профілю крила.