ООО «Научно-инженерная компания» (ООО НИК)

Основыавиационной прочности

Курс лекций

Жуковский2014 г.

ОГЛАВЛЕНИЕ

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАНОЙ ЛИТЕРАТУРЫ:............................................3

Тема 1..............................................................................................................4

Прочность. Место прочности в процессе создания самолета.................4

Этапы жизненного цикла самолета............................................................4

Этапы проектирования самолета...............................................................5

Нормы прочности.........................................................................................6

Нагрузки. Классификация............................................................................8

Понятие перегрузки.....................................................................................9

Расчетные случаи......................................................................................10

Расчетные и эксплуатационные нагрузки................................................12

Запас прочности/устойчивости. Особенности расчетов по эксплуатационным и расчетным нагрузкам.............................................15

Испытания опытных и натурных образцов..............................................17

Видеофильмы............................................................................................19

Тема 2............................................................................................................20

Крыло. Расчетные схемы, особенности расчета и нагружения........20

Работа крыла под нагрузкой. Последовательность передачи действующих на крыло нагрузок поэлементно........................................22

Конструкция обшивки и её несущая способность...................................23

Разрушающие напряжения обшивки.....................................................24

Стрингеры...................................................................................................28

Разрушающие напряжения стрингера...................................................29

Монолитные панели...................................................................................31

Лонжероны.................................................................................................32

Нервюры.....................................................................................................35

Конструктивно-силовые схемы крыльев..............................................36

Данный документ является частью курса лекций по основам авиационной прочности, предлагаемого к изучению студентам технических ВУЗов неавиационных специальностей.

В документе в сжатой форме представлены основные моменты по двум темам:

Тема 1Прочность. Место прочности в процессе создания самолета. Этапы жизненного цикла самолета. Этапы проектирования самолета.Нормы прочности. Нагрузки. Классификация. Расчетные случаи. Расчетные и эксплуатационные нагрузки. Запас прочности/устойчивости. Особенности расчетов по эксплуатационным и расчетным нагрузкам. Расчетное и экспериментальное обоснование прочности.Испытания опытных и натурных образцов. Видеофильмы

Тема 2Крыло. Расчетные схемы, особенности расчета и нагружения.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАНОЙ ЛИТЕРАТУРЫ:В. Н. Зайцев, В.Л. Рудаков. «Конструкция и прочность самолетов»Издание второе, переработанное и дополненное.Под общ. ред. проф. В.Н. Зайцева Киев, «ВИЩА ШКОЛА» 1978 г.

Г.И. Житомирский. «Конструкция самолетов»2-е издание, переработанное и дополненноеМосква, МАШИНОСТРОЕНИЕ, 1995

С.М. Егер, А.М. Матвиенко, И.А. Шаталов «Основы авиационной техники» УчебникИздание второе, переработанное и дополненное

Москва, Издательство МАИ 1999 г.

Документ предполагается к использованию совместно с презентацией Power Point и видеофайлами.

Тема 1

Прочность. Место прочности в процессе создания самолета.

Под прочностью конструкции ЛА в целом и отдельных его агрегатов понимают их способность выдерживать действующие нагрузки без остаточных деформация и разрушения, а под жесткостью – способность в заданных пределах изменять под нагрузкой исходную геометрическую форму.

Перед проектировщиками ЛА стоит задача создать, безусловно, прочную и, достаточно жесткую конструкцию, с минимально возможной массой, поскольку ни в одном сооружении или машине масса конструкции не играет такой большой роли, как в ЛА, где она существенным образом влияет на его ЛТХ и эффективность. В связи с этим комплекс задач, которые приходится решать для обеспечения прочности ЛА, и, соответственно, методы их решения резко отличаются от обеспечения прочности других машин.

Для обеспечения заданных в ТЗ на проектирование надежности и ресурса ЛА наука о прочности ЛА разрабатывает теоретические и экспериментальные методы решения следующих основных задач:- определение нагрузок, действующих на ЛА во всех условиях его эксплуатации; обоснование требований к прочности и жесткости конструкции ЛА создание норм летной годности, которым должен отвечать каждый вновь разрабатываемый ЛА;- определение напряженного и деформированного состояния и оценка реальной прочности и жесткости элементов конструкции и ЛА в целом под действием нагрузок.

Этапы жизненного цикла самолета. Жизненный цикл летательного аппарата — совокупность взаимосвязанных во времени процессов последовательного изменения состояния ЛА, начиная с исследования и обоснования создания ЛА до снятия его с эксплуатации.

Разработка концепции (техзадания)Проектирование самолетаИспытания самолета (наземные, летные, сертификационные)Эксплуатация самолетаВывод самолета из эксплуатации

Этапы проектирования самолета.1. Эскизный проект. Этот этап включает изучение и обработку

статистики, изучение динамики развития самолетов, изыскания, выбор схемы и основных параметров самолета, весовой расчет, разработку схемы членения и общих видов основных агрегатов, выбор основных материалов, основного самолетного оборудования, аэродинамический расчет и расчет устойчивости. ИТОГ: составление общего вида в трех проекциях (3D модель) и компоновки. На этом этапе проводят сравнительные продувки моделей различных вариантов расчетных схем

2. Предварительный проект. Этот этап начинается после утверждения заказчиком эскизного проекта и состоит их уточнения компоновки, проведения различных экспериментов по выбору наивыгоднейших аэродинамических форм, материалов, конструктивных схем и т.п. Разрабатываются чертежи агрегатов, устанавливаются размеры основных деталей на основе расчетов прочности, проводятся аэродинамический расчет, расчет устойчивости на основе продувок моделей, расчет вибропрочности и т.п. Уточняется перечень оборудования разрабатываются мероприятия по обеспечению взаимозаменяемости агрегатов самолета, технологичности изготовления и сборки конструкции. Этап заканчивается постройкой макета самолета в натуральную величину (сейчас – подробная 3D модель).

3. Исполнительный (рабочий проект). На этом этапе, на основе данных предварительного проекта, уточняются компоновочные данные, уточняются все расчеты, производится конструктивная и технологическая разработка всех узлов и деталей самолета и проверка прочности их при помощи расчетов (при необходимости испытаний). Производится весовой контроль, т.е. сопоставление веса деталей, подсчитанного по моделям с проектным весом, а также сопоставление проектного веса с фактическим (прослезившись начинаются торги с заказчиками). Параллельно производится постройка опытных экземпляров: для статических и усталостных испытаний, для летных испытаний.

4. Статические испытания. Проводятся как самолета в целом, так и отдельных его частей. Агрегаты подверженные динамическим нагрузкам (шасси, моторамы) подвергаются динамическим испытаниям.

