Самолет Аэроспасьяль SN 601 Корвет
Графическое изображение в крупном масштабе сечения крыла с намеченным положением элементов продольного набора. Построение эпюры крутящих моментов. Определение внешних нагрузок на фюзеляж от оперения. Уравновешивание самолета в вертикальной плоскости.
| Рубрика | Транспорт |
| Вид | курсовая работа |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 18.02.2011 |
| Размер файла | 881,2 K |
Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Самарский Государственный Аэрокосмический Университет
Имени академика С. П. Королёва
Кафедра Прочности летательных аппаратов
Курсовая работа
по Прочности конструкций летательных аппаратов
Самолет Аэроспасьяль SN 601 Корвет
Выполнил: студент гр. 1401
Проверил: преподаватель
Тарасов Ю.Л.
Самара 2005
Введение
В данной курсовой работе требуется выполнить проектировочный и проверочный расчет крыла, проектировочный расчет амортизации и силовой расчет шасси, проектировочный расчет фюзеляжа. В рамках этих расчет необходимо выполнить следующие задания.
Изобразить графически в крупном масштабе расчетное сечение крыла с намеченным положение элементов продольного набора. Получить эпюру крутящих моментов для расчетного случая С и эпюру перерезывающих сил и изгибающих моментов для случая А. Подобрать толщины обшивок, стенок лонжеронов, площади сечения стрингеров и поясов лонжеронов.
Произвести расчет нагрузки на крыло для расчетного случая Д, нормальных напряжений в элементах продольного набора крыла при изгибе с использованием метода редукционных коэффициентов, погонных касательных сил в сечении при простом изгибе и при свободном кручении крыла. Произвести расчет величины перерезывающей силы с учетом конусности крыла для заданного сечения, крутящего момента относительно центра жесткости для заданного сечения. Построить эпюры перерезывающих сил и изгибающих моментов для заданного расчетного случая, погонных касательных сил при совместном действии перерезывающих силы и крутящего момента.
Выбрать схему шасси. Рассчитать основные параметры амортизации и график изменений площади проходных отверстий в зависимости от хода поршня. Произвести силовой расчет шасси и проверку прочности отдельных элементов стойки для случая Еш.
Определить нагрузки горизонтального и вертикального оперения для всех расчетных случаев. Уравновесить самолет в вертикальной плоскости для наиболее тяжелого расчетного случая нагружения горизонтального оперения. Построить эпюры изгибающих моментов и перерезывающих сил для фюзеляжа от его изгиба в вертикальной плоскости. Рассчитать толщину обшивки фюзеляжа. Подобрать сечения элементов продольного набора фюзеляжа.
В данной курсовой работе требуется произвести расчет самолета на прочность. Необходимо выполнить проектировочный и проверочный расчет крыла, проектировочный расчет амортизации и силовой расчет шасси, проектировочный расчет фюзеляжа.
1. Подбор сечений основных силовых элементов крыла
1.1 Графическое изображение в крупном масштабе расчетного сечения крыла с намеченным положением элементов продольного набора
Имея значения и , строим профиль крыла в расчетном сечении (рис ). При этом ординаты ув и ун находятся из уравнений, описывающих формулу профиля. В данном случае заданы относительные координаты эпюрного профиля и в %хорды, то
(1.1),
(1.2),
(1.3)
(1.4),
- толщина крыла в расчетном сечении;
=1,35м - хорда крыла в расчетном сечении;
=11,5- относительная толщина в расчетном сечении;
=13,1м- расстояние от плоскости симметрии самолета до расчетного сечения.
Координаты эпюрного профиля (в % хорды) даны в задании.
1.2 Расчет нагрузки на крыло и эпюры перерезывающих сил и изгибающих моментов для расчетного случая А
Крыло рассматривается как балка, закреплённая в плоскости симметрии самолёта (центральное сечение крыла не поворачивается, но имеет возможность передвигаться).
Погонная аэродинамическая нагрузка определяется по формуле:
(1.5),
Так как значение близко к единице, то будем им пренебрегать.
f =1,5- коэффициент безопасности;
- коэффициент перегрузки заданного расчётного случая;
(1.6),
(1.7),
где (1.8),
(1.9)
(1.10).
Результаты расчётов сведём в таблицу 1 , а эпюры отобразим на рис.1-3
Таблица 1 - Перерезывающие силы и изгибающие моменты
|
0 |
0,1 |
0,12 |
0,2 |
0,3 |
0,35 |
0,4 |
0,44 |
||
|
2,282 |
2,201 |
2,119 |
2,038 |
1,951 |
1,915 |
1,875 |
1,71 |
||
|
|
20329,4869 |
19607,9 |
18877,4 |
18156 |
17380,73 |
17060 |
16704 |
15233,752 |
|
|
|
1016,47435 |
980,394 |
943,869 |
907,79 |
869,0366 |
853 |
835,18 |
761,68761 |
|
|
|
20344,7341 |
19622,6 |
18891,5 |
18169 |
17393,77 |
17073 |
16716 |
15245,178 |
|
|
Q, Н |
98358,1413 |
85285,2 |
82756,9 |
72932 |
61297,43 |
55750 |
50383 |
46218,057 |
|
|
Q реал, Н |
71309,6169 |
58236,7 |
55708,4 |
50617 |
38982,4 |
33435 |
28068 |
23903,024 |
|
|
l, м |
6,435 |
5,792 |
5,6633 |
5,148 |
4,505 |
4,1833 |
3,861 |
3,6036 |
|
|
delta M |
59133,1598 |
10821,9 |
401105 |
43222 |
37689,3 |
17087 |
12442 |
16615,709 |
|
|
М , Н*м |
297185,075 |
238052 |
227230 |
187125 |
143903,1 |
106214 |
89126 |
76684,242 |
|
|
М реал, Н*м |
216487,061 |
164147 |
156812 |
128216 |
99372,63 |
68874 |
58981 |
52291,834 |
Рисунок 1 - Эпюра распределенной нагрузки
Рисунок 2 - Эпюра перерезывающей силы
1.3 Построение эпюры крутящих моментов для расчетного случая
Профиль крыла моментный так как , а погонный крутящий момент определяем для случая С по формуле:
(1.11),
Эта формула для сечений крыла не проходящих через элерон, т. е.
Для рассматриваемого случая С величина f = 2. Тогда с учетом плотности на нулевой высоте получим следующие формулы:
(1.12),
(1.13),
(1.14).
Коэффициент момента для профиля рассматриваемого крыла . По значению Мmax = 0,71, по графику, подбираем значение F1(M) = 1,5, тогда
.
Для сечений крыла, проходящих через отклонённый элерон справедливо:
(1.15),
Величину крутящего момента в сечении крыла вычисляем по формуле:
(1.19).
Результаты вычислений заносим в таблицу 2 и представляем в виде эпюр на рис.4 и рис.5
Таблица 2 - Крутящие моменты
1.4 Подбор толщины обшивки площади сечения стрингеров и поясов лонжеронов
Для своего самолёта выбираю крыло кессонной схемы, имеющего три лонжерона, которые, если считать от носка, расположены на расстоянии в процентах:
.
Кроме этого
, (5)
где-расстояние между крайними лонжеронами;
Н0- наибольшая высота лонжерона;
к - коэффициент находится в пределах 0,1…..0,2, но может и равен 0.
Если к=0, то пояса лонжеронов не будут отличаться по площади сечения от стрингеров.
Нормальная сила в расчетном сечении крыла:
,
где n- число лонжеронов,
- коэффициент учитывающий форму сечения пояса, принимаем равный 0,95.
Нj - габаритная высота j-го лонжерона.
Для растянутой зоны в зависимости от вида материала принимается , здесь
МПа,
,
- коэффициент, учитывающий ослабление сечения растянутой элементов отверстиями под заклепки;
- коэффициент, учитывающий возможную концентрацию напряжений у отверстий.
, МПа.
Для растянутой зоны.
кН,
м.
Толщину обшивки принимаем равной:
м.
Принимаем мм.
Потребная площадь стрингера:
cм2.
-шаг стрингеров.
По значению потребной площади подбираем стрингер с площадью сечения , Пр-100-13: Н=В=40мм, =4мм,
Сжатая зона.
,
принимаем равной 0,7, МПа.
Находим приведенную толщину обшивки по формуле (5):
мм.
Толщина обшивки в сжатой зоне равна:
м.
Потребная площадь стрингера:
м2.
