Из трех усилий Q, Мизг и Мкрут, которые действуют в поперечных сечениях крыла, изгибающий момент можно назвать основным. Более 50% общей массы конструкции крыла составляют силовые элементы, обеспечивающие требуемую прочность крыла на изгиб.
В зависимости от того, между какими силовыми элементами главным образом распределяется изгибающий момент, можно выделить две предельные силовые схемы крыльев: лонжеронную и моноблочную.
Силовая схема крыла называется лонжеронной, если изгибающий момент в основном воспринимается поясами лонжеронов (рис. 14.6, а). Эта схема, распространенная в начале развития авиации, в настоящее время применяется на легких самолетах. Лонжеронное крыло имеет мощные пояса лонжеронов, сравнительно слабые стрингеры и тонкую обшивку.
Рис. 14.6. Усилия от Мизг в силовых элементах лонжеронной (а) и моноблочной (б)
силовых схем крыла
Силовая схема крыла называется моноблочной, если изгибающий момент в основном воспринимается обшивкой и стрингерами (рис. 14.6, б). Схема применяется в скоростных монопланах.
Моноблочное крыло имеет мощный стрингерный набор, толстую обшивку и сравнительно слабые пояса лонжеронов (площади поперечных сечений поясов того же порядка, что и площади сечений стрингеров).
Проведем краткий сравнительный анализ приведенных силовых схем по некоторым важнейшим свойствам.
Масса конструкции. Для моноблочных крыльев материал обшивки можно использовать более рационально, что приводит к уменьшению массы крыла. Преимущества моноблочной схемы с точки зрения уменьшения массы крыльев возрастают с увеличением массы самолета, угла стреловидности, удлинения крыла и с уменьшением относительной толщины профиля крыла.
Жесткость. Моноблочные крылья по сравнению с лонжеронными крыльями обладают большей жесткостью на изгиб и кручение.
Надежность и живучесть. В моноблочном крыле выход из строя части силовых элементов в результате усталостных разрушений или случайных повреждений не приводит к немедленному разрушению всей конструкции. В лонжеронном крыле выход из строя хотя бы одного из поясов лонжеронов, как правило, приводит к быстрому разрушению всей конструкции.
Таким образом, приведенные выше свойства моноблочных крыльев обусловливают их преимущество перед лонжеронными крыльями.
Производственная и эксплуатационная технологичность определяетпреимущества лонжеронной схемы. В лонжеронных крыльях обшивка и стрингеры мало работают на изгиб, поэтому в них можно делать вырезы (люки) в обшивке для монтажа и осмотра топливной аппаратуры, ниши для уборки шасси, монтажа и осмотра проводки управления и другие, не уменьшая значительно прочности крыла.
В моноблочных крыльях вырезы на обшивке обязательно должны закрываться более тяжелыми силовыми крышками на винтах и болтах, способных выдержать как усилия сдвига, так и осевые силы. Это затрудняет размещение грузов и оборудования внутри крыла, а также осмотр оборудования и уход за ним в процессе эксплуатации.
Кроме того, лонжеронные крылья проще моноблочных в отношении крепления отъемных частей к центроплану или фюзеляжу.
У современных самолетов удельная нагрузка р велика, аотносительная толщина профиля ` с крыльев— небольшая. Это является причиной того, что чисто лонжеронные (с обшивкой, не воспринимающей Мизг) и чисто моноблочные силовые схемы (без явно выраженных поясов лонжеронов) в настоящее время можно рассматривать как предельные конструктивные схемы.
Конструкция крыльев современных скоростных самолетов с обшивкой, которая подкреплена стрингерами, близка к моноблочной, но имеет еще и мощные пояса лонжеронов. Такую конструкцию называют кессонной.
Проведенный анализ лонжеронной и моноблочной силовых схем крыльев показывает, что каждая из них имеет свои достоинства и недостатки. Поэтому иногда одни участки конструкции крыла (например, отъемная часть) выполняются по схеме, близкой к моноблочной, а другие (например, центроплан, зона уборки шасси) — к лонжеронной.