5. Летные испытания.

Нормы прочности. Главной задачей авиационного конструктора  является создание самолета минимальной массы, но вместе с тем самолет должен обладать необходимой прочностью, жесткостью и долговечностью. Требования к конструкции самолета по этим параметрам изложены в специальных документах, о которых пойдет речь ниже. Для гражданских самолетов в СССР были последовательно разработаны несколько редакций Норм летной годности гражданских самолетов (НЛГС), которые являлись государственным стандартом, соответствующим требованиям ИКАО - международная организация по гражданской авиации, и устанавливали предельный минимум свойств и характеристик, которыми должен обладать каждый вновь проектируемый самолет с точки зрения обеспечения безопасности и надежности полетов. Затем эти Нормы трансформировались в Единые нормы летной годности гражданских самолетов (ЕНЛГС), обязательные к выполнению в странах социалистического содружества. В настоящее время объединяющий государства бывшего СССР МАК (Межгосударственный Авиационный Комитет), основной задачей которого является обеспечение безопасности полетов самолетов гражданской авиации, разработал обязательные к выполнению Авиационные правила (АП), которые, с одной стороны, являются логическим развитием НЛГС и ЕНЛГС, а с другой стороны, приведены в соответствие с аналогичными правилами в других странах мира, например с государственными требованиями США к гражданским самолетам FAR (Federal Aviation Regulations).

АП-23 (FAR-23) «Нормы летной годности для авиации общего назначения». Сюда относятся самолеты со взлетным весом до 8,6 т и пассажировместимостью не более 19 чел.

АП-25 (FAR-25) «Нормы летной годности для самолетов транспортной категории». Сюда относятся самолеты со взлетным весом более 8,6 т и пассажировместимостью более 19 чел.

      

Нормы прочности являются частью этих правил (Разделы C и D) и регламентируют характер и значения нагрузок, которые должны быть учтены при расчетах самолета на прочность, а также методику проведения прочностных испытаний самолета.

Нормами прочности самолетов называют свод основных обязательных требований к прочности и долговечности конструкции, которые должны соблюдаться при расчете и испытаниях на прочность.

Нормы прочности регулярно пересматриваются и обновляются. Учитывая различия в технических требованиях и условиях эксплуатации, нормы прочности разных стран имеют отличия. Существуют нормы прочности вертолетов, планеров спортивных самолетов и других летательных аппаратов.

Нагрузки. Классификация. В процессе эксплуатации самолет, его агрегаты и отдельные части подвергаются воздействию разнообразных нагрузок. При этом для одних агрегатов и частей самолета наиболее опасными могут оказаться силы, действующие в полете, для других – при взлёте и посадке. Нагрузки, действующие на самолет различаются:- по характеру воздействия (статические – не изменяющиеся в течении длительного периода времени и динамические – быстро изменяющиеся)- по распределению (сосредоточенные, распределённые по длине, поверхности и объему конструкции)- по величине и направлению

Удобно все силы, действующие на самолет, разделить на две категории: силы, связанные с массой самолета и его частей, - массовые (инерционные) силы и силы, не связанные с массой, получившие название поверхностных.

Массовые силы - это сила тяжести и инерционные силы, определяемые нормальными и тангенциальными ускорениями. Поверхностные силы – аэродинамические силы, силы тяги

В полёте на самолет действуют 4 основные силы:- Сила тяги двигателя (P)- Подъемная сила (Y)- Сила лобового сопротивления (Q)- Сила тяжести (G)

Некоторые из них иногда могут отсутствовать, например сила тяги при планирующем полете или аэродинамические силы при полете вне атмосферы.

В общем случае силы, действующие на самолет не находятся в равновесии. Однако, если к движущемуся с ускорением телу приложить силы инерции, то согласно принципу Д’Аламбера можно считать, что такое тело находится в равновесии.

Понятие перегрузки

Коэффициентом перегрузки или просто перегрузкой называют отношение равнодействующей поверхностных сил к силе тяжести:

n = Rп/G

Перегрузка показывает, во сколько раз равнодействующая поверхностных сил больше или меньше силы тяжести самолета. Перегрузка – величина векторная. Её направление совпадает с направлением равнодействующей поверхностных сил. На практике пользуются не полной перегрузкой, а её проекциями на оси поточной или связанной системы координат.

Зная перегрузку и вес, можно определить силы, действующие на самолет. Например, если пренебречь составляющей силы тяги на ось Y, то подъемная сила будет равна:

Y = ny*G

Максимальная эксплуатационная перегрузка Ny зависит от типа проектируемого летательного аппарата. Различают несколько групп самолетов, разделенных по величине максимальной эксплуатационной перегрузки:

1. Неманевренные самолеты. Это самолеты с максимальной Ny не более 2.5 ед.Это все пассажирские и транспортные самолеты.

2. Ограниченно маневренные самолеты с максимальной эксплуатационной Ny лежащей в интервале от 2.5 до 6 единиц. Сюда относятся фронтовые бомбардировщики, штурмовики, тяжелые перехватчики (Су-24, Су-25, МиГ-25, МиГ-31)

3. Маневренные самолеты. Самолеты с максимальной эксплуатационной перегрузкой от 6 до 9 единиц. Это - все современные истребители.

4. Спортивно-пилотажные самолеты. Этот те экстремальные самолеты, которые могут выходить на перегрузки до Ny=+12 единиц - Су-29, Су-31, Як-55

Расчетные случаи. В нормах прочности рассмотрен ряд случаев нагружения самолета, вероятных в эксплуатации и наиболее опасных для прочности его частей.  Случаи нагружения (расчетные случаи) устанавливаются для самолета в целом и его основных агрегатов (крыло, оперение, фюзеляж, шасси, управление и т. д.), исходя из всех возможных эксплуатационных ситуаций. Каждый расчетный случай может иметь и буквенное обозначение. Так, регламентируется нагрузка на крыло при выходе из пикирования и при полете в болтанку с большой скоростью (случай А); нагрузка на шасси при посадке с передним ударом в основные стойки шасси (случай Gш); нагрузка на фюзеляж при вынужденной посадке самолета на воду (случай Мф) и т. д.

Эти случаи выбраны на основании летных испытаний, лабораторных и теоретических исследований, а также материалов обобщающих опыт эксплуатации. Определение нагрузок в различных случаях производится с учетом назначения самолета, его полетного веса, максимальной скорости полета и других факторов. Во всех случаях нагружения нормы прочности указывают способы определения нагрузок на самолет и его части, а так же направление и распределение.