По значению потребной площади подбираем стрингер с площадью сечения , Пр-100-17: Н=В=50мм, =5мм,
Проверим его на потерю устойчивости
Общая потеря устойчивости
где m=2
L - длина стрингера между нервюрами.
Местная потеря устойчивости
Принимаем меньшее из напряжений =283.5Мпа
Пересчитаем приведенную толщину с новым значением напряжения
принимаем равной 5мм
Проверим её
Проверим обшивку на кручение:
,
здесь
- удвоенная площадь контура.
1.6 Подбор толщины стенок лонжеронов
Толщина стенок лонжеронов определяется из расчёта на сдвиг (случай А и А') при условии, что перерезывающая сила воспринимается только стенками лонжеронов. Перерезывающую силу можно распределить между лонжеронами пропорционально их изгибной жёсткости. Тогда для стенки j - го лонжерона будет
(10)
где - средний угол сходимости поясов лонжеронов при виде крыла по полёту;
Н =0,49 м - средняя высота лонжеронов в расчётном сечении;
- перерезывающая сила с учётом конусности крыла.
Величины QnP и MtP берутся из таблиц или эпюр для расчётного сечения крыла. Имея значение Qj , можно найти толщину стенки j - го лонжерона. Определим перерезывающую силу:
Толщину стенки определяем по следующей формуле . В первом приближении можно принять . Затем, взяв стандартную толщину стенки , необходимо проверить стенку на устойчивость при работе на сдвиг по формуле
(11)
Здесь - величина критического напряжения потери устойчивости стенки от сдвига. Если при расчёте окажется, что стенка заднего лонжерона тоньше обшивки, то следует принять толщину стенки заднего лонжерона равной толщине обшивки, так как эта стенка входит в контур, воспринимающий крутящий момент.
Толщина передней стенки лонжерона:
принимаем стандартное ближайшее значение толщины - 1 = 1.5 мм
Потребная толщина второй стенки:
принимаем стандартное ближайшее значение толщины - 2 = 2,5 мм
Потребная толщина второй стенки:
принимаем стандартное ближайшее значение толщины - 2 = 2.5 мм
Проверка передней стенки на устойчивость при её работе на сдвиг. Стенка лонжерона не должна терять устойчивость от сдвига даже при эксплуатационных нагрузках. Вычислим критическое касательное напряжение каждой стенки. Для увеличения жесткости на стенках лонжеронов поставим стойки с шагом 100мм.
Для случая А имеем
(2),
где f - коэффициент безопасности, взятый равным 1,5;
nэ - коэффициент перегрузки, равный 2,3 для случая А;
g - ускорение силы тяжести, равное 9,81 м/с2
m - масса самолета, равная 6600 кг;
mк - масса крыла792 кг;
- относительная хорда крыла, которую можно рассчитать, используя формулу (3):
(3),
з - сужение крыла;
(4),
.
Занесем полученные результаты в табл.1.
Определим перерезывающие усилия:
(5),
где б - угол атаки, равный 20
тогда для всех сосредоточенных массовых сил получим
Произведём проверку вычислений по предложенной ниже формуле
Проверка показала равенства обеих сторон предлагаемого для проверки тождества. Можно сделать вывод о том, что результаты расчётов верны.
1.2 Определение погонных и крутящих моментов
Профиль крыла моментный так как , а погонный крутящий момент определяем для случая С по формуле:
(3)
Для рассматриваемого случая С величина f = 2. Тогда с учетом плотности на нулевой высоте получим следующие формулы:
Коэффициент момента для профиля рассматриваемого крыла . По значению Мmax = 0,78, по графику, подбираем значение F1(M) = 2, тогда
вносим полученные результаты в (3) и получаем
(3')
Формулы (3) и (3') годятся для сечений крыла не проходящих через элерон, т. е.
Для сечений крыла, проходящих через отклонённый элерон справедливо другое выражение
(4)
Для участков крыла, обслуживаемых элероном:
Для ввода данных в компьютер рассчитаем момент в четвёртом контрольном сечении.
Схема крыла с нумерацией сечений представлена на рисунке 3. Эпюры перерезывающих сил и изгибающих моментов представлены на рисунке 4. Результаты ввода в компьютер сведены в таблицы 7 и 8.
1.3 Построение профиля крыла в расчётном сечении
Расчётное сечение имеет следующие данные:
Определим толщину профиля в центральном сечении
Определим толщину профиля в концевом сечении
Имея значения b(z) и C(z), построим профиль крыла в расчётном сечении. При этом координаты yв и ун находятся из уравнений, описывающих форму профиля крыла. Если же заданы относительные координаты эпюрного профиля, ув и ун в процентах хорды, то
Построим эпюрный профиль крыла по заданным значениям в таблице исходных данных. Профиль крыла представлен на рисунке 5.
1.4 Выбор силовой схемы крыла и подбор толщины обшивки крыла
Для своего самолёта выбираю крыло лонжеронной схемы, имеющего два лонжерона, которые, если считать от носка, расположены на расстоянии в процентах:
.
Кроме этого
Расстояние между лонжеронами вычислим по формуле
Удвоенная площадь К - го контура, ограниченного стенками соседних лонжеронов и обшивкой вычисляется по формуле
Получаем
Для материала Д - 16 АТ
,
тогда рассчитываем толщину потребной обшивки по следующей формуле
Принимаем стандартную ближайшую толщину обшивки. Она равна об = 0,8мм
Предел прочность для материала 30ХГСА равен 440 МПа, а для него
1.5 Подбор растянутого пояса переднего лонжерона
Высоты лонжеронов соответственно равны , тогда
(5)
В качестве поясов принимаем стальные пояса из 30ХГСА с сечениями:
Рассчитаем усилия воспринимаемые поясами
разр = 0,9*440 = 396 МПа. Коэффициент ОБ = 0,4 в зависимости от толщины обшивки равной по результатам расчёта 0,8 мм
Задаёмся примерным числом стрингеров: число m = 6, получим
Так как получилась отрицательная, выберем профиль стрингера с самой маленькой площадью:
Верхняя сжатая зона
Стрингер - это многопролётная балка, а значит с = 2. Получим:
L - длина стрингера - расстояние меду нервюрами, зададим L = 30 мм
тогда
Определим крМ по формуле
Для панели обшивки шириной b и длиной L
.
В конечном итоге получаем
Для определения редукционного коэффициента воспользуемся следующей формулой
(7)
После определения этого коэффициента видно, что только примерно26% обшивки работает вместе со стрингером на сжатие. Определим общую площадь стрингера и обшивки по формуле:
.
Определим нормальную силу воспринимаемую обшивкой и стрингерами по следующей формуле:
как и не для стреловидного крыла лонжеронного типа будем полагать, что сечения в сжатой зоне такие же как и в растянутой. Для определения требуемых площадей сечений поясов заднего и переднего лонжеронов воспользуемся следующими формулами:
(8)
В итоге получаем следующие значения площадей сечений поясов лонжеронов:
Подбираем профили для обоих поясов переднего и заднего лонжеронов в сжатой зоне. Рекомендации по подбору профилей изложены в методическом пособии.
Пр - 315 - 4 F1С0 = F2С0 =3,972 см2.
После подбора профилей сделаем проверку нижней зоны на сжатие для случая D. Проверку будем производить по следующим формулам:
(9)
Получим:
Проверка показывает, что сжатие в нижней зоне не опасно.
1.6 Подбор толщины стенок лонжеронов
Толщина стенок лонжеронов определяется из расчёта на сдвиг (случай А и А') при условии, что перерезывающая сила воспринимается только стенками лонжеронов. Перерезывающую силу можно распределить между лонжеронами пропорционально их изгибной жёсткости. Тогда для стенки j - го лонжерона будет
(10)
где - средний угол сходимости поясов лонжеронов при виде крыла по полёту;
Н =0,195 м - средняя высота лонжеронов в расчётном сечении;
- перерезывающая сила с учётом конусности крыла.