14.4. КОНСТРУКЦИИ КРЫЛЬЕВ СОВРЕМЕННЫХ
САМОЛЕТОВ
До недавнего времени характерным примером конструкции крыльев для средних и тяжелых пассажирских самолетов являлось стреловидное крыло, состоящее из центроплана, двух средних и двух отъемных частей — консолей (рис. 14.7). Основную силовую часть крыла — кессон образуют два лонжерона, межлонжеронные панели, состоящие из обшивки, подкрепленной стрингерами, и средние части нервюр.
Сосредоточенные нагрузки передаются на кессон через усиленные нервюры. Внутренние объемы кессона герметизированы и используются как баки-отсеки для размещения топлива.
Лонжероны — балочного типа. Обшивка и стрингеры верхних панелей, рассчитываемые на сжатие, изготовлены из высокопрочного алюминиевого сплава В95. Нижние панели, работающие на растяжение, рассчитываемые на обеспечение усталостной прочности, выполнены из дюралюминия Д16.
Наиболее толстая обшивка установлена в корневой части крыла у заднего лонжерона в наиболее нагруженной зоне стреловидного крыла.
Рис. 14.7. Схема стреловидного крыла самолета Ту-134 (обшивка и стрингеры
условно сняты, нервюры показаны только усиленные)
I — центроплан, II — средняя часть крыла, III — отъемная часть крыла/
1 — бортовые нервюры, 2 — узлы навески закрылков, 3 — узлы
навески элерона, 4 — узлы крепления шасси
В стыке стреловидной части крыла с центропланом продольный набор имеет излом. Здесь изгибающий момент от стреловидной части передается на центроплан в виде изгибающего и крутящего моментов. Для передачи последнего на обшивку предназначена бортовая усиленная нервюра. Усиленные нервюры установлены также в местах крепления шасси, закрылков и элеронов.
Все нервюры (и усиленные, и типовые) балочного типа установлены перпендикулярно заднему лонжерону крыла.
В рассмотренной конструкции широко применяется- химическое фрезерование обшивки крыла и стенок лонжеронов глубиной 1,5...2,2 мм. Это дает уменьшение массы при сохранении требуемой прочности обшивки вблизи заклепочных швов, где ее толщина не уменьшается.
Носовая и хвостовая части средних и отъемных частей крыла не входят в основную силовую схему балки крыла. Они воспринимают только местные аэродинамические нагрузки.
Крепление частей крыла между собой осуществляется болтами, установленными по замкнутому контуру кессона.
В настоящее время с целью уменьшения веса конструкции крыла начали широко использоваться неразъемныекрылья. Типичным представителем подобного крыла является крыло самолета Як-42 (рис. 14.8).
Крыло самолета Як-42 - неразъемное, несъемное, стреловидное, большого удлинения. Оно состоит из центроплана и двух консолей.
Консоли выполнены с переменной относительной толщиной. Крепится крыло к 37 и 44 шпангоутам фюзеляжа по первому и второму лонжеронам с помощью фитингов из материала АК-6, титановых накладок (ВТ 2З) и титановых болтов.
Размах крыла - 34,88 м, площадь - 150 м2, угол установки - 3°, поперечное V = 0°, стреловидность по линии 1/4 хорд - 25°.
Основой конструкции крыла являются двухлонжеронные кессоны. Центроплан и два кессона между первым и вторым лонжеронами от нервюры 1 до нервюры 12 являются герметичными топливными баками.
Рис. 9.8. Схема крыла:
1 - предкрылки; 2 - вторая секция элерона; 3 - триммер; 4 - сервокомпенсатор; 5 - первая секция элерона; 6 - интерцептор; 7 - дефлектор концевой секции закрылка; 8- гаситель подъемной силы (спойлер); 9 - концевая секция закрылка; 10- дефлектор корневой секции закрылка; 11 - корневая секция закрылка
Вспомогательная конструкция включает съемный носок, хвостовую часть и законцовки.
