Конструктивно - силовая схема крыла

Выбор конструктивно-силовой схемы крыла определяется рядом условий, а именно:

• компоновки самого крыла - наличием в обшивке люков для обслуживания расположенных в крыле агрегатов оборудования, наличием внутри крыла баков для топлива, ниш для убирания шасси и т д.
• компоновкой фюзеляжа - наличием достаточных обьемов для центральной части крыла в фюзеляже (при однолонжеронном крыле обьемы в фюзеляже требуются минимальные)
• требования жесткости

Наиболее употребительными являются следующие конструктивно-силовые схемы свободнонесущих крыльев:

• однолонжеронная
• моноблочная или кессонная
• однолонжеронная с "внутренним подкосом"
• многолонжеронная

Однолонжеронная схема Крыло однолонжеронной схемы по существу является обычно (при применении жесткой обшивки) крылом смешанной схемы: у корня или вблизи вырезов в обшивке - однолонжеронной схемы, а на конце крыла - моноблочной. Лонжерон расположен в этой схеме вблизи максимальной толщины профиля, и его пояса воспринимают (у корня) полную величину нормальных сил от изгибающего момента. Для восприятия (совместно со стенкой лонжерона) перерезывающих сил и нормальных сил от момента, действующего в плоскости хорд крыла, устанавливаются одна или две продольные стенки.



Если стенка расположена позади лонжерона, расстояние до нее от носка крыла принимается (0,65 - 0,7)b, где b - хорда крыла, а расстояние до лонжерона составляет (0,4 - 0,5)b.

Если стенка расположена впереди лонжерона, расстояние от носка до стенки составляет 0,1b, а до лонжерона (0,45 - 0,55)b.

При двух стенках передняя располагается на 0,1b, задняя - на 0,7b, а лонжерон - на 0,4b. Стенка стыкуется с соответствующим элементом центроплана или фюзеляжа посредством одного шарнира, воспринимающего только перерезывающую силу, нормальную силу от изгиба в плоскости хорд крыла и реакции от действия крутящего момента. Если установлены две стенки, на каждой из них может быть иногда по стыковому шарниру. Так как крутящий момент крыла уравновешивается сосредоточенными в стыковых шарнирах силами, составляющими пару, то нервюра по разьему должна быть усиленной.

Однолонжеронная схема весьма целесообразна для применения в легких спортивных и других самолетах с прямыми крыльями и достаточно большой относительной толщиной профиля (больше 8%), у которых из-за ограниченности обьемов фюзеляжа трудно пропустить сквозь фюзеляж моноблок или кессон, а также во всех случаях, когда в обшивке крыла неизбежны вырезы.

Однолонжеронная схема во всех этих случаях по весу заметно легче схемы двухлонжеронной или многолонжеронной ( в случае жесткой, работающей на нормальные силы обшивки). При небольших нагрузках на крыло однолонжеронная схема значительно легче схем моноблочной и кессонной. В крыльях тонких (меньше 8%) однолонжеронной схеме следует предпочесть схему многолонжеронную или кессонную.

Моноблочная и кессонная схема Разница между моноблочным и кессонным крылом состоит в том, что в моноблочном крыле нормальные силы при изгибе воспринимаются обшивкой и подкрепляющими ее стрингерами по всему контуру поперечного сечения крыла, а в кессонном крыле нормальные силы воспринимаются обшивкой и стрингерами лишь по части контура, например носком или, как обычно, средней частью.



Остальная часть контура с более тонкой обшивкой и слабее подкрепленная стрингерами в работе на изгиб участвует значительно меньше. В одной и другой схемах лонжероны с силовыми поясами отсутствуют, а для восприятия перерезывающих сил служат стенки, скрепленные с обшивкой слабыми поясами.

Кессонная схема весьма целесообразна для получения большей жесткости крыла на кручение. При одинаковом весе крыло кессонной схемы будет обладать жесткостью на кручение, примерно на 10% большей, чем крыло однолонжеронное. Для самолетов со стреловидным крылом и большим удлинением кессонное крыло может быть применено с большей эффективностью, так как для подобных крыльев с большой нагрузкой жесткость имеет важное значение ввиду возможности возникновения на таких крыльях явления реверса элеронов. При небольших нагрузках на крыло кессонная схема уступает по весовым возможностям однолонжеронной. Однако следует принять во внимание то обстоятельство, что с ростом скорости, с увеличением нагрузки на крыло кессонная схема делается все выгоднее по весу, так как толщина обшивки и стрингеров с ростом нагрузки увеличивается и критические напряжения потери местной устойчивости делаются более высокими. Это видно на примере двух дюралюминиевых профилей разной толщины:



При толщине стенки 1 мм профиль длиной 200 мм теряет местную устойчивость при критическом напряжении 17 кгс/мм², а при толщине стенки 3 мм и той же длине профиль теряет местную устойчивость при критическом напряжении 33 кгс/мм²

Обшивка (согнутая по цилиндру с радиусом R)при увеличении толщины или уменьшения радиуса работает на устойчивость при сжатии значительно лучше.



Следует при этом иметь ввиду, что толстая обшивка при потере устойчивости может заставить стрингеры потерять устойчивость, если их стенки недостаточно толсты. Поэтому при толстой обшивке должны быть и достаточно толстые стенки стрингеров.

Очень выгодной по технологичности и достаточно удовлетворительной по весу оказывается кессонная схема для тонких крыльев (меньше 8%) при применении конструкции с прессованными и штампованными панелями.