Величины QnP и MtP берутся из таблиц или эпюр для расчётного сечения крыла. Имея значение Qj , можно найти толщину стенки j - го лонжерона. Определим перерезывающую силу:
Толщину стенки определяем по следующей формуле . В первом приближении можно принять . Затем, взяв стандартную толщину стенки , необходимо проверить стенку на устойчивость при работе на сдвиг по формуле
(11)
Здесь - величина критического напряжения потери устойчивости стенки от сдвига. Если при расчёте окажется, что стенка заднего лонжерона тоньше обшивки, то следует принять толщину стенки заднего лонжерона равной толщине обшивки, так как эта стенка входит в контур, воспринимающий крутящий момент. Толщина передней стенки лонжерона:
принимаем стандартное ближайшее значение толщины - 1 = 2,5 мм
Потребная толщина второй стенки:
принимаем стандартное ближайшее значение толщины - 2 = 2,5 мм
Проверка передней стенки на устойчивость при её работе на сдвиг. Стенка лонжерона не должна терять устойчивость от сдвига даже при эксплуатационных нагрузках. Вычислим критическое касательное напряжение передней стенки.
b = H1 = 210 мм
2. Поверочный расчёт крыла
Целью поверочного расчёта крыла является вычисление напряжений в элементах конструкции крыла и оценка их прочности.
Поверочный расчёт крыла, выполняемый при курсовом проектировании, представляет собой достаточно трудоёмкий процесс в вычислительном плане итерационный процесс, для реализации которого предлагается программа WING, отличающаяся от аналогичных учебных программ более простой и удобной схемой дискретизации расчётного сечения и ввода исходных данных, возможностью расчёта крыльев с числом лонжеронов от 1 до 5 и более точным учётом процесса деформирования элементов конструкции крыла.
В учебных целях первое приближение при определении нормальных напряжений в элементах продольного набора крыла выполняется вручную, а результат контролируется программным путём.
2.1 Определение нагрузок, действующих на крыло
Погонная аэродинамическая нагрузка определяется по формуле
,
;
f - коэффициент безопасности;
- коэффициент перегрузки заданного расчётного случая;
м - средняя хорда крыла;
Учёт влияния фюзеляжа и гондол двигателей на распределение по размаху крыла проводится для расчётного случая А`.
На основании таблицы 1.1 [1] строим график относительной циркуляции для плоского изолированного крыла . ( рисунок 12).
На участках, занятых фюзеляжем , ординаты циркуляции уменьшатся на величины
где - значение циркуляции по оси фюзеляжа плоского крыла;
а=1,430 - коэффициент, задаваемый нормами прочности в зависимости от типа самолёта и коэффициента подъёмной силы крыла.
Получим кривую с впадинами в местах расположения фюзеляжа (рисунок 12). Она ограничивает площадь, меньшую 1. Так как площадь под кривой циркуляции с учётом фюзеляжа должна быть равна 1, то производим пересчёт по формуле
Кривая циркуляции с учётом фюзеляжа и гондол двигателей приведена на рис.
Интенсивность нагрузок от массы конструкции крыла, действующих в направлении нормали к хорде, можно найти с помощью по формулам
;
;
Результаты расчётов сведём в таблицу 10.
Таблица 10 - Расчёт погонной нагрузки с учётом влияния фюзеляжа и гондол двигателей
|
№ сеч. |
z, м |
? |
, Н/м |
|||||||||
|
1 |
1 |
6,64 |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
|
|
2 |
0,95 |
6,308 |
0,515 |
0,515 |
0,781 |
-0,216 |
-0,75 |
0,298 |
4,725 |
0,643 |
4,081 |
|
|
3 |
0,9 |
5,976 |
0,851 |
0,851 |
1,291 |
-0,036 |
-0,125 |
0,814 |
12,908 |
1,759 |
11,149 |
|
|
4 |
0,85 |
5,644 |
0,827 |
0,827 |
1,254 |
-0,043 |
-0,15 |
0,783 |
12,413 |
1,691 |
10,722 |
|
|
5 |
0,8 |
5,312 |
0,803 |
0,803 |
1,219 |
-0,052 |
-0,18 |
0,751 |
11,896 |
1,621 |
10,275 |
|
|
6 |
0,75 |
4,98 |
0,851 |
0,851 |
1,291 |
-0,046 |
-0,16 |
0,805 |
12,748 |
1,737 |
11,010 |
|
|
7 |
0,75 |
4,98 |
0,851 |
0,851 |
1,291 |
-0,046 |
-0,16 |
0,805 |
12,748 |
1,737 |
11,010 |
|
|
8 |
0,7 |
4,648 |
0,899 |
0,899 |
1,364 |
-0,043 |
-0,15 |
0,856 |
13,554 |
1,847 |
11,707 |
|
|
9 |
0,65 |
4,316 |
0,94 |
0,94 |
1,426 |
-0,036 |
-0,125 |
0,904 |
14,318 |
1,951 |
12,366 |
|
|
10 |
0,6 |
3,984 |
0,981 |
0,981 |
1,488 |
-0,028 |
-0,1 |
0,952 |
15,082 |
2,055 |
13,026 |
|
|
11 |
0,55 |
3,652 |
1,02 |
1,02 |
1,547 |
-0,216 |
-0,75 |
0,803 |
12,725 |
1,734 |
10,991 |
|
|
12 |
0,5 |
3,32 |
1,059 |
1,059 |
1,606 |
-0,144 |
-0,5 |
0,914 |
14,487 |
1,974 |
12,512 |
|
|
13 |
0,45 |
2,988 |
1,094 |
1,094 |
1,660 |
-0,072 |
-0,25 |
1,021 |
16,185 |
2,205 |
13,979 |
|
|
14 |
0,4 |
2,656 |
1,129 |
1,129 |
1,713 |
0 |
0 |
1,129 |
17,884 |
2,437 |
15,446 |
|
|
15 |
0,4 |
2,656 |
1,129 |
1,129 |
1,713 |
0 |
0 |
1,129 |
17,884 |
2,437 |
15,446 |
|
|
16 |
0,35 |
2,324 |
1,16 |
1,16 |
1,760 |
-0,072 |
-0,25 |
1,087 |
17,231 |
2,348 |
14,882 |
|
|
17 |
0,3 |
1,992 |
1,189 |
1,189 |
1,804 |
-0,144 |
-0,5 |
1,044 |
16,546 |
2,254 |
14,291 |
|
|
18 |
0,25 |
1,66 |
1,213 |
1,213 |
1,841 |
-0,028 |
-0,1 |
1,184 |
18,757 |
2,556 |
16,200 |
|
|
19 |
0,2 |
1,328 |
1,236 |
1,236 |
1,875 |
-0,036 |
-0,125 |
1,199 |
19,006 |
2,590 |
16,416 |
|
|
20 |
0,15 |
0,996 |
1,249 |
1,249 |
1,895 |
-0,050 |
-0,175 |
1,198 |
18,984 |
2,587 |
16,397 |
|
|
21 |
0,15 |
0,996 |
1,249 |
1,249 |
1,895 |
-0,050 |
-0,175 |
1,198 |
18,984 |
2,587 |
16,397 |
|
|
22 |
0,1 |
0,664 |
1,262 |
1,804 |
2,738 |
-0,060 |
-0,21 |
1,743 |
27,625 |
3,764 |
23,861 |
|
|
23 |
0,05 |
0,332 |
1,207 |
1,726 |
2,619 |
-0,072 |
-0,25 |
1,653 |
26,197 |
3,569 |
22,627 |
|
|
24 |
0 |
0 |
1,272 |
1,818 |
2,760 |
-0,086 |
-0,3 |
1,732 |
27,440 |
3,739 |
23,701 |
Найдём координаты центров жёсткости, масс, давления по формулам
,
где принимаем из интервала 0,38…0,42
,
где принимаем из интервала 0,42…0,45
где для сечений не проходящих ни через элерон, ни через двигатели
,
где F2(M)=1,22 принимаем исходя из графика [рисунок 1.3, 1]
Погонный крутящий момент находим по формуле
Результаты расчётов сведём в таблицу 11.
