tailieunhanh - Aircraft structures for engineering students - part 8

cho thấy hình lục giác thường xuyên có mặt cắt ngang của một chùm tia mỏng bên một bức tường dày và liên tục t. Chùm tia là bị cắt ngang lực lượng S, dòng hành động theo một khía cạnh của hình lục giác, như được hiển thị. Tìm tốc độ xoay của chùm tia trong điều kiện thường được, S, và Lô cắt module G. phân phối dòng chảy cắt xung quanh phần, với các giá trị trong của S và a. | Fuselage frames and wing ribs 413 50000 mm 95 000 mm 95000 mm Taking moments about flange 3 2 50000 95000 923 2 X 95000912 -15000 X 300Nmm iii Solution of Eqs i ii and iii gives 912 N mm q23 mm q3i N mm Consider now the nose portion of the rib shown in Fig. and suppose that the shear flow in the web immediately to the left of the stiffener 24 is 91. The total vertical shear force S I at this section is given by SZ1 X 300 2100 N The horizontal components of the rib flange loads resist the bending moment at this section. Thus 2x Pri -------------- N x z 300 The corresponding vertical components are then Py2 Py 4 tan 15 N Thus the shear force carried by the web is 2100 2 X N. Hence 91 mm 300 mm 50 000 mm2 300 mm 300 mm 300 mm 300 mm Fig. Wing rib of Example . 23 15000N 31 3 12 000N Fig. Equilibrium of nose portion of the rib. 414 Stress analysis of aircraft components Fig. Equilibrium of rib forward of intermediate stiffener 56. The axial loads in the rib flanges at this section are given by p2 p4 1 2 N The rib flange loads and web panel shear flows at a vertical section immediately to the left of the intermediate web stiffener 56 are found by considering the free body diagram shown in Fig. . At this section the rib flanges have zero slope so that the flange loads p5 and p6 are obtained directly from the value of bending moment at this section. Thus p5 p6 2 50 000 46 000 X X 320 N The shear force at this section is resisted solely by the web. Hence 32002 X 300 X 10 - X 10 2040 N so that q2 mm The shear flow in the rib immediately to the right of stiffener 56 is found most simply by considering the vertical equilibrium of stiffener 56 as shown in Fig. . Thus 320 3 x 320 15000 which gives q3 N mm 5 N mm 3 6 15 000 N Fig. Equilibrium of stiffener 56. Cut-outs in wings