Конструкция и расчёт элементов планера самолёта на прочность. Крыло

Пояснительная записка

К курсовому проекту по конструкции и проектированию летательных аппаратов

на тему: Конструкция и расчёт элементов планера самолёта на прочность. Крыло

1. Выбор прототипа самолета по его характеристикам

Для реализации курсовой работы был выбран прототип самолета Пе_2.

Пе_2 - цельнометаллический моноплан с двумя двигателями M_105ПА по 1100 л.с., со средним расположением крыла и двухкилевым хвостовым разнесённым оперением. Фронтовой пикирующий бомбардировщик.

Экипаж самолета состоит из 3 человек; крыло трапециевидное, двухлонжеронное; оперение двухкилевое; шасси состоит из двух основных подкрыльных опор и задней рулевой опоры.

Исходные данные к проекту

Размах крыла: м

Хорда корневая: м

Хорда концевая: м

Взлетный вес: т

2. Установление массовых и геометрических характеристик самолета, компоновка крыла

С использованием найденных геометрических характеристик выполнили эскиз крыла в масштабе 1:23, произвели компоновку. Геометрические характеристики крыла, необходимые для его построения, определили по формулам:

Здесь ? - сужение крыла, S - площадь крыла, ? - удлинение крыла.

Вес агрегатов (двигателей) берется 10-13% от веса крыла.

Вес крыла берется 15-17% от взлетного веса самолета.

Угол стреловидности крыла задан по линии, проходящей через четверть хорд. На крыле, вычерченном в масштабе, нанесены линия центров тяжести; линия, проходящая через четверть хорд; линия центров давления; ось жёсткости; условные оси координат; обозначен центр масс двигателей.

3. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности

В зависимости от степени потребной маневренности все самолеты делятся на три класса:

А - маневренные самолеты, совершающие резкие маневры, например, истребители;

Б - ограниченно маневренные самолеты, которые совершают маневр, в основном, в горизонтальной плоскости;

В - неманевренные самолеты, не совершающие сколь-нибудь резкого маневра.

Выбранный нами прототип самолета Пе_2 является транспортным самолетом и относится к классу А (). Кратковременно перегрузка может достигать 10…11 единиц.

Коэффициент безопасности обычно равен f=1,5. Такие значения коэффициента безопасности перекрывают возможные неточности: в производстве, в определении значений , в выдерживании прочностных характеристик материалов и т.д.

Максимальная эксплуатационная перегрузка при маневре самолета с убранной взлетно-посадочной механизацией определяется по формуле:

Расчетным случаем является случай А - криволинейный полет, соответствующий выходу самолета из пикирования или полету в неспокойном воздухе. Коэффициент безопасности будет .

Расчет крыла самолета производиться на ПЭВМ. Расчет разбит на несколько этапов. На первом этапе определяются нагрузки, действующие на крыло. Необходимая для этого информация вводится в ПЭВМ в диалоговом режиме в программе NAGR.EXE. В дальнейшем создается файл данных «Файл данных.txt», куда заносится вводимая информация. В последующих расчетах можно менять исходные данные в файле данных.

Прежде чем воспользоваться программой NAGR.EXE, необходимо подготовить исходные данные к расчету нагрузок, что включает в себя выбор прототипа самолета, установление массовых и геометрических характеристик самолета, компоновку крыла, назначение величин эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Все это было определено ранее.

При расчете нагрузок в ПЭВМ заносятся следующие параметры:

- Хорда корневая: м

- Хорда концевая: м

- Размах крыла: м

- Коэффициент безопасности: ;

- Взлетный вес: т;

- Эксплуатационная перегрузка: ;

- Угол стреловидности по линии четвертей хорд крыла: ;

- Относительная толщина профиля в корневом сечении: ;

- Относительная толщина профиля в концевом сечении: ;

- Вес крыла:  т;

- Топливных баков в крыле нет;

- Количество агрегатов: 4 шт.:

1) Бомба ОФАБ 500

Вес бомбы: 0,515 т;

Относительные координаты бомбы: 0,045;

Расстояние от условной оси до ц.т. бомбы: 0,850 м;

2) Бомба ОФАБ 250

Вес бомбы: 0,266 т;

Относительные координаты бомбы: 0,10;

Расстояние от условной оси до ц.т. бомбы: 0,750 м;

3) Мотогондола (Поршневой двигатель М_105ПА и стойка шасси)

Вес агрегатов: 0,570+0,350=0,920 т;

Относительные координаты: 0,390;

Расстояние от условной оси до ц.т. агрегата: 0,680 м;

4) Пулемет Шпитального ШКАС 5 шт.