Таблица 11 - Расчёт погонного крутящего момента
|
№ сеч. |
z |
b(z), м |
Хж |
Хм |
Хд |
||
|
1 |
1 |
1,18 |
0,472 |
0,507 |
0,660 |
0 |
|
|
2 |
0,95 |
1,271 |
0,508 |
0,546 |
0,712 |
-0,938 |
|
|
3 |
0,9 |
1,354 |
0,542 |
0,582 |
0,758 |
-2,732 |
|
|
4 |
0,85 |
1,437 |
0,574 |
0,618 |
0,804 |
-2,791 |
|
|
5 |
0,8 |
1,52 |
0,608 |
0,654 |
0,851 |
-2,820 |
|
|
6 |
0,75 |
1,604 |
0,642 |
0,689 |
0,898 |
-3,196 |
|
|
7 |
0,75 |
1,604 |
0,642 |
0,689 |
0,898 |
-3,196 |
|
|
8 |
0,7 |
1,687 |
0,674 |
0,725 |
1,687 |
-3,565 |
|
|
9 |
0,65 |
1,769 |
0,707 |
0,760 |
1,769 |
-3,949 |
|
|
10 |
0,6 |
1,853 |
0,741 |
0,796 |
1,853 |
-4,357 |
|
|
11 |
0,55 |
1,936 |
0,774 |
0,832 |
1,936 |
-3,841 |
|
|
12 |
0,5 |
2,019 |
0,807 |
0,868 |
2,019 |
-4,560 |
|
|
13 |
0,45 |
2,102 |
0,841 |
0,903 |
2,102 |
-5,304 |
|
|
14 |
0,4 |
2,185 |
0,874 |
0,939 |
2,185 |
-6,092 |
|
|
15 |
0,4 |
2,185 |
0,874 |
0,939 |
2,185 |
-6,092 |
|
|
16 |
0,35 |
2,268 |
0,907 |
0,975 |
2,268 |
-6,093 |
|
|
17 |
0,3 |
2,351 |
0,940 |
1,010 |
2,351 |
-6,065 |
|
|
18 |
0,25 |
2,435 |
0,974 |
1,047 |
2,435 |
-7,121 |
|
|
19 |
0,2 |
2,518 |
1,007 |
1,082 |
2,518 |
-7,461 |
|
|
20 |
0,15 |
2,601 |
1,040 |
1,118 |
2,601 |
-7,698 |
|
|
21 |
0,15 |
2,601 |
1,040 |
1,118 |
2,601 |
-7,698 |
|
|
22 |
0,1 |
2,684 |
1,073 |
1,154 |
2,684 |
-11,560 |
|
|
23 |
0,05 |
2,767 |
1,107 |
1,189 |
2,767 |
-11,301 |
|
|
24 |
0 |
2,85 |
1,140 |
1,225 |
2,850 |
-12,193 |
2.1 Определение нормальных напряжений при изгибе крыла
Расчёт нормальных напряжений при изгибе крыла будем производить в программе WINGST. Исходными данными для расчёта являются размеры и характеристики элементов продольного набора, а также величины изгибающего момента и перерезывающей силы.
Определение координат стрингеров
Для определения координат точек каждого из стрингеров необходимо в выбранном масштабе начертить эпюрный профиль крыла в координатах Х и У. После этого необходимо ввести полученные данные в компьютер, который посчитает и выведет значение погонных касательных сил.
Определим масштаб рисунка эпюрного профиля. Длина хорды в расчётном сечении крыла составляет 2000 мм. Тогда для определения масштаба задаёмся длиной этой хорды равной 200 мм. В итоге масштабный коэффициент вычислим по следующей формуле:
.
После этого определим координаты каждого из стрингеров, количество которых, как известно, равно 6 ( между двумя лонжеронами). Таким образом, шаг стрингеров примерно равен 110 мм.
Вводить данные в компьютер следует в сантиметрах, поэтому приведённая ниже таблица координат стрингеров вычислена в сантиметрах.
Таблица 10 - Координаты стрингеров в расчётном сечении крыла
|
N |
1 |
2 |
3 |
4 |
5 |
6 |
7 |
8 |
9 |
10 |
|
|
X |
0 |
11 |
22 |
33 |
44 |
66 |
77 |
88 |
99 |
110 |
|
|
Y |
0 |
5 |
17 |
9 |
11 |
13 |
13 |
13 |
13 |
12.5 |
|
|
N |
11 |
12 |
13 |
14 |
15 |
16 |
17 |
18 |
19 |
20 |
|
|
X |
121 |
121 |
110 |
99 |
88 |
77 |
66 |
44 |
33 |
22 |
|
|
Y |
12 |
-10 |
-10 |
-10 |
-9 |
-9 |
-8 |
-7 |
-6 |
-4 |
|
|
N |
21 |
||||||||||
|
X |
11 |
||||||||||
|
Y |
-3 |
Для ввода данных в компьютер нам понадобятся площади участков, которые будут зависеть от выбранного стрингера, толщины обшивки и зоне, в которой находится стрингер ( сжатой или растянутой ).
Стандартные стрингеры.
Площадь i - го участка вычисляем по формуле
(12)
Коэффициент ц в растянутой и сжатой зоне имеет следующие значения:
. В итоге получим площади участков
Пояса переднего и заднего лонжеронов в сжатой зоне.
Из произведённых выше расчётов получим необходимую площадь. Она равна F = 2.68 см2.
Пояса переднего и заднего лонжеронов в растянутой зоне.
Тогда искомая площадь:
Вводим полученные исходные данные в компьютер.
Результаты вычислений
1. уr(i) - приведенное нормальное напряжение в i - ом продольном элементе уr(i) в МПа, i = 2,M
-2.7222D+02 -3.3718D+02 -4.0214D+02 -4.7087D+02 -5.0680D+02
-5.4999D+02 -5.7837D+02 -5.8527D+02 -6.1365D+02 -6.3159D+02
-6.1236D+02 -5.8240D+02 -5.4895D+02 -4.8270D+02 3.8903D+02
4.1044D+02 4.4608D+02 4.8201D+02 4.9965D+02 4.9901D+02
4.8007D+02 4.6114D+02 4.5759D+02 4.4156D+02 3.8634D+02
3.6363D+02 3.2670D+02 2.2010D+02
2. Тr(i) - касательное усилие на i - ом участке обшивки
Тr(i) в Н/см, i = 1, M
0.0000D+00 4.2934D+01 9.6112D+01 1.5954D+02 5.3164D+02
6.1157D+02 6.9831D+02 7.8953D+02 8.8183D+02 9.7861D+02
1.0782D+03 1.1748D+03 1.2667D+03 1.3532D+03 1.7347D+03
1.2670D+03 1.2022D+03 1.1319D+03 1.0558D+03 9.7704D+02
8.9834D+02 8.2262D+02 7.4990D+02 6.7773D+02 6.0809D+02
1.4359D+02 8.6239D+01 3.4713D+01 5.4406D-13
3. B(i), см, B(i) - длина участка обшивки с номером i, i = 1, M
1.6494D+01 1.2762D+01 1.2772D+01 1.2785D+01 1.2603D+01
1.2680D+01 1.2610D+01 1.2563D+01 1.2610D+01 1.2576D+01
1.2586D+01 1.2601D+01 1.2621D+01 1.2762D+01 3.0030D+01
1.2583D+01 1.2632D+01 1.2623D+01 1.2586D+01 1.2560D+01
1.2586D+01 1.2576D+01 1.2570D+01 1.2601D+01 1.2680D+01
1.2583D+01 1.2642D+01 1.3070D+01 1.4051D+01
4. B(i)*Tr(i), Н
0.0000D+00 5.4791D+02 1.2275D+03 2.0397D+03 6.7003D+03
7.7548D+03 8.8055D+03 9.9186D+03 1.1120D+04 1.2307D+04
1.3571D+04 1.4803D+04 1.5986D+04 1.7270D+04 5.2092D+04
1.5942D+04 1.5186D+04 1.4288D+04 1.3289D+04 1.2272D+04
1.1306D+04 1.0345D+04 9.4265D+03 8.5401D+03 7.7106D+03
1.8068D+03 1.0902D+03 4.5370D+02 7.6448D-12
Исходные данные
5. Mx (кНм), Qy (кН)
8.3220D+01 5.5310D+01
X(i), см, i = 1, M
0.0000D+00 1.2570D+01 2.5130D+01 3.7700D+01 5.0260D+01
6.2800D+01 7.5390D+01 8.7960D+01 1.0052D+02 1.1309D+02
1.2565D+02 1.3822D+02 1.5078D+02 1.6335D+02 1.7591D+02
1.7591D+02 1.6335D+02 1.5078D+02 1.3822D+02 1.2565D+02