Случай А - полет самолета при максимальной эксплуатационной перегрузке на углах атаки соответствующих максимальному коэффициенту подъемной силы (близких к критическому углу атаки для самолета). Скоростной напор при этом не будет максимальным, а будет зависить от описаного в таблице соотношения. Этот расчетный случай возможен при энергичном вводе самолета в вертикальный маневр, действие на самолет вертикального порыва воздуха.

Случай А-штрих - криволинейный полет самолета при предельном скоростном напоре и максимальной эксплуатационной перегрузке. Подъемная сила одинакова в двух этих случаях, она равна весу самолета умноженному на ny. Другое дело, что в расчетном случае А перегрузка реализуется за счет максимального угла атаки, путем быстрого выхода самолета на него и интенсивным торможением, а в случае А-штрих перегрузка реализуется на малых углах атаки при максимальном скоростном напоре. Реализация расчетного случая А-штрих возможна, например, при выводе самолета из пикирования. Коэффициент безопасности равен тоже 1.5.

Основная разница - в распределении подъемной силы по размаху и хорде крыла. В случае А распределение будет таким, каким я его нарисовал на заглавной картинке - плавно увеличивающимся от законцовок к фюзеляжу. В случае А-штрих, который характеризуется меньшими углами атаки на диаграмме распределения подъемной силы будут наблюдаться провалы в местах крепления двигателей, внешних подвесок и фюзеляжа. Эти элементы не столь совершенны аэродинамически как профиль крыла, а потому вклад в формирование подъемной силы заметен только на больших углах атаки, коих не наблюдается в случае А-штрих.

Расчетный случай В - полет при перегрузке, примерно в половину от максимальной эксплуатационной, но с отклоненными элеронами. На максимальном скоростном напоре. Это комбинация совместного действия на крыло изгибающего и крутящих моментов умереной величины. f=2

Расчетный случай С - полет на углах атаки соответсвущих нулевой подъемной силе с отклоенными элеронами. Случай характеризуется практически нулевыми изгибающими моментами и максимальным крутящим. Пример - восходящая или нисходящая вертикальная бочка. f=2

Помимо полетных случаев есть еще и различные варианты расчетных случаев при посадке - посадки на основные опоры, посадки на переднюю опору, посадки с боковой перегрузкой, посадки на воду, посадки с убраным шасси. Помимо всего прочего есть уж совсем специальные расчетные случаи. К примеру при расчете нервюр на передней кромке 787 есть такой сучай - заклинивание привода выпуска предкрылка. А привод предкрылка - это такой вал, который идет через переднюю кромку и выпускает секции предкрылка посредством зубчатой передачи. Так вот в этом расчетном случае предполагается, что этот вал заклинивает и весь крутящий момент дожен быть уравновешен узлами крепления двигателя, который и вращает вал. То есть болты должны выдержать перерезывающую силу, да и нервюра сама, будучи довольно ажурной не должна потечь или сломаться. Но это - уже дебри.

Расчетные и эксплуатационные нагрузки. Для каждого случая нагружения нормами прочности задается эксплуатационная перегрузка nэ или эксплуатационная нагрузка Pэ. Эксплуатационной перегрузкой nэ - называют наибольшую вероятную в нормальной эксплуатации перегрузку.

Иногда нормы прочности задают значение эксплуатационной нагрузки на части конструкции самолета Pэ – предельно возможная в процессе нормальной эксплуатации нагрузка. Полная перегрузка в центре тяжести летательного аппарата есть отношение равнодействующей поверхностных сил к его весу:

n = R/G

Полная перегрузка – величина векторная, она представляет собой отношение вектора R к модулю веса G. Вектор n направлен так же, как и вектор R. Часто рассматривают не полную перегрузку, а ее составляющую в направлении какой либо оси. Перегрузкой в направлении оси называют проекцию полной перегрузки n на направление этой оси. Если известны перегрузки в трех взаимноперпендикулярных координатных осей nx, ny, nz, то полная перегрузка может быть определена как вектор n, имеющий проекцииnx, ny, nz. Абсолютное значение n находится по формуле:

n = √ (nx2 +ny

2+nz2)

Соответственно случаям нагружения определяется расчетная разрушающая перегрузка или расчетная разрушающая нагрузка на части конструкции самолета. До достижения величин np и Pp конструкция не должна разрушаться. Значения np и Pp связаны с nэ и Pэ зависимостями:

nр = f·nэ,

Рр = f·Pэ,

где f - коэффициент безопасности.

Таким образом, коэффициент безопасности показывает, во сколько раз расчетная нагрузка больше эксплуатационной. Основное назначение этого коэффициента состоит в том, чтобы обеспечить достаточную прочность и отсутствие остаточных деформаций конструкции в процессе эксплуатации. Что же включает в себя коэффициент безопасности?Учитывает отношение σв/σт, где σт – предел текучести материала, здесь же заложен разброс механических характеристик материалов, неточности в определении нагрузок, коэффициент незнания. Рассмотрим подробно требования прочности и жесткости, которым должно удовлетворять состояние конструкции при действии Рэ и Рр:

1. При действии Рэ: Максимальные напряжения не должны вызывать остаточные деформации εр ≥ 0.2 %. Не должно быть потери устойчивости силовых элементов конструкции и таких деформаций конструкции, которые приводят к искажению аэродинамических форм или нарушают функцию управления летательным аппаратом.

2. До достижения Рр не должно происходить окончательного разрушения частей конструкции. Конструкция считается выдержавшей Рр, если она выдерживает в течение 3 секунд расчетную нагрузку. Для основных случаев нагружения коэффициент f задается в пределах от 1,5 до 2,0 в зависимости от того, насколько часто случай встречается в эксплуатации и для прочности каких частей является решающим. Предусматривается увеличение f путем введения дополнительного коэфффициента безопасности fдоп для особо ответственных деталей, для конструктивных элементов, характеристики прочности которых имеют значительный разброс и в некоторых случаях в целях повышения жесткости частей конструкции.

Запас прочности/устойчивости. Особенности расчетов по эксплуатационным и расчетным нагрузкам. Для элементов работающих на растяжение и не имеющих ослабление отверстиями

= σв/σд,

где σв – предел прочности материала на растяжение,σд - действующее напряжение в элементе конструкции.

Для элементов работающих на растяжение и имеющих ослабление отверстиями

= k·σв/σд,где σв – предел прочности материала на растяжение,

σд - действующее напряжение в элементе конструкции,k = 0.9 – коэффициент учитывающий влияние отверстий на

площадь и концентрацию напряжений.