Вес агрегата: 0,0105 х 5 =0,0525 т;

Относительные координаты: 0,640;

Расстояние от условной оси до ц.т. пулемётов: 1,288 м;

- Расстояние от условной оси до линии ц.д. в корне и конце крыла: 1,150 м, 0,839 м;

- Расстояние от условной оси до линии ц.ж. в корне и конце крыла: 1,380 м, 0,955 м;

- Расстояние от условной оси до линии ц.т. в корне и конце крыла: 1,587 м, 1,017 м;

- Относительная циркуляция, заданная для 11 сечений крыла:

	при
0	1.321
0.1	1.3124
0.2	1.2858
0.3	1.2395
0.4	1.1713
0.5	1.0811
0.6	0.9727
0.7	0.8622
0.8	0.7241
0.9	0.5664
0.95	0.447
1.0	0.000

4. Определение нагрузок, действующих на крыло

Определение аэродинамических нагрузок

Аэродинамическая нагрузка распределяется по размаху крыла в соответствии с изменением относительной циркуляции (при вычислении коэффициента влиянием фюзеляжа и мотогондол можно пренебречь). Значения берем из таблицы «Распределение циркуляции по сечениям для трапециевидных крыльев» из работы [1].

Расчётная погонная аэродинамическая нагрузка (направление q^аэр приближенно можно считать перпендикулярным плоскости хорд крыла) для

плоского крыла при :

(1)

По эпюре распределенных нагрузок q^аэр, вычисленных для 12 значений по формуле (1), строится последовательно эпюра Q ^аэр и M^аэр. Используя известные дифференциальные зависимости, находим

; .

Интегрирование проводится численно, используя метод трапеций, по результатам вычислений строятся эпюры изгибающих моментов и перерезывающих сил.

Определение массовых и инерционных сил

Определение распределенных сил от собственного веса конструкции крыла

Распределение массовых сил по размаху крыла с незначительной погрешностью можно считать пропорциональным аэродинамической нагрузке

или пропорционально хордам

.

Погонная массовая нагрузка приложена по линии центров тяжести сечений, расположенной обычно на 40-50% хорды от носка. По аналогии с аэродинамическими силами определяются Q ^кр и M ^кр. По результатам вычислений строят эпюры.

Построение эпюр от сосредоточенных сил

Сосредоточенные инерционные cилы от агрегатов и грузов, расположенных в крыле и присоединенных к крылу, приложены в их центрах тяжести и принимаются направленными параллельно аэродинамическим силам. Расчетная сосредоточенная нагрузка

.

Результаты приводятся в виде эпюр Q^соср и М^соср. Строятся суммарные эпюры и от всех сил, приложенных к крылу с учетом их знаков:

;

.

Вычисление моментов, действующих относительно условной оси

Определение от аэродинамических сил

Аэродинамические силы действуют по линии центров давления, положение которой считается известным. Вычертив крыло в плане, отметим положение на линии центров давления и по чертежу определим .

Далее вычисляем и по формулам:

и строим эпюру .

Определение от распределенных массовых сил крыла

Массовые силы, распределенные по размаху крыла, действуют по линии центров тяжести его конструкции.

,

где - расчетная сосредоточенная сила от веса части крыла между двумя соседними сечениями; - плечо от точки приложения силы до оси z_усл. Аналогично вычисляются значения . По расчетам строятся эпюры и .

Определение от сосредоточенных сил

,

где - расчетный вес каждого агрегата или груза; - расстояние от центра тяжести каждого агрегата или груза до оси.

После вычисления определяется суммарный момент от всех сил, действующих на крыло, и строится эпюра (имеется ввиду алгебраическая сумма).

.

Определение расчетных значений и для заданного сечения крыла

Для определения M_изг и М_кр следует:

1) найти приближенное положение центра жесткости

,

где H_i - высота i_го лонжерона; l_i - расстояние от выбранного полюса А до стенки i_го лонжерона; m - количество лонжеронов;

2) вычислить момент относительно оси Z, проходящей через приближенное положение центра жесткости и параллельно оси Z_усл;

3) для стреловидного крыла сделать поправку на стреловидность по формулам:

,

.

В результате работы программы NAGR.EXE были получены эпюры распределения сил и моментов, действующих на крыло.

Полученные эпюры представлены в приложении 1.

5. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла, подбор параметров расчетного сечения

Выбор профиля расчетного сечения крыла

Расчетное сечение - , значит сечение расположено в корне крыла.

Относительная толщина профиля расчетного (корневого сечения) сечения . Из работы [5] выбирается несимметричный профиль, соответствующий по толщине рассматриваемого типа самолета, и составляется таблица 1. Подобранный профиль вычерчивается на миллиметровой бумаге в масштабе 1:10 (см. приложение 2).

Таблица 1

Х%	Увтабл, %	Унтабл, %	Yв, мм	Yн, мм	h, мм
0	0.0	0.0	0	0	0
1.25	3,07	-1,79	105,91	-61,76	167,67
2.5	4,17	-2,48	143,86	-85,56	229,42
5.0	5,74	-3,27	198,03	-112,82	310,85
7.5	6,91	-3,71	238,4	-128	366,4
10	7,84	-3,98	270,48	-137,31	407,79
15	9,27	-4,18	319,81	-144,21	464,02
20	10,25	-4,15	353,62	-143,18	496,8
25	10,92	-3,98	376,74	-137,31	514,05
30	11,25	-3,75	388,13	-129,38	517,51
40	11,25	-3,25	388,13	-112,13	500,26
50	10,53	-2,72	363,28	-93,84	457,12
60	9,30	-2,14	320,85	-73,83	394,68
70	7,63	-1,55	263,23	-53,48	316,71
80	5,55	-1,03	191,48	-35,54	227,02
90	3,08	-0,57	106,26	-19,66	125,92
95	1,67	-0,36	57,61	-12,42	70,03
100	0,16	-0,16	0,552	-0,552	1,104
100	0	0	0	0	0

Подбор параметров сечения (ориентировочный расчет)

Определение нормальных усилий, действующих на панели крыла

Ориентировочный расчет произведен в программе MathCAD (см. приложение 3).