1.1309D+02 1.0052D+02 8.7960D+01 7.5390D+01 6.2800D+01
5.0260D+01 3.7700D+01 2.5120D+01 1.2570D+01
6. Y(i), см, i = 1, M
0.0000D+00 1.0680D+01 1.2940D+01 1.5200D+01 1.7590D+01
1.8850D+01 2.0360D+01 2.1360D+01 2.1620D+01 2.2620D+01
2.3260D+01 2.2620D+01 2.1610D+01 2.0480D+01 1.8220D+01
-1.1810D+01 -1.2570D+01 -1.3820D+01 -1.5080D+01 -1.5710D+01
-1.5710D+01 -1.5080D+01 -1.4450D+01 -1.4350D+01 -1.3820D+01
-1.1940D+01 -1.1180D+01 -9.9300D+00 -6.2800D+00
7. Fr(i), см2, i = 1, M
0.0000D+00 2.3730D-01 2.3730D-01 2.3730D-01 1.1890D+00
2.3730D-01 2.3730D-01 2.3730D-01 2.3730D-01 2.3730D-01
2.3730D-01 2.3730D-01 2.3730D-01 2.3730D-01 1.1890D+00
1.8090D+00 2.3730D-01 2.3730D-01 2.3730D-01 2.3730D-01
2.3730D-01 2.3730D-01 2.3730D-01 2.3730D-01 2.3730D-01
1.8090D+00 2.3730D-01 2.3730D-01 2.3730D-01
Геометрические характеристики сечения крыла
8. Irx, Iry, Irxy, см4
2.8919D+03 1.6051D+05 1.8112D+03
9. Srx0, Sry0, см3
1.7084D+01 1.1969D+03
10. Fr, см2
1.1691D+01
11. Xт, Yт, см
1.0237D+02 1.4613D+00
12. Оси XI и ETA - центральные оси инерции сечения крыла
13. Irxi, Iret, Irxiet, см4
2.8669D+03 3.7986D+04 6.2215D+01
14. б, в градусах
1.0150D-01
15. Оси U и V - главные центральные оси инерции сечения
Iru, Irv, см4
2.8668D+03 3.7986D+04
16. Координаты точек сечения крыла в центральных осях XI и ETA
XI(i), см
-1.0237D+02 -8.9803D+01 -7.7243D+01 -6.4673D+01 -5.2113D+01
-3.9573D+01 -2.6983D+01 -1.4413D+01 -1.8535D+00 1.0717D+01
2.3277D+01 3.5847D+01 4.8407D+01 6.0977D+01 7.3537D+01
7.3537D+01 6.0977D+01 4.8407D+01 3.5847D+01 2.3277D+01
1.0717D+01 -1.8535D+00 -1.4413D+01 -2.6983D+01 -3.9573D+01
-5.2113D+01 -6.4673D+01 -7.7253D+01 -8.9803D+01
17. ETA(i), см
-1.4613D+00 9.2187D+00 1.1479D+01 1.3739D+01 1.6129D+01
1.7389D+01 1.8899D+01 1.9899D+01 2.0159D+01 2.1159D+01
2.1799D+01 2.1159D+01 2.0149D+01 1.9019D+01 1.6759D+01
-1.3271D+01 -1.4031D+01 -1.5281D+01 -1.6541D+01 -1.7171D+01
-1.7171D+01 -1.6541D+01 -1.5911D+01 -1.5811D+01 -1.5281D+01
-1.3401D+01 -1.2641D+01 -1.1391D+01 -7.7413D+00
18. Координаты точек сечения крыла в главных центральных осях
U и V
U(i), см, i = 1, M
-1.0238D+02 -8.9787D+01 -7.7223D+01 -6.4649D+01 -5.2085D+01
-3.9543D+01 -2.6950D+01 -1.4378D+01 -1.8178D+00 1.0754D+01
2.3315D+01 3.5884D+01 4.8442D+01 6.1010D+01 7.3566D+01
7.3513D+01 6.0952D+01 4.8379D+01 3.5817D+01 2.3246D+01
1.0686D+01 -1.8828D+00 -1.4442D+01 -2.7011D+01 -3.9601D+01
-5.2137D+01 -6.4696D+01 -7.7274D+01 -8.9817D+01
V(i), см, i = 1, M
-1.2799D+00 9.3778D+00 1.1616D+01 1.3853D+01 1.6221D+01
1.7459D+01 1.8946D+01 1.9924D+01 2.0162D+01 2.1140D+01
2.1757D+01 2.1095D+01 2.0063D+01 1.8911D+01 1.6628D+01
-1.3402D+01 -1.4139D+01 -1.5367D+01 -1.6605D+01 -1.7213D+01
-1.7190D+01 -1.6538D+01 -1.5886D+01 -1.5763D+01 -1.5211D+01
-1.3309D+01 -1.2527D+01 -1.1254D+01 -7.5822D+00
По результатам компьютерного расчёта строятся эпюры погонных касательных сил и изгибающих моментов. При этом изгибающий момент определяется по формуле
(13)
где Х1 и Х2 - коэффициенты канонической системы уравнений
(14)
Другие коэффициенты данного уравнения вычисляются по формулам
После этого подсчитаем коэффициент избытка прочности по формуле
(15)
Определим для сжатой и растянутой зон толщину обшивки
С учётом распечатки определим следующие значения
Таблица 11 - Определение 11
Таблица 12 - Определение 22
|
СЖАТАЯ ЗОНА |
|||||||||||
|
12,60 |
12,68 |
12,61 |
12,56 |
12,61 |
12,58 |
12,59 |
12,60 |
12,62 |
12,76 |
30,03 |
|
|
42 |
42,27 |
42,03 |
41,87 |
42,03 |
41,93 |
41,97 |
42 |
42,07 |
42,53 |
100,1 |
|
|
РАСТЯНУТАЯ ЗОНА |
|||||||||||
|
12,58 |
12,63 |
12,62 |
12,59 |
12,56 |
12,59 |
12,58 |
12,57 |
12,60 |
12,68 |
12,58 |
|
|
25,16 |
25,26 |
25,24 |
25,18 |
25,12 |
25,18 |
25,16 |
25,14 |
25,2 |
25,36 |
25,16 |
|
|
22 |
|||||||||||
|
797,96 |
Определение
Таблица 13 - Определение 10
|
СЖАТАЯ ЗОНА |
|||||||||||||||
|
bT |
|||||||||||||||
|
0 |
54,79 |
122,8 |
204 |
670 |
775,5 |
880,6 |
991,9 |
1112 |
1231 |
1357 |
1480 |
1599 |
1727 |
||
|
0 |
182,6 |
409,3 |
680 |
2233 |
2585 |
2935 |
3306 |
3707 |
4103 |
4523 |
4933 |
5330 |
5757 |
||
|
РАСТЯНУТАЯ ЗОНА |
|||||||||||||||
|
bT |
|||||||||||||||
|
1594 |
1519 |
1429 |
1329 |
1227 |
1131 |
1035 |
942,7 |
854 |
771,1 |
180,7 |
109 |
45,37 |
0 |
|
|
|
3188 |
3038 |
2858 |
2658 |
2454 |
2262 |
2070 |
1885 |
1708 |
1542 |
361,4 |
218 |
90,74 |
0 |
|
|
|
10 |
|||||||||||||||
|
82382,24 |
Таблица 14 - Определение 20
|
СЖАТАЯ ЗОНА |
|||||||||||
|
bT |
|||||||||||
|
670 |
775,5 |
880,6 |
991,9 |
1112 |
1231 |
1357 |
1480 |
1599 |
1727 |
5209 |
|
|
2233 |
2585 |
2935 |
3306 |
3707 |
4103 |
4523 |
4933 |
5330 |
5757 |
17363 |
|
|
РАСТЯНУТАЯ ЗОНА |
|||||||||||
|
bT |
|||||||||||
|
1227 |
1131 |
1035 |
942,7 |
854 |
771,1 |
180,7 |
109 |
45,37 |
0 |
|
|
|
2454 |
2262 |
2070 |
1885 |
1708 |
1542 |
361,4 |
218 |
90,74 |
0 |
|
|
|
20 |
|||||||||||
|
69368,27333 |
Таблица 15 - Определение 12 и 21
|
СЖАТАЯ ЗОНА |
|||||||||||
|
12,60 |
12,68 |
12,61 |
12,56 |
12,61 |
12,58 |
12,59 |
12,60 |
12,62 |
12,76 |
30,03 |
|
|
42 |
42,27 |
42,03 |
41,87 |
42,03 |
41,93 |
41,97 |
42 |
42,07 |
42,53 |
100,1 |
|
|
РАСТЯНУТАЯ ЗОНА |
|||||||||||
|
12,58 |
12,63 |
12,62 |
12,59 |
12,56 |
12,59 |
12,58 |
12,57 |
12,60 |
12,68 |
12,58 |
|
|
25,16 |
25,26 |
25,24 |
25,18 |
25,12 |
25,18 |
25,16 |
25,14 |
25,2 |
25,36 |
25,16 |
|
|
12 и 21 |
|||||||||||
|
797,96+120,2=918,2 |
В итоге получаем систему уравнений с двумя неизвестными
;
после решения которой получаем следующие значения корней Х1 и Х2: Х1 = -689, Х2 = 705,9.
