3.3. Вариантное проектирование ксс центроплана

Основным требованием к проектируемому самолету является обеспечение высокого уровня его эффективности при определенных затратах на разработку, высокими уровнями совершенства аэродинамики самолета, его силовой установки, авиационного и радиоэлектронного оборудования высокой надежностью, живучестью и безопасностью полетов, хорошими эксплуатационным качествами, а также высоким уровнем ремонтопригодности и технологичности конструкции. Удовлетворение всех перечисленных выше требований должно осуществляться при возможно меньшей массе конструкции. Снижение массы конструкции позволяет улучшить ЛТХ самолета и снизить его стоимость.

Весовое совершенство конструкции определяется многими факторами (выбором материала, конструктивно-силовой схемы (КСС), культурой производства, точностью расчетов на прочность и т.д.). В конструкторской части настоящего дипломного проекта рассматривается влияние на весовое совершенство конструкции выбранной для нее силовой схемы и способов передачи сил.

После выявления оптимальной КСС центроплана самолета типа АН-140, будут оценены напряжения, воспринимаемые панелями центроплана, что позволит оценить рациональность членения и расстояние между ребрами верхней и нижней панели.

Силовая схема конструкции любого агрегата (крыла, оперения, центроплана, фюзеляжа и др.) состоит из основной КСС и элементов, служащих для передачи местной нагрузки на элементы основной КСС. Основная КСС воспринимает все основные силовые факторы (поперечные и продольные силы Q и N, изгибающие и крутящие моменты М_изг и М_кр) и состоит из лонжеронов, стенок, стрингеров, обшивки, силовых панелей и т.п. Для передачи местной нагрузки используются нервюры, шпангоуты, стойки, кницы и т.п.

На долю основной КСС агрегата приходится до 50...60% от основных требований, определяющих весовое совершенство конструкции, - обеспечение достаточной прочности и жесткости конструкции при наименьшей массе – определяется степенью целесообразности ее силовой схемы.

Следуя всему выше сказанному, с целью выявления оптимальной КСС, с точки зрения весового совершенства, переходим к вариантному проектированию центроплана самолета типа АН-140.

3.3. Определение нагрузок, действующих на центроплан.

В проектировочном расчете центроплана подбирают силовые элементы поперечного сечения: лонжероны, стрингеры и обшивку. Исходными данными являются следующие параметры: внешние нагрузки в сечении – изгибающий момент и поперечная сила; величина хорды центроплана положение лонжеронов. Центроплан предполагается двухлонжеронным.

На данном этапе проектирования центроплана нам неизвестны нагрузки, действующие на конструкцию. Для решения этой задачи необходимо построить эпюры внешних нагрузок, действующие на крыло. Поперечная сила и изгибающий момент, полученные в сечении стыковки крыла с центропланом, будут являться расчетными нагрузками для центроплана. Из трех усилий М_из, Q, М_кр, действующих в поперечном сечении крыла, изгибающий момент, является основными усилием, так как масса силовых элементов воспринимающих М_из, составляет около 50% общей массы крыла.

При построении эпюр крыло рассматривается как двухопорная балка (с опорами на фюзеляж) с консолями, нагруженная распределенной аэродинамической нагрузкой q_В, массовой нагрузкой q_кр и сосредоточенными силами от двигателей Р_дв. Уравновешиваются эти силы реакциями фюзеляжа R_ф. Для решения поставленной задачи достаточно представить эпюры нагрузок для одной отъемной части крыла (другая будет симметрична). Эпюры Q и М_из строят от разности распределенных нагрузок q_в q_кр:

,

где G – вес самолета;

G_кр – вес крыла;

l – размах крыла;

- расчетная перегрузка;

- коэффициент, учитывающий неравномерность распределенной воздушной нагрузки по размаху плоского крыла. В расчетах полагают скос потока постоянным по размаху крыла (С_Усеч=С_Укр).

Или приближенно,

.

На долю крыла приходится значительная часть массы планера – от 30 до 50%, откуда

,

=0.12 – относительная по отношению к массе всего самолета масса крыла;

=4.5 – эксплуатационная перегрузка из АП;

f=1.5 – коэффициент безопасности.

кН, где кг – масса самолета типа АН-140.

в – хорда в сечении крыла;

S – площадь крыла, определяемая по формуле

.

Таким образом,

После определения составляющих, можно найти суммарную погонную нагрузку на крыло, действующую в направлении оси У в скоростной системе координат. Вычисления заносим в таблицу 1. При этом начало координат помещают обычно в корне крыла, сечения нумеруют от корня направлении конца крыла начиная с i=1. Буквой обозначают относительную координату . Так как на участке =1-0.95 эпюра q удалена от прямой линии, то в настоящем дипломном проекте вводим сечение с координатой =0.95.

При определении закона распределения поперечных сил и изгибающих моментов по длине вначале находят функции Q(z) ,M(z) от воздействия распределенной нагрузки q(z). Для этого табличным способом вычисляют интегралы:

, где - вес двигателя. Учитывая, что масса двигателя равна 480кг, получим .

Величина Q от распределенной нагрузки определяется суммированием нагрузки, расположенной по одну сторону от рассматриваемого сечения.

Изгибающий момент .

Схема счета приведена в таблице 1, в которой введены следующие обозначения:

;

;

;

;

.

Таблица 1 построена в предположении, что интегрирование осуществляется методом трапеций. Начало координат помещено в корне крыла, сечения пронумерованы от корня крыла, начиная с i=0.

После заполнения таблицы 1 строятся эпюры вычисленных поперечных сил Q и изгибающих моментов М, которые представлены на рис.3. Эпюры изгибающих моментов строятся на растянутом волокне.

Как уже было отмечено ранее, основным усилием, действующим в поперечном сечении центроплана, как и отъемных частей крыла, является изгибающий момент. Всю величину изгибающего момента, пришедшего от отъемных частей крыла, воспринимает конструкция центроплана. Учитывая, что хорда ЦЧК постоянная, эпюра изгибающего момента М_из.ц. имеет вид, представленный на рис. 3.4.

Таблица 3.1.

i
0	0	0	65,48	-	548,09	-	2817,06
1	0.1	1.2	61,45	76,16	471,93	612,01	2205,05
2	0.2	1.2	57,93	71,63	400,3	523,34	1681,71
3	0.3	1.2	53,39	66,79	333,51	440,29	1241,42
4	0.4	1.2	49,36	61,65	271,86	363,22	878,2
5	0.5	1.2	45,84	57,12	214,74	291,96	586,24
6	0.6	1.2	41,81	52,59	162,15	226,13	360,11
7	0.7	1.2	37,78	47,75	114,4	165,93	194,18
8	0.8	1.2	33,75	42,92	71,48	111,53	82,65
9	0.9	1.2	29,72	38,08	33,4	62,93	19,72
10	0.95	0.6	27,7	17,23	16,17	14,87	4,85
11	1	0.6	26,19	16,17	0	4,85	0

Рис.3.3.