Для элементов работающих на сжатие

= σкр/σд,

где σкр – критическое напряжение потери устойчивости элемента конструкции,

σд - действующее напряжение в элементе конструкции.

Потеря устойчивости отдельных элементов не есть исчерпание несущей способности агрегата конструкции.

В американских методиках из коэффициентов, полученных по вышеприведенным формулам, вычитают 1. Таким образом, грамотно спроектированная конструкция имеет запас прочности 0.0. Избытки имеют положительные значения, а недостатки – отрицательные, что является более логичным, по сравнению с определением коэффициента запаса прочности в российской авиационной промышленности.

В общем машиностроении расчет проводится на эксплуатационные нагрузки Pэ по допускаемым напряжениям [σ]. Допускаемые напряжения определяются:

Для пластичных материалов:

[σ] = σт/n,

где σт – предел текучести материала, n – коэффициент запаса прочности.4

При прочностном расчете деталей, изготовленных из пластических материалов, предполагается, что деформации деталей при статической нагрузке остаются упругими.

Для хрупких материалов:

[σ] = σв/n,

где σв – предел прочности материала, n – коэффициент запаса прочности.

Общий коэффициент запаса прочности представляется в виде произведения трех факторных коэффициентов запаса прочности, а именно:

n = k1k2k3.

Коэффициент k1 учитывает точность определения действующих на деталь усилий, напряжений, а так же точность расчетных схем. Коэффициент k2 учитывает неоднородность материала и его чувствительность к нарушениям процесса термической и механической обработки, отклонений механических свойств от нормальных. Коэффициент k2 при определении допускаемых напряжений для пластических материалов назначается в зависимости от степени пластичности материала, оцениваемой отношением σт/σв, где σв – предел прочности материала при растяжении. Величина k2 зависит от абсолютных размеров, при увеличении абсолютных размеров механические свойства снижаются, поэтому для расчета необходимо вводить поправочный коэффициент εs. Коэффициентом k3 предусматривается повышение запаса прочности для обеспечения более длительного срока использования особо ответственных деталей и для повышения ее надежности в условиях эксплуатации

Испытания опытных и натурных образцов.

Хотя современные методы расчета достаточно надежны, тем не менее применение принципиально новых силовых схем, не проверенных на практике, трудность учета в расчетах таких факторов, как неточное соблюдение технологии и допусков на изготовление деталей и узлов, делают статические испытания основным средством проверки прочности и рациональности конструкции. При статических испытаниях проводят следующее:

1) Определяют фактическую разрушающую нагрузку и устанавливается её соответствие расчетной нагрузке. Рациональная конструкция разрушается при нагрузке равной расчетной. Если разрушающая нагрузка меньше расчетной – конструкцию необходимо усиливать, если разрушающая нагрузка больше расчетной – конструкция перетяжелена.

2) Проверяют отсутствие в конструкции видимых остаточных деформация при эксплуатационной нагрузке, равной ~0.67 разрушающей.

3) Определяют деформацию конструкции – прогибы и углы крутки.4) Изучают распределение усилий в отдельных элементах

конструкцииюСтатическим испытаниям подвергают как отдельные агрегаты, так и конструкцию самолета в целом.

Испытания на повторные нагрузки (Усталостные испытания)Современные теоретические методы определения усталостной прочности весьма несовершенны. Поэтому во всех случаях, когда возможны усталостные разрушения, требуется испытывать конструкции на повторные нагрузки. Испытаниям подвергают как отдельные элементы конструкции, так и самолет в целом. Цель этих испытаний – выявить наиболее слабые элементы для усиления. Во время натурных усталостных испытаний наряду с выявлением слабых мест в конструкции исследуют так же её живучесть, проверяют и уточняют намеченный при разработке срок службы. Материалы испытаний используют для выявления участков, подлежащих наиболее тщательному контролю и для определения потребного интервала между контрольными осмотрами конструкции.

Динамические испытания проводят для проверки прочности конструкции на динамические нагрузки, например копровые испытания шасси, испытания частей планера – крыла, оперения и фюзеляжа. Сюда относяится также испытания с целью испытаний частот и форм собственных колебаний частей конструкции, что необходимо для расчета на вибрацию

Летные испытанияПри летных испытаниях определяют фактические величины нагрузок и деформаций самолета, закон распределения внешних сил, специальными исследованиями выявляют склонность конструкции к опасным вибрациям. Испытания на вибрацию обычно носят контрольный характер, т.е. либо выясняют скорость начала вибраций, либо проверяют, чтобы во всём диапазоне скоростей не наступали опасные вибрации.

Видеофильмы

Boeing 747-8F goes on roller coaster flightlanding gear hammered in touchdown turbulenceBoeing 777 Flight Test787 Dreamliner Stall testFlutter at a GlanceBoeing 787 conducts fatigue testingCSeries Ground Vibration Test (GVT)McDonnell Douglas MD-11 Promo Film – 1991Boeing 777 Wing Test✈ Boeing 777 Wing Flex Inflight TurbulenceBCA_2013_Year_End_Highlights_Video

Выше приведены названия роликов, которые были получены путем скачивания их из YouTube.

Тема 2

Крыло. Расчетные схемы, особенности расчета и нагружения.

Крыло – несущая поверхность самолета, предназначенная для создания аэродинамической подъемной силы, необходимой для обеспечения полета и маневров самолета, на всех режимах предусмотренных ТТТ. Крыло обеспечивает поперечную устойчивость и управляемость самолета и может быть использовано для крепления шасси, двигателей, размещения топлива, вооружения и т.п.

Крыло представляет собой тонкостенную подкреплённую оболочку и состоит из каркаса и обшивки. Каркас состоит из: лонжеронов, стенок и стрингеров – продольный набор и нервюр – поперечный набор.

В полёте на крыло действуют распределённые аэродинамические силы, приложенные непосредственно к обшивке в виде сил разрежения и давления, массовые силы конструкции крыла, распределённые по всему его объёму и сосредоточенные массовые силы от агрегатов и грузов, приложенные в узлах их крепления к крылу.

Под действием указанных нагрузок крыло не находится в равновесии, так как создаваемые им аэродинамические силы уравновешивают не только массовые силы крыла, но и массовые нагрузки всего самолета. Поэтому в узлах крепления крыла к фюзеляжу возникают реакции

Понятие Центра Жесткости, центра тяжести и центра давления профиля крыла.В любом сечении крыла можно найти точку, характеризующуюся тем, что сила, приложенная к крылу будет вызывать только изгиб крыла без его закручивания. Эта точка называется Центром Жесткости сечения крыла. Линия, соединяющая центры жесткости каждого сечения называется линией центров жесткости.