Построим эпюры погонной касательной силы и изгибающего момента, который вычислим по следующей формуле: . Эпюры представлены на рисунках 10 и 11.
3. Расчёт шасси
Шасси самолёта предназначено для обеспечения опирания самолёта на поверхность стоянки, разбега его при взлёте, пробега при посадке, передвижения по аэродрому, а также для поглощения и рассеивания энергии ударов при этом.
3.1 Исходные данные для расчёта шасси
Исходными данными для расчёта шасси являются посадочная тпос и взлётная твзл масса самолёта, взлётная и посадочная скорости, схема размещения шасси на самолёте и расположение амортизатора на стойке.
Выбираем балочную телескопическую схему шасси. Значения масс и скоростей приведены ниже:
3.2 Схема расположения шасси на самолёте
На современных самолётах применяется трёхопорная схема шасси с носовой или хвостовой опорой, двухопорная или велосипедная и многоопорная схема. Наибольшее распространение имеет трёхопорная схема с носовой частью. Именно такую схему применим к данному самолёту, рассматриваемому в курсовом проекте.
Для дальнейшего расчёта нам понадобятся реакции в основных опорах шасси. Введём для их определения некоторые геометрические параметры:
Произведём расчёт реакций в основной опоре шасси:
стояночная нагрузка на одно колесо
3.3 Подбор параметров амортизационной системы
Для расчёта выберем арочный тип колеса. Такие колёса предназначены для эксплуатации на подготовленных аэродромах при посадочной скорости более 180 км/ч.
Подбор колёс проводится по стояночной взлётной и посадочной нагрузкам. Рст взл, Рст пос. должно выполнятся равенство Рст < Рст тах. Рст тах - максимальная стояночная нагрузка по каталогу для взлётной и посадочной массы. Для сохранения стояночного обжатия при взлётной массе устанавливают потребное давление в колесе.
Зная Р0 можно определить Рм.д.
Максимально допустимая работа при Р0
Полное обжатия п.о. пневматика
Таблица 16 - Определение типа пневматика
|
Размер колеса |
||||||||||||
|
Данные по каталогу |
500180А |
100 |
35 |
97 |
0,4 |
290 |
80 |
12 |
650 |
200 |
200 |
|
|
Данные по самолету |
91,77 |
65,55 |
0,36 |
261 |
10,80 |
200 |
Для построения диаграммы обжатия колеса используем уравнение
крыло фюзеляж самолет оперение
.
Определим значения коэффициентов К.
Выписываем из каталога Рразр.рад. = 65000, а значит РпрК < 0,75*Рразр.рад. = 0,75*65000= 48750. Диаграмма обжатия колеса приведена на рисунке 13.
Рисунок 13 - Диаграмма обжатия пневматика
3.4 Подбор параметров жидкостно-газовой амортизации
Исходные данные для расчёта АЭ, которую воспринимать амортизатор + пневматик определяется по следующей формуле:
,
где Vy2 определяется по формуле:
Определяется максимальная работа
Подбор параметров амортизатора ведём из условия поглощения максимальной работы при различных нагрузках, не превышающих РпрН = РпрК*Z, где Z - число колёс на одном столбе. Тогда работа, приходящаяся на одну стойку вычисляется по формуле:
Находим силу обжатия пневматика Р0 к моменту трогания поршня:
Определяем полный ход поршня
Находим функции трения в направляющих 0(S)
Значения а и b подбираются по конструктивным соображениям таким образом, чтобы при их подборе выполнялось следующее условие 0(S)<0,25. В итоге получаем следующие значения а и b: а = 0,45 м, b = 0,45 м, получим:
Определим приведённую длину газовой камеры. Для этого воспользуемся следующей формулой:
Определим площадь газового поршня по следующей формуле:
Определим начальный объём газовой камеры:
Определим площадь проходных отверстий по следующей формуле:
Smax - максимальный ход поршня;
dшт - внешний диаметр штока;
Dц - внутренний диаметр цилиндр;
Определим силу гидравлического сопротивления по формуле:
3.5 Построение диаграммы обжатия амортизатора
Известны только две ординаты этой диаграммы. В момент трогания поршня при S = 0 полная осевая сила в стойке равна , а в конце хода поршня при S = Sк . Между этими точками проводим кривую так, чтобы площадь, ограниченная кривой равнялась в масштабе Аамтах. Построенная кривая должна быть плавной и в конце хода поршня должна иметь наибольшую ординату. Полный ход поршня разбивается на ряд интервалов ДSi и находится скорость поршня .
Определим скорость опускания центра масс самолёта по следующей формуле:
,
где , величины Qi-1 и Qi снимаются с диаграммы работы амортизатора, которая приведена на рисунке 14.
Рисунок 14 - Диаграмма обжатия амортизатора
- приращение работы пневматиков
;
- приращение величины опускания центра масс самолёта. V0 - скорость опускания центра масс к моменту касания пневматиками земли. ДUi = цвi*ДSi. Все расчёты сводятся в таблицу 17.
Таблица 17 - Расчёт площади сечений проходных отверстий
|
№ |
ДSi |
Si |
Qi |
Qжi |
шi |
цвi |
д i |
Pi |
Ддi |
|
|
1 |
2 |
3 |
4 |
5 |
6 |
7 |
8 |
9 |
10 |
|
|
0 |
0,1 |
0 |
35063 |
31594 |
0,2 |
--- |
0,089 |
31228,1 |
--- |
|
|
1 |
0,1 |
0,1 |
100000 |
96458 |
0,19 |
5,697 |
2,365 |
17553,1 |
2,276 |
|
|
2 |
0,1 |
0,2 |
160000 |
147205 |
0,16 |
2,8485 |
5,364 |
56169,91 |
2,999 |
|
|
3 |
0,1 |
0,3 |
219500 |
189654 |
0,14 |
1,899 |
13,56 |
115587,2 |
8,196 |
|
|
4 |
0,1 |
0,4 |
272550 |
236548 |
0,12 |
1,42425 |
18,36 |
191363,9 |
4,8 |
|
|
5 |
0,1 |
0,5 |
323769 |
276235 |
0,106 |
1,1394 |
25,14 |
284157,5 |
6,78 |
|
|
6 |
0,12 |
0,62 |
380000 |
358632 |
0,098 |
0,918871 |
38,26 |
413551 |
13,12 |
|
|
ДAam |
ДApn |
ДUi |
Дyi |
(dy/dt) |
(dS/dt) |
fi |
||||
|
11 |
12 |
13 |
14 |
15 |
16 |
17 |
||||
|
--- |
1389,65 |
--- |
--- |
4,78 |
--- |
--- |
||||
|
67,5315 |
57,68377 |
0,5697 |
2,8457 |
4,565337 |
2,758 |
2,856 |
||||
|
130 |
197,7251 |
0,28485 |
3,28385 |
3,769651 |
3,165 |
3,236 |
||||
|
189,75 |
1164,513 |
0,1899 |
8,3859 |
3,584176 |
3,056 |
3,047 |
||||
|
246,025 |
2817,81 |
0,142425 |
4,942425 |
3,2843 |
2,636 |
2,625 |
||||
|
298,1595 |
5977,303 |
0,11394 |
6,89394 |
2,5267 |
1,868 |
2,254 |
||||
|
422,2614 |
13347,16 |
0,110265 |
13,23026 |
1,0708 |
0,365 |
1,924 |
Построим на одном графике зависимости от хода поршня. Примерный вид этих графиков представлен на рисунке 15.
3.6 Расчёт элементов шасси на прочность
Строим эпюры изгибающих и крутящих моментов и перерезывающей силы, рисунок 16.
Для оценки прочности шасси балочной схемы вычисляются значения напряжений в штоке, цилиндре, подкосе и полуосях колёс. Определим нормальные напряжения для полуоси колёс.
Для штока
Для цилиндра
4. Расчёт фюзеляжа
Фюзеляж служит для размещения экипажа, пассажиров, грузов, оборудования, топлива и некоторых агрегатов. В силовом отношении фюзеляж является строительной балкой, к которой могут крепиться крыло, оперенье, шасси, двигатели.
