Методика расчета прочности оперения идентична методике расчета прочности крыла

ОСОБЕННОСТИ:

Распределение нагрузок по размаху и хорде можно принять постоянным.

Для горизонтального оперения необходимо рассмотреть случай несимметричного нагружения, что возможно при полете со скольжением. При этом к одной половине стабилизатора прикладывается 100% нагрузки, к другой - 50%. Несимметричность этой нагрузки плюс нагрузки от киля создадут крутящий момент, который следует иметь ввиду при расчете фюзеляжа на кручение.

Если на рулях и элеронах используются роговые компенсаторы, выступающие за размах крыла, киля или стабилизатора, удельная нагрузка на эти элементы обычно принимается равной уторенной нагрузке на соответствующую рулевую поверхность и распределяется равномерно по всей поверхности компенсатора.

Коэффициент безопасности для корневых частей лонжеронов, узлов навески оперения и рулей, качалок привода рулей - 3.

В соответствии с различными случаями нагружения определяются эксплуатационные нагрузки, то есть расчетные нагрузки, реально достигаемые в полете (P ^э).

Расчетные нагрузки (P ^р) вычисляются умножением эксплуатационных на коэффициент безопасности.

P ^р = f P^э\

Коэффициент безопасности f принимается равным 1,5, если нет специального указания об установлении иной величины.

Для расчета на прочность устанавливаются следующие величины максимальной скорости:

V _{max пил} - максимальная скорость пилотирования, достижение которой возможно в пикировании и при выполнении высшего пилотажа. Ее превышение в полете не допускается. Обычно максимальная скорость пилотирования равна:

V _{max пил} = 1,2 V _max

где V _max - максимальная скорость горизонтального полета, получаемая из аэродинамического расчета самолета.

V _{max max} - максимально допустимая скорость, при достижении которой самолет не должен разрушаться.

V _{max max} = 1,25 V _max

Нормальная эксплуатационная аэродинамическая нагрузка вычисляется по формуле:

Y ^э_кр = n ^э_{y max} G _взл

где n ^э_{y max} - эксплуатационная перегрузка,

G _взл - максимальный взлетный вес.

Нагрузка, вычисленная по формуле, распределяется по размаху крыла. ПРи равномерном распределении нагрузки погрешности в определении изгибающих и крутящих моментов не превышают 5%, поэтому возможно определить распределенную нагрузку по упрощенной формуле:

q = Y ^э / l

где q - удельная нагрузка в сечениях,

l - размах крыла.

удельные нагрузки на горизонтальное и вертикальное оперение можно определить по следующему графику:

Массовые инерционные силы по отношению к аэродинамическим силам направлены в противоположную сторону и несколько разгружают оперение. Однако они сравнительно невелики и если их не учитывать, это приведет лишь к некоторому повышению запаса прочности.

Распределенные аэродинамические и массовые силы, возникающие на оперении, приводят к возникновению перерезывающей силы, изгибающего и крутящего моментов. Последний является следствием того, что равнодействующая аэродинамических сил не совпадает с продольной осью жесткости и стремится закрутить оперение.

На следующей схеме представлены типовые эпюры перерезывающих сил и изгибающих моментов для наиболее часто встречающихся в практике любительского самолетостроения типов свободнонесущих и подкосных крыльев, а также формулы расчета перерезывающей силы и изгибающего момента:

При расчете можно считать, что перерезывающая сила полностью воспринимается только стенками лонжеронов, изгибающий момент - полками лонжеронов, крутящий момент - замкнутым контуром или несколькими контурами, образованными в поперечном сечении крыла жесткой обшивкой и продольными стенками.Нервюры в таких крыльях работают как балки на изгиб, воспринимая воздушные распределенные нагрузки и местные сосредоточенные силы, например от узлов навески элеронов.

Если крыло имеет два лонжерона, перерезывающую силу и изгибающий момент надо распределить между ними, считая, что на передний лонжерон приходится 60 - 65% нагрузки, а на задний - 35 - 40%.

Далее определяются усилия в полках лонжеронов по следующей формуле:

N = M _изг / H

где H - средняя высота ложерона, как представлено на следующей схеме:

Затем по формулам определяем площадь растяжения и сжатия

S _раст = N f / _раст

И

S _сж = N f / _сж

определяются потребные сечения полок лонжеронов

_расти _сж - нормальные напряжения возникающие в полках лонжеронов.

Толщина стенки лонжерона расчитывается по формуле:

б_ст = Q f / h

где Q - перерезывающая сила,

f - коэффициент безопасности,

h - высота стенки лонжерона,

- касательные напряжения в стенке лонжерона.

Значения нормальных и касательных напряжений для различных материалов в таблице в конце страницы.

Если используется трубчатый лонжерон, то определить потребный диаметр и толщину стенки такого лонжерона можно исходя из следующих соотношений:

(D ² б _ст) = 1,25 M _изг / _maxи (D б _ст) = 0,7 Q / _max

где D - диаметр трубы,

б _ст - толщина стенки трубы.

Для определения крутящего момента оперения можно воспользоваться следующей номограммой или эмпирической формулой:

Зная значения крутящего момента, определяется поток касательных усилий в сечениях крыла по следующей формуле:

q = M _кр / 2 F

где

F - площадь замкнутого контура, образованный обшивкой и стенками лонжерона, (см. рис. выше) который воспринимает крутящий момент крыла.

По потоку касательных напряжений определяем потребную толщину обшивки в сечении по следующей формуле:

б _обш = q f /