Положение центра жесткости определяется только свойствами самой конструкции и не зависит от характера нагружения крыла.

Точка на профиле крыла, к которой приложена полная аэродинамическая сила называется центром давления профиля, соответственно, линия соединяющая ЦД сечений – линия центров давлений. Положение центра давления определяется аэродинамическими характеристиками профилями и режимом полета (расчетным случаем)

Центр масс профиля – применительно к прочностному анализу это точка приложения массовых (инерционных) сил

В общем случае эти три точки не совпадают, таким образом, подъемная сила крыла вызывает не только изгиб крыла, но и кручение относительно оси Z.

Точно таким же образом на крыло действуют и сосредоточенные силы от двигателя, шасси и других агрегатов – вызывают изгиб и кручение крыла.

Для точного определения внешних силовых факторов строятся эпюры перерезывающих сил (Q), изгибающего (Mx) и крутящих (Mz) моментов

Эпюры можно строить сразу от разности погонных нагрузок. При их построении обычно пользуются методом численного интегрирования.

Влияние грузов, размещаемых в крыле, на его нагружение.В крыле может размещаться топливо и другие грузы. На тяжелых транспортных и пассажирских самолетах вес топлива, заливаемого в крыльевые баки, может составлять 50 и более процентов от взлётного веса. Из эпюр видно, что массовые силы в полете снижают нагрузку крыла, они способствуют уменьшению поперечных сил и изгибающих моментов в сечениях крыла. Для небольших самолетов уменьшение изгибающих моментов в корневом сечении за счет массовых сил может составлять 10-15%, для тяжелых – 30…50%.

Расчет крыла на прочность состоит в определении фактических напряжений в элементах конструкции и сравнении их с разрушающими.

Работа крыла под нагрузкой. Последовательность передачи действующих на крыло нагрузок поэлементно.

Основными силовыми элементами крыла являются обшивка, как правило, подкреплённая стрингерами, лонжероны и нервюры. Иногда в крыло устанавливают продольные стенки. Лонжероны представляют собой балки, состоящие из стенок и поясов, нервюры выполняются в виде балок или стенок.

Воздушная нагрузка в виде сил разрежения или давления действует непосредственно на обшивку, отсасывая или прижимая её к каркасу. Элемент обшивки А, ограниченный нервюрами и стрингерами, работает при этом на растяжение, если обшивка тонкая, или на изгиб и растяжение, если обшивка толстая.

Каждый стрингер можно рассматривать как многопролетную балку с опорами на нервюрах, находящуюся под действием поперечной распределённой нагрузки.

Нервюры нагружаются силами, которые передаются на них с обшивки и стрингеров. Опираются нервюры на стенки лонжеронов и обшивку. Нагрузка нервюры Рнерв уравновешивается на стенках лонжеронов, а момент, обусловленный несовпадением линии действия силы Рнерв с центром жесткости (ЦЖ) сечения – на контуре, образованном обшивкой и стенкой заднего лонжерона. Погонные касательные усилия обшивки при этом будут равны q=M/2F, где F – площадь, ограниченная контуром нервюры.

Стенки лонжеронов нагружаются силами от нервюр (а). Эти силы, суммируясь от нервюры к нервюре, приводятся к поперечным силам стенок. Уравновешивается нагрузка стенок касательными усилиями панелей и реакциями R1 и R2 в стыковых узлах крыла (б). От указанных сил стенка работает на сдвиг. Поскольку в конструкции крыла применяют тонкие стенки, то их работой на изгиб обычно пренебрегают.

Касательные усилия стенки передаются на панели крыла передаются на панели крыла. Они вызывают в элементах панели – обшивке, стрингерах и поясах – растягивающие или сжимающие усилия. Схема нагружения и уравновешивания крыла при работе его на изгиб показана на рис. (б)

Момент Мк, представляющий собой сумму моментов, является крутящим моментом для крыла. В сечении крыла он воспринимается замкнутым контуром, образованным обшивкой и стенкой заднего лонжерона. В стенке переднего лонжерона также возникают касательные усилия, но они сравнительно невелики. В разъеме крыла усилия qк передаются на бортовую нервюру, откуда парой сил Rф = Mk/B – на узлы крепления крыла к фюзеляжу. От сил Rф и усилий qk бортовая нервюра работает на изгиб и сдвиг.

Конструкция обшивки и её несущая способность

Назначение обшивки. Обшивка обеспечивает необходимую форму поверхности крыла, воспринимает местную воздушную нагрузку, работает на растяжение (сжатие) и сдвиг от общего изгиба и кручения крыла. Обшивка – это один из основных элементов контркуции крыла, обеспечивающих прочность и жесткость конструкции. Доля массы обшивки к общей массе конструкции крыла составляет 25..40%. Основными нагрузками, определяющими её прочность являются продольные (сжимающие, растягивающие) и касательные усилия, возникающие при изгибе и кручении крыла. На деформации обшивки большое влияние оказывает также местная воздушная нагрузка.

Обшивка из металлических листов наиболее проста по конструкции. Её изготавливают из листов дюралюминия, стали или титановых сплавов. В зависимости от силовой схемы крыла и материала её толщина колеблется от нескольких десятых долей миллиметра до 10 мм. и более.

Листы обшивки соединяют между собой встык или внахлест при помощи потайных заклепочных, клеевых или сварных швов. Для уменьшения числа деталей в конструкции раскраивать листы обшивки стремятся так, чтобы её стыки приходились на элементы каркаса: лонжероны, нервюры, стрингеры. Одновременно с этим добиваются, чтобы поперечных стыков обшивки, которые более нагружены, чем продольные, было бы по возможности меньше.

Разрушающие напряжения обшивки при растяжении:

К – коэффициент, учитывающий концентрацию напряжений в местах постановки заклёпок и сварных швов и зависящий от материала.

Критические напряжения сжатия и сдвига обшивки. Если сжимающие или касательные усилия, действующие в плоскости обшивки, превысят критические значения, то обшивка потеряет устойчивость и выпучится. Рассматривая элемент обшивки как пластинку, закреплённую на нервюрах и стрингерах (рис.) критические напряжения в пределах упругости при сжатии и при сдвиге можно определить по формулам

В случае одновременного действия нормальных и касательных напряжений потеря устойчивости обшивки происходит при напряжениях сигма и тау, отвечающих условию:

Условия опирания обшивки на контуре в реальных конструкциях отличаются от идеализированных условий шарнирного (свободного опирания) или защемления. Степень заделки кромок обшивки на

профиле зависит от конфигурации профиля, характера соединительного шва, от соотношения толщин обшивки и профиля. Работа обшивки после потери устойчивости. Приведённая ширина обшивки. Поскольку обшивка скреплена со стрингерами, то и на участках вблизи стрингеров она работает достаточно эффективно и после потери устойчивости. По мере увеличения нагрузки напряжения в элементах обшивки, прилегающих к стрингерам, продолжают расти до тех пор, пока не будет исчерпана несущая способность стрингера. Примерное распределение нормальных напряжений по сечению обшивки после потери устойчивости показано на рисунке.