Основными нагрузками фюзеляжа являются:
-силы, передающиеся от прикрепленных к нему частей самолета: крыла, оперения, силовой установки, шасси;
-силы от грузов и агрегатов, расположенных в фюзеляже, а также от массы конструкции самого фюзеляжа;
-аэродинамические силы разряжения и давления, распределенные по поверхности фюзеляжа;
-силы от избыточного давления в герметических отсеках.
Так как фюзеляж является строительной базой самолета, то его прочность следует рассматривать при всех расчетных случаях нагружения крыла, хвостового оперения и шасси.
Целью расчета является:
-определение нагрузок в виде сил от грузов и агрегатов, расположенных в фюзеляже, с учетом сил, передающихся от прикрепленных к фюзеляжу частей самолета;
-динамическое уравновешивание самолета;
-выбор расчетного случая нагружения;
-построение эпюр силовых факторов по длине фюзеляжа;
-подбор толщины обшивки и размеров поперечных сечений продольных элементов.
4.1 Определение внешних нагрузок на фюзеляж от оперения
Рассмотрим нагрузки, передающиеся на фюзеляж со стороны горизонтального и вертикального оперения.
На горизонтальное оперение действуют:
а) уравновешивающие нагрузки;
б) маневренные нагрузки;
в) нагрузки при полете в неспокойном воздухе;
г) несимметричные нагрузки.
На вертикальное оперение действуют:
а) демпфирующие нагрузки;
б) маневренные нагрузки;
в) нагрузки при полете в неспокойном воздухе;
г) нагрузки в случае остановки двигателей, находящихся по одну сторону от плоскости симметрии самолета;
д) нагрузки при комбинированных случаях нагружения.
Необходимо рассмотреть также случаи одновременного нагружения горизонтального и вертикального оперения.
4.1.1 Уравновешивающие нагрузки горизонтального оперения
Уравновешивающие нагрузки определяются для расчетных случаев по формуле
,
где mzбГО = f(Cy) - коэффициент аэродинамического момента самолета без горизонтального оперения;
q - скоростной напор;
S - площадь крыла;
bA - средняя аэродинамическая хорда;
LГО - расстояние от центра массы самолета до оси шарниров горизонтального оперения.
Для самолета VFW - Фоккер 614
S = 65,04 м2;
bA = 3,49 м;
LГО = 11,73 м, где - коэффициент аэродинамического момента самолёта без горизонтального оперения. В расчёте скоростного напора используем максимальную скорость самолёта у земли, но только предварительно разделим её на 3,6.
- скоростной напор рассматриваемого случая.
Тогда для определения Рурэ получим следующую формулу:
4.1.2 Маневренные нагрузки
Маневренная нагрузка на горизонтальное оперение согласно Нормам прочности.
Маневренная нагрузка суммируется с уравновешивающей нагрузкой:
, .
Здесь к1 - коэффициент, задаваемый Нормами прочности;
nэmax - коэффициент максимальной эксплуатационной перегрузки.
Коэффициент безопасности f принимается в соответствии с рассматриваемым случаем.
Найдем значения .
.
Тогда маневренная нагрузка будет:
SГ.О. = 19,02 м2.
4.1.3 Нагрузки на горизонтальное оперение при полете в неспокойном воздухе
Нагрузка от воздействия неспокойного воздуха определяется по формуле
,
где Рэу - уравновешивающая нагрузка при горизонтальном полете у земли на максимальной скорости V0max = 0,9 Vmax при nэ = 1;
- дополнительная нагрузка от неспокойного воздуха, которая принимается по Нормам прочности равной , Н;
коэффициент безопасности f = 2.
В этом случае mzбГО = 0,044
Тогда
Значение нагрузки от воздействия неспокойного воздуха также заносится в таблицу.
4.1.4 Несимметричное нагружение горизонтального оперения
Несимметричное нагружение горизонтального оперения может иметь место в полете со скольжением или при отклонении руля направления. По Нормам прочности это нагружение рассматривается для случая наибольшей из уравновешивающих нагрузок, а также в обоих случаях маневренной нагрузки. Принимается, что нагрузка на одной половине горизонтального оперения равна нагрузке соответствующего случая симметричного нагружения, а на другой половине уменьшена с таким расчетом, чтобы момент Мэx, возникающий при этом относительно продольной оси самолета, равнялся величине
,
где lГ.О. - размах горизонтального оперения;
mx Г.О. - коэффициент, принимаемый по Нормам прочности.
Коэффициент безопасности f берется в соответствии рассматриваемым случаем. Уменьшенная нагрузка на одну половину горизонтального оперения не должна превышать 70 % исходной.
mx Г.О. = 0,025 lГ.О = 8,935м.
Тогда
Максимальной из рассчитанных нагрузок является вторая маневренная, значит, она является расчетной. Сводим все нагрузки, действующие на горизонтальное оперение в таблицу 18
Таблица 18 - Нагрузки, действующие на вертикальное оперение
|
расчётные случаи |
q |
Cya |
Mzбго |
Руэ |
ДРэ |
f |
Pгоэ |
РгоР |
перегрузка |
|
|
А |
5048,586 |
1,32 |
0,065 |
6350,253 |
--- |
1,5 |
6350,253 |
9525,379943 |
2,3 |
|
|
А' |
28386 |
0,234768 |
0,008 |
4394,426 |
41828,1 |
1,5 |
46222,52 |
69333,78729 |
2,3 |
|
|
В |
28386 |
0,117384 |
0,006 |
3295,819 |
31687,95 |
2 |
34983,77 |
69967,54636 |
1,15 |
|
|
С |
28386 |
0 |
0,013 |
7140,942 |
31687,95 |
2 |
38828,9 |
77657,79146 |
0 |
|
|
D |
5374,301 |
-0,62 |
-0,04 |
-4159,97 |
--- |
1,5 |
-4159,97 |
-6239,95113 |
-1,15 |
|
|
D' |
28386 |
-0,11738 |
-0,016 |
-8788,85 |
--- |
1,5 |
-8788,85 |
-13183,2773 |
-1,15 |
|
|
вторая маневренная нагрузка |
28386 |
0,234768 |
0,008 |
4394,426 |
--- |
2 |
4394,426 |
8788,85154 |
2,3 |
|
|
неспокойный воздух |
20121,6 |
0,143997 |
0,007 |
2725,64 |
38025,54 |
2 |
40751,18 |
81502,36931 |
1 |
4.1.5 Определение внешних нагрузок на вертикальное оперение
Приведем расчетные формулы для определения нагрузок на вертикальное оперение.
Демпфирующая нагрузка
,
но не более .
Маневренная нагрузка
,
но не более ,
где SВ.О. - площадь вертикального оперения.
Полет в неспокойном воздухе
Коэффициент с = 1,3, (т. к. М>0,8),
V0max - максимальная скорость самолета у земли.
Для рассматриваемого самолета:
SВ.О. = 9,99м2; V0max = 181,25м/с.
Эксплуатационная нагрузка на вертикальное оперение при остановке двигателей по одну сторону от плоскости симметрии самолета определяется из условия уравновешивания момента от тяги работающих двигателей.
Нагрузка в комбинированном случае нагружения находится путем суммирования нагрузки от остановки двигателей с маневренной нагрузкой или с половиной нагрузки от неспокойного воздуха. При этом тяга работающих двигателей принимается 0,67 ее максимального значения.
Для всех рассмотренных случаев нагружения вертикального оперения коэффициент безопасности f = 2.
Нагрузки, действующие на вертикальное оперение:
Демпфирующая нагрузка ;
маневренная нагрузка ;
полет в неспокойном воздухе .
4.1.6 Одновременное нагружение горизонтального и вертикального оперения
Вероятность одновременного действия максимальных нагрузок на вертикальное и горизонтальное оперение мала, поэтому принимают, что на каждую из поверхностей действует только ? максимальной нагрузки, выявленной при их раздельном нагружении.
4.2 Уравновешивание самолета в вертикальной плоскости
Под уравновешиванием самолета понимается определение массовых сил, динамически уравновешивающих поверхностные силы и моменты, действующие на самолет.
Уравновешивание самолета производится для всех полетных и посадочных случаев нагружения.
Рассмотри уравновешивание самолета при нагружении в плоскости симметрии.
