Определяем относительный угол закручивания 1го контура. Эпюра qS - известна.
В соответствии с формулой Мора к первому контуру прикладываем единичный момент:
Тогда:
.Так как обшивка самостоятельно не работает на нормальные напряжения, эпюра
меняется скачком на каждом продольном элементе, оставаясь постоянной между элементами, то от интеграла перейдем к суммеОпределяем относительный угол закручивания сечения крыла при приложении к нему момента М = 1 ко всему контуру. Неизвестными являются q01q02, для их определения запишем два уравнения: уравнение равновесия относительно т.А (нижний пояс переднего лонжерона) и уравнение равенства относительных углов закручивания первого и второго контуров (аналог ур-я совместности деформации).
где
- удвоенные площади контуров.Для расчета относительных углов воспользуемся формулой Мора. Прикладывая к каждому контуру единичный момент
Таким образом, уравнения для расчета неизвестных
и примут видРешая которые, находим
После нахождения `М1 и`М2, определяем относительный угол закручивания первого контура, от приложения к сечению единичного момента:
Определяем величину крутящего момента в сечении крыла от действующих нагрузок. Поскольку деформирование линейно, угол закручивания прямо пропорционален величине Мкр, тогда:
кНм.Определяем расстояние от поперечной силы до центра жесткости (рис. 21).
м.Рис. 21
Исследуя коэффициенты избытка прочности, можно прийти к выводу, что конструкция прочна по всем продольным элементам в сжатой и растянутой зонах и в обшивке, так как величина
>1, причем запас прочности составляет:- для стрингерного набора 10 - 15%,
- для обшивки 3 – 10%.
На некоторых участках обшивка немного перегружена.
Пояса лонжеронов значительно недогружены.
Взлетная масса самолета mвзл=130000 кг;
Посадочная масса самолета mпос= 80000 кг;
Количество основных стоек
;Количество колес на основной стойке
;Количество амортизаторов на стойке
;Геометрические параметры:
.Подбор колёс начинаем с выбора типа пневматика. Тип выбираем с учётом условий эксплуатации и значений посадочной и взлетноё скоростей. Так как самолёт эксплуатируется на грунтовых ВПП, то используют пневматики низкого давления.
Далее определяем величину стояночной нагрузки для взлетной и посадочной массы самолёта:
кН; кН.По полученным данным из сортамента авиационных колес [2] выбираем колесо КТ-88 с характеристиками:
кН кН кН - предельная радиальная нагрузка на колесо; кН - максимально допустимая нагрузка на колесо; мм - обжатие пневматика при максимально допустимой нагрузке; кДж - работа, поглощаемая пневматиком при его обжатии на величину δмд; кПа - рабочее давление в пневматике.Так как
, то пересчитаем характеристики колеса по формулам: кПа кН ммПри этом удовлетворяются условия:
Коэффициент грузоподъемности колеса
.Для коэффициента перегрузки
принимаем значение ; .Тогда получим эксплуатационные нагрузки на колесо
кН; кН.Так как стойка содержит спаренные колёса, то более нагруженное колесо воспринимает усилие
кН <Определение параметров амортизатора
Эксплуатационная работа, поглощаемая амортизационной системой при посадке:
,где
- эксплуатационная вертикальная посадочная скорость, равная м/с.Но так как
, то принимаем м/с.Тогда
кДж.Одна стойка воспринимает эксплуатационную работу
кДж.Вычислив эксплуатационную работу, поглощенную пневматиками при посадке
кДж,найдем работу воспринимаемую амортизатором
кДж.Ход амортизатора вычисляем по формуле
м;