Пассажирский самолёт BOEING 747-400 (стр. 3 из 6)


1,00	4,86	61,26	0	0	0	0	0	0	0
0,90	5,63	71,00	66,13	3,22	212,65	212,65	106,32	341,88	341,88
0,89	5,73	72,27	71,64	0,42	29,94	242,59	227,62	95,15	437,03
0,80	6,40	80,75	76,51	2,80	214,03	456,62	349,61	978,02	1415,05
0,70	7,18	90,49	85,62	3,22	275,27	731,89	594,26	1910,65	3325,70
0,70	7,18	90,49	90,49	0,00	0,03	731,92	731,91	0,24	3325,94
0,65	7,56	95,36	92,92	1,61	149,40	881,32	806,62	1296,82	4622,76
0,60	7,95	100,23	97,79	1,61	157,20	890,90	812,30	1305,71	5928,50
0,50	8,72	109,97	105,10	3,22	337,96	1228,89	1059,91	3408,14	9336,92
0,47	8,95	112,90	111,43	0,96	107,49	1336,38	1282,63	1237,25	10574,17
0,40	9,49	119,72	117,62	1,38	162,63	1598,17	1516,85	2097,30	13874,79
0,37	9,72	122,64	121,18	0,96	116,89	1715,06	1656,61	1598,00	15472,79
0,30	10,27	129,46	127,95	0,99	127,13	1851,16	1787,59	1776,13	19318,09
0,20	11,04	139,20	134,33	3,22	431,94	2283,10	2067,13	6646,85	25964,93
0,12	11,66	146,99	145,53	0,96	140,38	2651,20	2581,00	2489,68	32308,32
0,10	11,81	148,94	147,97	0,64	95,16	2658,42	2610,84	1679,03	33987,43
0	12,58	158,69	153,81	3,22	494,59	3153,01	2905,72	9343,33	43330,77

Таблица 2 – К расчёту крутящего момента.


1,00	4,86	0	83,94	0	0	0
0,90	5,63	3,22	112,76	98,35	316,24	316,24
0,89	5,73	0,42	116,82	114,79	47,98	364,22
0,80	6,40	2,80	170,24	153,31	428,88	793,11
0,70	7,18	3,22	213,80	192,02	617,38	1410,49
0,70	7,18	0,00	213,80	213,80	0,07	1410,56
0,65	7,56	1,61	237,44	225,62	362,74	1773,29
0,60	7,95	1,61	224,69	214,04	344,05	1678,71
0,50	8,72	3,22	270,50	247,60	796,16	2432,30
0,47	8,95	0,96	285,07	277,79	267,96	2687,47
0,40	9,49	1,38	320,55	309,53	427,98	3338,94
0,37	9,72	0,96	336,39	328,47	316,85	3643,00
0,30	10,27	0,99	374,85	366,23	363,88	3846,77
0,20	11,04	3,22	433,39	404,12	1299,45	5060,94
0,12	11,66	0,96	483,28	473,77	457,00	6171,32
0,10	11,81	0,64	496,18	489,73	314,94	6677,49
0	12,58	3,22	563,21	529,69	1703,23	8309,08

Эпюры поперечных сил, изгибающего и крутящего моментов представлены ниже (см. соответственно рисунки 3 и 2).

Рисунок 2 – Эпюра погонного крутящего и крутящего моментов.

Рисунок 3 – Эпюры интенсивностей нормальной расчётной нагрузки, поперечной силы и изгибающего момента.

1.4 Подбор сечений элементов силовой схемы крыла.

1.4.1 Определение геометрических параметров продольного силового набора крыла в растянутой зоне.

Определяется приведённая толщина обшивки из условия работы продольного силового набора крыла на растяжение:

, (58)

где

- коэффициент, определяющий долю нормальной силы, воспринимаемой поясами лонжеронов;

- величина нормальной силы в расчётном сечении

;

- значение разрушающего напряжения стрингера для выбранного материала Д16Т;

- расстояние между крайними лонжеронами в сечении

, перпендикулярном линии центра жёсткости крыла;

- количество лонжеронов;

- высота стенки j-ого лонжерона (в рамках проектировочного расчёта принимается равной толщине профиля крыла в расчётном сечении);

- наибольшая из высот продольных стенок.

Величина нормальной силы в расчётном сечении крыла определяется по величине изгибающего момента в том же сечении с учётом стреловидности крыла. Изгибающий момент в расчётном сечении с учётом стреловидности крыла будет найден из выражения:

. (59)

Тогда величина нормальной силы будет найдена из выражения:

, (60)

где

- средняя высота среди стенок лонжеронов, определится из выражения:

. (61)

Значение разрушающего напряжения стрингеров (при растяжении) определится из выражения:

, (62)

где

- предел прочности материала стрингера;

- коэффициенты, учитывающие ослабление сечения растянутых элементов отверстиями под заклёпки и возможную концентрацию напряжений, соответственно.

Отношение

будет найдено из выражения:

. (63)

Согласно выражению (68):

. (64)

Для растянутой зоны толщину обшивки принимают равной:

. (65)

По стандартным значениям толщины листов, принимается

Тогда потребная площадь стрингера определится из выражения:

, (66)

где

- расстояние между стрингерами.

По /1/ подбирается прессованный профиль Пр-100 № 62 со следующими геометрическими характеристиками:

Рисунок 4 – Профиль стрингера в растянутой зоне с размерами, положением главной центральной оси X-X и оси X’-X’.

В случае полёта самолёта с отрицательными углами атаки и скоростным напором, равным

(расчётный случай D’), нижняя панель крыла будет подвергаться сжатию, а значит, при определённых нагрузках, возможна её потеря устойчивости. Задача состоит в определении критических напряжений сжатой нижней панели в расчётном случае D’.