Для изменения аэродинамических характеристик крыла на каждой консоли установлены следующие подвижные поверхности управления:
- однощелевой двухсекционный закрылок с дефлектором;
- двухсекционный элерон с сервокомпенсатором на первой секции и триммером на второй секции;
- спойлер и интерцептор;
- шестисекционный предкрылок.
В съемных носках крыла установлены трубопроводы
противообледенительнойсистемы.
На нервюрах 1 и 5 имеются узлы крепления главной ноги шасси.
На нижней панели для обслуживания и ремонта топливных баков (отсеков) выполнены съемные овальные люки-лазы.
Наряду с наиболее широко распространенным в современной авиации монопланным свободнонесущим крылом применяются также крылья с внешними (находящимися в потоке) силовыми элементами, участвующими в работе их на изгиб и кручение. Такие схемы в настоящее время бывают двух типов: биплан и подкосный моноплан. Применение их для легких нескоростных самолетов с небольшой удельной нагрузкой на крыло, имеющих неубирающееся шасси, обеспечивает уменьшение массы крыла и снижение стоимости самолета.
Бипланная коробка крыльев представляет собой пространственную ферму, нагруженную аэродинамическими и массовыми нагрузками.
Основная идея конструкции заключается в использовании большой строительной высоты бипланной коробки, характеризуемой отношением h / l. Если крылья свободнонесущих монопланов имеют h / l = с / l = 0,015...0,025, то для бипланов h / l = 0,14...0,2.
Еще одним преимуществом биплана по сравнению с монопланом является меньший размах крыльев, обеспечивающий меньшие габаритные размеры и меньший момент инерции относительно продольной оси самолета, т. е. лучшие маневренные свойства самолета.
Недостатком является большое лобовое сопротивление бипланной коробки, обусловленное взаимным влиянием верхнего и нижнего крыльев и наличием в потоке элементов фермы (стоек, расчалок) Кроме того, в эксплуатации бипланная схема требует частых проверок и регулирования положения крыльев.
Рис. 14.9. Бипланная коробка крыльев полутораплана Ан-2 (показаны только
усиленные нервюры)
I — верхнее крыло, II—нижнее крыло,
1 — поддерживающая расчалка; 2 — несущие расчалки; 3 — стойка.
Бипланная коробка самолета полутораплана Ан-2 состоит из верхнего и нижнего крыла, несущих и поддерживающих лент-расчалок и стоек, которые соединяют крылья (рис. 14.9).
Каждое крыло представляет собой плоскую горизонтальную ферму, образованную двумя лонжеронами, усиленными нервюрами и внутренними расчалками. Крепление крыльев к фюзеляжу осуществляется при помощи шарнирных стыковых узлов, не передающих моменты в вертикальной плоскости. Все расчалки имеют предварительное натяжение, исключающее провисание их при перемене направления действующей в эксплуатации нагрузки. В полете с положительными перегрузками в лонжеронах крыла, представляющих собой балку на двух опорах, действуют сравнительно небольшие изгибающие моменты. Но в узлах крепления расчалок на лонжероны передаются значительные продольные сжимающие нагрузки.
Стойки полутораплана работают на сжатие, передавая нагрузки от одного крыла на другое. При этом несущие расчалки растянуты Поддерживающие расчалки нагружаются при отрицательных перегрузках и при стоянке самолета на земле
14.5. ТИПОВЫЕ ЭЛЕМЕНТЫКОНСТРУКЦИИ КРЫЛА И
РАСЧЕТ ИХ НА ПРОЧНОСТЬ
В настоящее время наиболее совершенным методом анализа напряжённо-деформированного состояния (НДС) конструкций является метод конечных элементов (МКЭ). В случае его использования конструкция моделируется системой взаимосвязанных элементов, для которых составляются три системы уравнений: уравнения равновесия, уравнения связи перемещений узлов элементов с действующими силами и уравнения совместности деформаций. Решением этих уравнений получают параметры НДС.
При расчете на прочность авиационных конструкций, основным видом которого является расчет разрушающих нагрузок, применяется метод редукционных коэффициентов, которыйучитывает различие механических характеристик и условий работы отдельных элементов.