Таким образом, можно утвержлать, что кессонная схема крыльев весьма целесообразна для больших самолетов со стреловидным крылом значительного удлинения и с большой нагрузкой на крыло и для самолетов с малыми удлинениями, малыми относительными толщинами (больше 8%) и большой нагрузкой на крыло. Для легких самолетов кессонная схема нецелесообразна, так как оеа требует значительных обьемов в фюзеляже, обьемы же фюзеляжей легких самолетов весьма ограничены и кроме того, при малых удлинениях и удельных нагрузках на крыло и больших относительных толщинах кессонная схема будет менее выгодна по весовым данным, нежели однолонжеронная схема. Следует особо отметить одно технологическое свойство кессонной схемы - она очень удобна для панелирования.

Однолонжеронная схема в внутренним подкосом. Эта схема применима для стреловидных крыльев с углом стреловидности не менее 35 градусов. Внутренний подкос - опора лонжерона в виде конца защемленной балки, идущей обычно перпендикулярно оси самолета на расстоянии 0,3 - 0,5 (в зависимости от величины угла стреловидности и сужения крыла) полуразмаха от оси симметрии самолета.



Внутренний подкос работает аналогично лонжерону подкосного крыла как консолная балка.

лонжерон, расположенный на (0,3 - 0,4)b, дляувеличения базы воспринимающей реакцию от крутящего момента (между точками 4 и 5) на месте соединения с поперечной балкой имеет перелом, так что в бортовом сечении конец лонжерона отстоит от носка крыла на (0,08 - 0,1)b. В точке 5 лонжерон крепится к фюзеляжу одним шарниром, воспринимающим только перерезывающую силу, реакцию от крутящего момента и нормальную реакцию от изгибающего момента, действующего в плоскости хорд.

Поперечная поддерживающая лонжерон балка в бортовом сечении отстоит от носка крыла примерно на 0,65b.

Схема однолонжеронного крыла с внутренним подкосом выгоднее в конструктивном отношении, чем обычная однолонжеронная схема по следующим причинам:

• опорная балка у корня (между точками 4 и 5) благодаря перелому лонжерона в крыле с внутренним подкосом при расположении лонжерона на 0,4b может быть больше, чем в крыле однолонжеронном
• стыковые узлы в крыле с внутренним подкосом в точках 4 и 5 конструктивно проще и легче, чем узлы однолонжеронного крыла.
  
  
  
  Действительно, в стыковом узле лонжерона обычного однолонжеронного крыла силы, действующие на пояса и реакции, возникающие на опорах, расположены по отношению друг к другу под острым углом. Это обстоятельство вызывает необходимость соединения этого узла с усиленной нервюрой 3 в месте разьема. В результате получается трудный в конструктивном оформлении и тяжелый узел 4
• в крыле с внутренним подкосом центр давления полукрыла располагается очень близко от нормали к оси самолета, проведенной из главной опоры полукрыла узла 4 на плече h1. В однолонжеронном крыле центр давления полукрыла расположен на большем плече h2. Вследствие этого опорная реакция на узле 5 первой схемы будет значительно меньше, чем на узле 4 второй схемы и поэтому корневая нервюра 1 крыла с подкосом будет нагружена меньше, чем корневая нервюра 1 однолонжеронного крыла, так как изгибающий момент, действующий на нервюру в первом случае равен:
  
  
  
  а во втором случае
  
  
  
  причем h1 меньше h2.
  
  Однако схема с внутренним подкосом технологически менее выгодна, чем кессонная, так как она не так удобна для панелирования.

Расположения нервюр на стреловидных крыльях. В стреловидных крыльях нервюры могут быть расположены двумя способами:

• параллельно оси симметрии самолета или по потоку
• перпендикулярно передней кромке или к оси лонжерона

Расположение нервюр в первом случае имеет некоторые недостатки, например нервюры в стреловидных крыльях имеют большую длину, чем во втором случае, поэтому их сложнее изготовить. Если крылья кессонные, то есть нервюры подходят к лонжеронам или к стенкам под очень острыми углами, что создает конструктивную и технологическую сложность.



Раскрой обшивки при этом расположении получается невыгодным (в виде параллелограммов), дающим большие отходы. Вместе с тем есть некоторые основания предполагать, что жесткость при изгибе у крыльев с расположением нервюр "по потоку" несколько выше, чем при изгибе у крыльев с нервюрами, расположенными перпендикулярно к лонжерону. При расположении нервюр по потоку в любой силовой схеме - однолонжеронной с внутренним подкосом, однолонжеронной или кессонной усиленной будет только одна нервюра - бортовая. Эта нервюра будет нагружена во-первых силами от крутящего момента, действующего в сечении по бортовой нервюре, и во-вторых силами, направленными в плоскости нервюры, получающимися вследствие разложения сил, действующих в направлении поясов лонжеронов и стрингеров (при кессонной схеме) в месте перелома лонжерона и стрингеров. Если нервюры расположены перпендикулярно к лонжерону, то приходится делать несколько усиленных нервюр. В схеме с внутренним подкосом (вариант б рис выше) установлены усиленные нервюры 2 и 3, а для восприятия сил, получающихмся вследствие перелома стрингеров предназначена усиленная нервюра 1.

Многолонжеронная схема Многолонжеронная схема для прямых и стреловидных крыльев современных самолетов не используется. С конструктивной точки зрения многолонжеронная схема представляется целесообразной для треугольных крыльев малого удлинения.



Переднюю стенку следует крепить к фюзеляжу шарнирно, а лонжероны - с защемлением. Нервюры в такой схеме выгодно располагать параллельно потоку, носки нервюр - перпендикулярно передней стенке.

по материалам:
А.А. Бадягин С.М. Егер "Проектирование самолетов"