В расчетах фактическую эпюру напряжений в обшивке заменяют фиктивной с той же площадью, но с постоянным напряжением, равным напряжению в стрингере. При этом считают, что обшивка работает не всей своей шириной b, а лишь приведённой шириной 2с, которая определяется из условия равенства критического напряжения в фиктивной пластинке напряжению в стрингерах. Заменив в формуле b на 2с и сигма_кр., на сигма_стр., для случая свободного опирания кромок на контуре получим

Если материалы обшивки и стрингеров различны, то

Отношение:

Называют редукционным коэффициентом обшивки

Если в расчетах величина 2с получается большей чем b, то принимают соотношение 2с = b. Приведённая площадь сечения обшивки 2сд добавляется к каждому стрингеру. В редуцированном сечении обшивка работает с такими же напряжениями, как и стрингеры.

Выражение выше позволяет определить приведённую ширину в том случае, если обшивка от действия сжимающих сил не теряет устойчивости между заклёпкаи её крепления к стрингерам, т.е. при выполнении условия

В случае выпучивания обшивки между заклепками приведённую ширину 2с необходимо уменьшить в соотношении.. Однако, более рационально уменьшить шаг заклёпок

Трёхслойная обшивка состоит из двух тонких металлических листов – внешних слоёв, связанных между собой малопрочным лёгким заполнителем пористой или сотовой структуры.

В качестве заполнителя пористой структуры могут использоваться пенопласты, бальза, пробка и другие материалы, имеющие небольшой удельный вес. Заполнители из перечисленных материалов относительно просты в изготовлении, однако их эффективность по сравнению с сотовыми заполнителями существенно меньше. При условии равнопрочности и равножесткости сотовые конструкции легче.

Соты изготовляют из текстолита, стеклотекстолита или фольги из алюминия и стали. С внешними слоями заполнитель соединяют склеиванием или твёрдой пайкой.

Заполнитель обеспечивает совместную работу внешних слоев. При нагружении панели перпендикулярно к её плоскости стенки сот воспринимают поперечную силу, а несущие слои – растягивающие (сжимающие) усилия. Поэтому трехслойную панель иногда сравнивают с конструкцией двухпоясной балки, уподобляя несущие слои поясам, а заполнитель – стенке. Только в отличие от балки заполнитель подкрепляет несущие слои практически по всей внутренней поверхности. Обшивка слоистой конструкции получается весьма жесткой. Погонный момент инерции такой обшивки в десятки раз превышает…

Обшивка слоистой конструкции имеет высокие критические напряжения сжатия и сдвига. Это позволяет для внешних слоев применять листы малой толщины и благодаря этому достигать экономии в весе конструкции. К числу других достоинств слоистых панелей следует отнести их хорошие тепло-, звуко-, и виброизолирующие свойства. Особенно эффективны трехслойные панели при сравнительно небольшой нагрузке. В этом случае несущие слои, которые, в основном определяют вес панели, вследствие непрерывного их подкрепления можно выполнять тонкими, практически в строгом соответствии с их расчетными значениями. Панели других типов при небольших нагрузках имеют как правило избыток прочности и поэтому оказываются несколько перетяжелёнными.

Стрингеры.Стрингер – продольный элемент, подкрепляющий обшивку. Нагружается он осевыми усилиями от изгибающего момента крыла и поперечными силами от местной воздушной нагрузки. Основными нагрузками, определяющими прочность стрингера являются продольные усилия.

Формы сечений стрингеров весьма разнообразны. Различают стрингеры прессованные и гнутые, открытого и закрытого сечения. Оценить стрингер можно лишь применительно к конкретной схеме крыла.

Гнутые профили изготовляют из тонкого листового материала. Открытые гнутые профили податливы, вследствие чего они хорошо прилегают к обшивке даже в случае двойной кривизны. Это облегчает крепление профиля к обшивке, деформации обшивки при производстве панели получаются небольшими, а наружная поверхность – гладкой. Большинство открытых профилей обеспечивает удобный подход и простоту их крепления к обшивке и другим элементам каркаса.

Гнутые профили могут быть также закрытого сечения. Критические напряжения сжатия таких профилей выше, чем открытых. Это объясняется лучшими условиями опирания пластинок, составляющих профиль и повышением жесткости при кручении такого профиля. Улучшаются при этом и условия опирания обшивки на профиль. Крепление закрытого профиля к обшивке несколько сложнее, поскольку для него требуется повышенное количество заклёпок, а из-за большей площади контакта труднее добиться хорошего прилегания его к обшивке. Закрытые профили трудно скреплять с другими элементами каркаса.

Прессованные профили имеют обычно более толстые стенки, чем гнутые; при прочих равных условиях критические напряжения сжатия у них выше. Прессованные профили труднее крепить к обшивке, особенно если обшивка большой кривизны. Прессованные профили широко применяются в сильно нагруженных панелях крыла, оперения и фюзеляжа. Чтобы повысить критические напряжения профилей открытого сечения, на их лапках со свободным краем выполняют утолщения

Разрушающие напряжения стрингера. Растянутый стрингер разрушается при напряжениях, определяемых по формуле, приведённой выше, близких к пределу прочности материала. В случае сжатия стрингер разрушается при напряжениях, равных критическим напряжениям потери устойчивости. Известно несколько форм начальной стадии потери устойчивости. Наиболее важны среди них следующие: местная потеря устойчивости, характеризуемая выпучиванием стенки стрингера и общая, характеризуемая искривлением оси.

Определяя критические напряжения местной потери устойчивости, элементы, из которых состоит стрингер, схематизируют в виде отдельных пластинок, имеющих соответствующее опирание и нагруженных сжимающими нагрузками. Критическое напряжение элемента стрингера определяют по формуле для обшивки. Для пластинки n со всеми свободно опёртыми кромками к = 4, для пластинки m, у которой одна продольная кромка свободна, а три – свободно оперты k = 0.425+(b/a)^2

Элементы, образующие профиль, обычно имеют различные условия опирания и относительные размеры вследствие чего их критические напряжения неодинаковы. За критическое напряжение стрингера принимают критическое напряжение, подсчитанное для наиболее слабого из элементов, либо среднее критическое напряжение, определяемой по формуле:

Критические напряжения общей потери устойчивости в пределах упругости

Формула, приведенная выше справедлива для изолированного стрингера. Влияние обшивки на критические напряжения стрингера зависит от соотношения размеров соединяемых элементов. Обычно, критические напряжения стрингера, скреплённого с обшивкой, выше критических напряжений изолированного стрингера. Объясняется это тем, что обшивка не позволяет стрингеру закручиваться при сжатии и ориентирует плоскость выпучивания стрингера по нормали к своей поверхности.