Для последующих расчетов будем считать положительными направления M_изг, и Q_? в расчетном сечении (рис. 1).

Рис. 1

Пояса лонжеронов и стрингеры с присоединенной обшивкой воспринимают изгибающий момент М_изг. Усилия, нагружающие панели, можно определить из выражения

,

где F - площадь поперечного сечения крыла, ограниченная крайними лонжеронами; B - расстояние между крайними лонжеронами (рис. 2).

Рис. 2

Для растянутой панели усилие N принимаем со знаком «плюс», для сжатой - со знаком «минус».

На основе статистических данных в расчете принимаем усилия, воспринимаемые полками лонжеронов . Значения коэффициентов ?, ?, ? зависят от типа крыла. Возьмем значения коэффициентов для кессонного типа крыла: , , .

Определение толщины обшивки

Толщину обшивки ? для растянутой зоны определяем по четвертой теории прочности:

,

где ?_В - напряжение предела прочности материала обшивки; ? - коэффициент, зависящий от типа крыла, принятый 0.1 в нашем случае. Для сжатой зоны толщину обшивки принимаем равной

Определение шага стрингеров и нервюр

Шаг стрингеров и нервюр выбираем с таким расчетом, чтобы поверхность крыла не имела недопустимой волнистости.

Для расчета прогибов обшивки считаем ее свободно опертой на стрингеры и нервюры. Наибольшее значение прогиба достигается в центре рассматриваемой пластины

где - удельная нагрузка на крыло; - цилиндрическая жесткость обшивки.

Расстояние между стрингерами и нервюрами следует подбирать таким образом, чтобы Значение коэффициента d=0.010 выбираем из справочника [10], модуль упругости материала E примем .

Число стрингеров в сжатой панели , где B₀ - длина дуги обшивки сжатой панели.

Количество стрингеров в растянутой зоне уменьшаем на 20%. Расстояние между нервюрами .

Определение площади сечения стрингеров

Площадь сечения стрингера в сжатой зоне в первом приближении

где ?_кр.стр. - критическое напряжение стрингеров в сжатой зоне (в первом приближении ?_{кр. стр.}=0,5…0,6?_В).

Площадь сечения стрингеров в растянутой зоне



где ?_В - предел прочности материала стрингера при сжатии.

Для расчетов в программе REDUC.EXE будем использовать характеристики стрингеров взятых из справочника согласно ГОСТ.

Определение площади сечения лонжеронов

Площадь полок лонжеронов в сжатой зоне

где ?_кр.л-на - критическое напряжение при потере устойчивости полки лонжерона. ?_{кр. л-на}0,8 ?_B(берется предел прочности материала лонжерона).

Площадь каждой полки двух лонжеронного крыла находится из условий

; (2)

Площадь лонжеронов в растянутой зоне



где k - коэффициент, учитывающий ослабление поясов лонжеронов крепежными отверстиями; при заклепочном соединении k=0.9…0.95.

Площадь каждой полки находится аналогично площади в сжатой зоне из (2).

Список литературы

Бернс В.А., Подружин Е.Г., Смирнов Б.К., Конструкция и расчет элементов планера самолета на прочность. Крыло., - Новосибирск 2000 г.

Колесников Г.А., Марков В.К. Аэродинамика летательных аппаратов. Учебник для авиационных вузов. - М. 1994 г.

Бушуев В.И., Ганиев Ф.И. Аэродинамическая компоновка и характеристики летательных аппаратов. - М. 1994 г.

Сортамент цветных металлов. Сортовой и фасонный прокат. - М. 1993 г.

Ширмаков П.М., Горский В.П. Атлас аэродинамических характеристик авиационных профилей. - М. 1939 г.

Егер С.М. Проектирование самолетов. - М., 1983 г.

Феодосьев В.И. Сопротивление материалов. Учебник для высших технических учебных заведений. - М. 1986 г.

Бернс В.А. Конструкция и расчет элементов планера самолета на прочность. Крыло. Методические указания к выполнению курсовых и дипломных проектов. - Новосибирск: НГТУ, 2000 г.

Шульженко М.Н. Конструкция самолетов. - М.: Машиностроение. 1973 г.

Прочность, устойчивость, колебания. Справочник. Под ред. Биргера И.А., Пановко Я.Г. - М.: Машиностроение, 1971 г.

Макаревский А.И., Корчемкин Н.Н. Прочность самолета. - М.: Машиностроение. 1975 г.

Одиноков Ю.Г. Расчет самолета на прочность. - М.: Машиностроение. 1973 г.