Монолитные панелиСтремление уменьшить число соединяемых деталей привело к разработке и внедрению монолитных панелей, представляющих собой конструкции, в которых обшивка и подкрепляющие ребра (стрингеры) жесткости образуют одно целое. Панели могут иметь только продольные ребра или же систему перекрещивающихся рёбер (панели вафельного типа).

Типовые конструкции панелей показаны на слайде. Панель 2 несколько проще в изготовлении, но 1 и 3 при прочих равных условиях имеют большую жесткость и обеспечивают более простую конструкцию соединения с нервюрами.

При анализе работы панели её можно рассматривать как совокупность одинаково нагруженных стержней, расположенных рядом.Критические напряжения местной потери устойчивости определяют по формулам аналогичным для стрингеров, в формулу определения критических напряжений общей потери устойчивости введён дополнительный член 1-μ^2, с помощью которого учитывается повышение жесткости при изгибе панели по сравнению со стержнем. Коэффициент с = 1,5…2,0 для монолитных панелей.

Важной характеристикой панели является её средняя толщинаδ ср=F /B

где F – площадь, а B – ширина панели. Потребное значение средней толщины равно:

δ ср=Nσ кр

где N = S/B – погонная осевая нагрузка в сечении панелиS – сила в сечении панели.

Вес панели тем меньше, чем меньше её средняя толщина. При фиксированной нагрузке N это имеет место, когда критическое напряжение максимально. Стремятся, чтобы допускаемые напряжения на растяжение были близки к пределу прочности материала, на сжатие – к пределу текучести (0,2)К числу основных достоинств монолитных панелей следует отнести высокую жесткость, возможность получать гладкую поверхность и изготовлять панели переменного сечения. Современные методы производства позволяют изготовлять панели практически равнопрочными.

ЛонжероныЛонжерон – это продольная балка, воспринимающая часть изгибающего момента и поперечной силы крыла. Основными элементами лонжерона являются пояса, воспринимающие продольные силы, и стенки, работающие, в основном, на сдвиг от поперечных сил. В зависимости от конструкции стенки различают лонжероны балочного (а, б) и ферменного (в) типов. Лонжероны балочного типа выполняют в виде составных (а) или монолитных (б) конструкций.

Пояса лонжеронов изготовляют из высококачественных сталей, титановых или алюминиевых сплавов. Подобно стрингерам они бывают открытого и закрытого сечения, монолитными ли составными. Наиболее часто применяют открытые толстостенные прессованные профили.

Выбирая форму сечения пояса, руководствуются задачей получить максимальный момент инерции лонжерона при заданной площади его сечения, соображениями простоты изготовления, удобства выдерживания профиля, экономии материала пояса для отверстий под болты и заклепки, а также удобства крепления обшивки и стенок.

Разрушение пояса при растяжении происходит от напряжений, равных пределу прочности материала. Нужно иметь в виду, что при этом пояс работает не всей своей площадью, а её частью, равной площади пояса за вычетом площади, занятой отверстиями под болты и заклепки.

Критические напряжения сжатия пояса балочного лонжерона. Пояс балочного лонжерона в двух плоскостях подкреплён жесткими в этих плоскостях элементами – обшивкой и стенкой, которые препятствуют искривлению оси пояса, вследствие чего общей потери устойчивости происходить не может. Критические напряжения местной потери устойчивости пояса определяются как и для стрингера. По тем же рекомендациям выбирают и коэффициент опирания k. При двух свободно опертых кромках, одной продольной свободной и другой продольной защемлённой принимают к = 1,33

Стенки балочного лонжерона выполняют преимущественно сплошными из листового материала. Тонкие стенки обычно подкрепляют стойками, чаще уголкового сечения. Основное назначение стоек – разделить стенку на панели и благодаря этому, повысить критические касательные напряжения местной потери устойчивости, которые зависят от соотношения h/a и относительной толщины стенки. Роль стенок выполняют также отбортовки нервюр, используемые для крепления последних к стенкам лонжеронов.

В конструкции лонжерона может быть одна (а) или две (б) стенки. Критические напряжения сдвига тонких стенок меньше, чем толстых. Поэтому одна толстая стенка в весовом отношении выгоднее, чем две тонкие, рассчитанные на ту же нагрузку. Однако две стенки обеспечивают большую живучесть конструкцию. Размеры стенок можно подобрать так, что при разрушении одной из них лонжерон будет выполнять свои функции в заданном диапазоне изменения нагрузки. Две стенки, если они разнесены, создают лонжерону жесткость при кручении, что иногда необходимо (лонжерон руля, управляемого стабилизатора, подкосная балка крыла).

По условиям сборки крыла стенки лонжерона иногда делают составными (в). Соединяют такие стенки между собой при помощи уголковых профилей на болтах. На рис. (г) показан лонжерон, изготовленный из прессованных элементов. Такие конструкции получаются весьма жесткими. Считают, что они в меньшей степени подвержены повреждениям от повторных нагрузок, чем обычные конструкции.

Возможны также слоистые конструкции стенок. (д)В крыльях самолетов, подверженных интенсивному нагреву

находят применение конструкции стенок в виде гофра (е). Благодаря их большой податливости в направлении волн гофра температурные напряжения в конструкции уменьшаются. Гофр может крепиться к поясам сваркой по вершинам полуволн или по всему контуру.

В лонжеронах ферменной конструкции роль стенок выполняют наклонные стержни (в). От поперечной силы стержни работают на растяжение-сжатие.

Критические напряжения сдвига стенки можно определить по формуле для обшивки выше. Если стенка защемлена с двух сторон стойками и элементами поясов, то её можно рассматривать как пластинку с защемлёнными кромками, в противном случае – как свободно опёртую.

Потеря устойчивости тонкой стенки в упругой зоне ещё не означает её разрушения. После потери устойчивости в стенке возникают волны с наклонами 40-43 градуса к оси лонжерона, вдоль которых действуют растягивающие напряжения. При дальнейшем увеличении нагрузки стенка работает на растяжение. Ей работа при этом подобна работе шарнирного четырехзвенника. При критической нагрузке сжатый стержень 1 теряет устойчивость, и нагрузка воспринимается только растяжением стержня 2. Растягивающие усилия в стенке вызывают сжатие стоек, изменение осевой силы в поясах и местный изгиб поясов. Поэтому размеры стенок подбирают таким образом, чтобы стенки не теряли устойчивость.

Критические напряжения сдвига гофрированной стенки приближённо можно определить по графику. Для гофрированных стенок при том же значении коэффициента напряжённости, что и для плоской стенки, значение критического напряжения несколько (15-20%) выше.

НервюрыНормальные (неусиленные) нервюры. Основное назначение нормальных нервюр заключается в сохранении формы профиля крыла. Нагружаются они от воздушной нагрузки, передающейся на них с обшивки и стрингеров, и силами, возникающими вследствие деформации конструкции. От воздушной нагрузки нервюры работают на изгиб и сдвиг, опираясь на лонжероны. От сил, возникающих при деформации крыла, они работают на сжатие.

Выполняют нервюры в виде балок. Пояса с присоединённой обшивкой при этом работают на осевые силы, стенки – на сдвиг. Обычно нервюры состоят из носовой, хвостовой и межлонжеронной частей. Стыкуются части нервюр через стенки лонжеронов и обшивку. При наличии технологического разъёма в плоскости хорд крыла нервюры также делают с разъемом в этой плоскости (б) или выполняют из двух отдельных частей (в). В последнем случае каждую из половин нервюры изготовляют в виде двухпоясной балки.

Форму сечения поясов нервюр выбирают из условий удобства крепления к ним обшивки и стрингеров, а также простоты изготовления. Иногда пояса нормальных нервюр образуются отбортовкой её стенок.Для прохода стрингеров в нервюрах выполняют вырезы. Стенки нервюр изготовляют штамповкой из листа.

Так как нагрузки нормальных нервюр сравнительно невелики, стенки получаются очень тонкими. Для повышения эффективности использования материала такие стенки требуется подкреплять стойками. Чаще, однако, стойки не ставят, а утолщают стенку и одновременно делают в ней круглые или овальные отверстия, которые улучшают распределение материала по стенке и позволяют получить выигрыш в весе нервюры. Чтобы повысить критические напряжения сдвига стенки, отверстия отбортовывают. Усиленные нервюры устанавливают в местах крепления стоек шасси, узлов навески рулей, щитков, закрылков, а также в разъемах у вырезов, у мест перелома осей продольного набора крыла, т.е. там, где на крыло передаются большие сосредоточенные силы и моменты или происходит перераспределение сил между панелями стенками.

Усиленные нервюры имеют большие размеры сечений, чем нормальные. Пояса усиленных нервюр обычно выполняют из прессованных профилей, стенки делают глухими и подкрепляют стойками.

Конструктивно-силовые схемы крыльев

Совокупность элементов, служащих для восприятия сил и моментов, действующих в сечениях крыла, составляют силовую схему крыла.

Изгибающий момент М является основным силовым фактором в поперечных сечениях крыла. На его восприятие затрачивается наибольшая масса – до 50% общей массы крыла). В зависимости от степени участия обшивки, стрингеров и поясов лонжеронов в восприятии изгибающего момента крылья подразделяются на лонжеронные и кессонные (моноблочные).

Крыло, в котором изгибающий момент воспринимается в основном поясами лонжеронов, называется лонжеронным. Здесь сравнительно слабые стрингеры и тонкая обшивка. Поперечная сила воспринимается стенками лонжеронов, крутящий момент – замкнутым контуром обшивки и стенкой заднего лонжерона. Поперечная сила, изгибающий и крутящий моменты, действующие в сечениях отъемной части крыла (ОЧК), уравновешиваются у корня крыла на узлах крепления ОЧК к усиленным шпангоутам фюзеляжа или к лонжеронам, проходящим через фюзеляж и связанным с силовыми шпангоутами.

Крыло, в котором изгибающий момент воспринимается в основном обшивкой с подкрепляющими её стрингерами или гофром, называется кессонным или моноблочным. Такие крылья имеют толстую обшивку, развитые стрингеры и сравнительно слабые лонжероны. Все элементы силового набора имеют примерно одинаковые критические напряжения. Вместо листовой обшивки в кессонном крыле могут использоваться трехслойная обшивка, обшивка, подкреплённая гофром или монолитные панели.

Лонжеронные крылья (одно-, двух-, и многолонжеронные). В таких крыльях стараются расположить лонжероны так, чтобы лучше использовать строительную высоту профиля крыла и получить достаточную базу для крепления крыла к фюзеляжу, учитывая при этом удобства крепления и размещения на крыле и внутри него шасси, двигателей, топливных баков и других грузов, а также подвижных частей крыла.

В однолонжеронном крыле лонжерон размещён в месте наибольшей строительной высоты профиля, что обеспечивает получение минимальной массы крыла. Для образования замкнутого контура,

обеспечивающего жесткость на кручение, в однолонжеронном крыле предусматривают одну или две стенки.

В двухлонжеронном крыле передний лонжерон располагается на 20…30% хорды, задний – на 60…70% хорды. На лонжеронах в корневой части крыла находятся моментные узлы. Большая площадь сечения и высота переднего лонжерона, и, соответственно, больший момент инерции по сравнению с задним, приводят к тому, что на него приходится большая часть поперечной силы и изгибающего момента. Поэтому толщина стенки, площадь поясов больше, чем на заднем лонжероне. Подкрепление тонкой обшивки лонжеронных крыльев массивными стрингерами не выгодно в весовом отношении. Основная задача стрингеров в таких крыльях – подкреплять обшивку, повышая её критические напряжения при сжатии и сдвиге.

Многолонжеронные крылья. Так как на обеспечение восприятия осевых сил от изгиба крыла затрачивается до половины массы крыла, то для снижения его массы естественно стремление увеличивать число силовых элементов, воспринимающих изгибающий момент, а число не участвующих в восприятии М элементов (нервюр) – сократить. Применение в последнее время многолонжеронных и многостеночных конструкций крыльев в определённой степени направлено на решение этой задачи. Кроме того, при этом повышается жесткость конструкции на кручение, что очень важно, как мера борьбы с опасными аэроупругими явлениями и повышается живучесть самолетов.

Кессонные (моноблочные) крылья наиболее полно отвечают современным требованиями к крылу. Чтобы лучше использовать материал, его равномерно распределяют по периметру сечения, что и является характерной особенностью кессонных крыльев. Такое крыло более жестко, имеет хорошую поверхность, более живуче.