В самом общем случае массовая сила Рi, с которой масса действует на фюзеляж, определяется формулой
Таблица 19 - Расчет массовой силы Рэi для всех полетных случаев.
|
niэ |
2,3 |
2,3 |
1,15 |
0 |
-1,15 |
-1,15 |
2,3 |
1 |
||
|
Полётные случаи |
A |
A' |
B |
C |
D |
D' |
вторая маневренная нагрузка |
неспокойный воздух |
||
|
N |
m, кг |
Массовая сила |
||||||||
|
1 |
340 |
7671,42 |
7671,42 |
3835,71 |
0 |
-3835,71 |
-3835,71 |
7671,42 |
3335,4 |
|
|
2 |
180 |
4061,34 |
4061,34 |
2030,67 |
0 |
-2030,67 |
-2030,67 |
4061,34 |
1765,8 |
|
|
3 |
2150 |
48510,45 |
48510,45 |
24255,23 |
0 |
-24255,2 |
-24255,2 |
48510,45 |
21091,5 |
|
|
4 |
2150 |
48510,45 |
48510,45 |
24255,23 |
0 |
-24255,2 |
-24255,2 |
48510,45 |
21091,5 |
|
|
5 |
230 |
5189,49 |
5189,49 |
2594,745 |
0 |
-2594,75 |
-2594,75 |
5189,49 |
2256,3 |
|
|
6 |
130 |
2933,19 |
2933,19 |
1466,595 |
0 |
-1466,6 |
-1466,6 |
2933,19 |
1275,3 |
4.2.1 Действие на горизонтальное оперение второй маневренной нагрузки .
Полагается, что эта нагрузка уравновешивается подъемной силой крыла Yэа, равной по величине нагрузке Рэм, но имеющей противоположное направление и приложенной в центре давления, совпадающем с центром массы самолета, т.е.
.
Таким образом, ускорение самолета и перегрузка в центре массы самолета равны нулю.
Момент пары сил
уравновешивается моментом инерционных сил вращательного движения (рис.?.)
. .
Перегрузка в любой точке самолета i будет обусловлена вращением самолета относительно оси Z с ускорением , которое равно
, .
где Jz - массовый момент инерции самолета, который находится по формуле:
,
Здесь xi - координата i-ой массы самолета;
iz - радиус инерции самолета относительно оси Z;
m - масса самолета.
Приближенно можно принять
.
Тогда массовый момент самолета будет равен
.
Найдем ускорение.
Величина перегрузки nэi находится по формуле
.
Определим перегрузку в носовой и хвостовой частях самолета.
;
.
4.3 Уравновешивание самолета в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии самолета
Нагрузки в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии, создают несимметричное нагружение самолета и фюзеляжа.
Несимметричным нагружение будет при действии нагрузок на вертикальное оперение, при одновременном нагружении горизонтального и вертикального оперения, при посадке с боковым ударом.
Уравновешивание самолета в этих случаях проводится так же, как и при действии сил в вертикальной плоскости (плоскости симметрии самолета). Равновесие достигается приложением массовых сил поступательного и вращательного движения. Допустимые упрощения приводятся в Нормах прочности.
4.4 Построение эпюр перерезывающих сил, изгибающих и крутящих моментов для фюзеляжа
При построении эпюр перерезывающих сил, изгибающих и крутящих моментов учтем действие сосредоточенных массовых сил от грузов и агрегатов, расположенных в фюзеляже и распределенных нагрузок от массы конструкции фюзеляжа. Расчетное значение массовых сил находится по известным перегрузкам nэi в i сечениях точках фюзеляжа:
,
здесь mai - масса груза или агрегата, расположенного в i-ом сечении фюзеляжа.
Для простоты построения перерезывающих сил и изгибающих моментов распределенные нагрузки от массы конструкции фюзеляжа заменим сосредоточенными силами. С этой целью разобьем фюзеляж на отсеки.
Массу конструкции отсека фюзеляжа, заключенного между соседними сечениями и с центром масс в точке сечений i, можно определить по формуле:
,
здесь mф - масса конструкции фюзеляжа;
Sф - площадь боковой проекции фюзеляжа;
Si - площадь боковой проекции i-го отсека, заключенного между соседними сечениями.
Величины Sф и Si находим по чертежу. Тогда массовую силу, действующую в i-ом сечении фюзеляжа или приложенную к точке i оси фюзеляжа, определим как
,
где mi=mai+mфi,
nэi - значение перегрузки в i-ом сечении фюзеляжа.
Найденные значения сил представлены в виде таблицы 20, которой воспользуемся для построения эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов.
Таблица 20 - таблица для построения эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов
|
№ сечения i |
Pip, H |
Qyp |
Mzp |
|
|
1 |
15342,8 |
-15342,8 |
0 |
|
|
2 |
8122,7 |
-23465,5 |
-30685,6 |
|
|
3 |
97020,9 |
-120468,4 |
-91515,5 |
|
|
A |
175236,5 |
54750 |
-763883,8 |
|
|
D |
69736,8 |
124468 |
-538769,3 |
|
|
4 |
97020,9 |
27466 |
-438245,6 |
|
|
5 |
10379 |
17087 |
-236759 |
|
|
6 |
5866,4 |
11220,6 |
5607,9 |
|
|
B |
33849,6 |
-22629 |
100,3 |
|
|
ГО |
46748,7 |
24119,7 |
4462 |
|
|
С |
24119,7 |
24119,7 |
0 |
При составлении таблицы и построении эпюр применялись следующие значения реакций в точках A, B, C, D.
При построении эпюр перерезывающих сил Qру и изгибающих моментов Мрz будем рассматривать как балку, опирающуюся на лонжероны крыла, и к которой приложены массовые силы Ррi, а также нагрузки со стороны горизонтального оперения и реакции в узлах крепления крыла.
Построение эпюр Qpz, Мру, и Мрx при нагружении фюзеляжа в горизонтальной плоскости проводится также. Схема нагружения фюзеляжа и эпюры показаны на рис. 18.
4.5 Подбор сечений силовых элементов фюзеляжа
Фюзеляж представляет собой тонкостенную конструкцию и состоит из каркаса и обшивки. Каркас образуется из продольного набора (стрингеров и лонжеронов) и поперечного набора (шпангоутов).
Продольный набор воспринимает нормальные напряжения при изгибе фюзеляжа в двух плоскостях, а обшивка - касательные напряжения сдвига при изгибе и кручении фюзеляжа.
Расчетная схема сечения стрингерного отсека фюзеляжа кругового сечения. Принято в сечении фюзеляжа различать своды и боковины.
4.5.1 Определение толщины обшивки хвостовой части фюзеляжа
Толщина обшивки боковин и сводов фюзеляжа в расчетном сечении определяется из соотношения
,
где - разрушающее касательное напряжение обшивки, принимаемое равным
,
где Т - расчетное погонное касательное усилие в боковинах или сводах фюзеляжа;
- временное сопротивление материала обшивки.
Для определения расчетного погонного касательного усилия ограничимся рассмотрением следующих случаев нагружения фюзеляжа:
-действие наибольшей нагрузки на горизонтальное оперение,
-наибольшей нагрузки на вертикальное оперение,
-действие несимметричной нагрузки на горизонтальное оперение,
-одновременное нагружение горизонтального и вертикального оперения.
4.5.2 Погонные касательные силы в боковинах фюзеляжа
Погонные касательные силы в боковинах фюзеляжа при действии наибольшей набольшей нагрузки на горизонтальное оперение можно определить по формуле
,
Qpн, и Мрx - значения поперечной силы и изгибающего момента в расчетном сечении фюзеляжа; г - угол конусности фюзеляжа при виде сбоку; , где D - диаметр фюзеляжа
4.5.3 Погонные касательные силы в боковинах и сводах
При действии наибольшей силы на вертикальное оперение погонные касательные силы в боковинах и сводах равны:
,
где: - РВОР - максимальная сила, действующая на вертикальное оперение
- h - расстояние от продольной оси до центра давления вертикального оперения
- х - расстояние от расчётного сечения фюзеляжа до точки приложения силы РВОР
- в - угол конусности фюзеляжа в плане (примерно 0,122 рад)
- Щ - удвоенная площадь, ограниченная средней линией сечения фюзеляжа 13,5 м2
- В = 0,8*D = 0,8*2,932 = 2,345 м
4.5.4 Погонные касательные силы при действии несимметричной нагрузки
Погонные касательные силы при действии несимметричной нагрузки на горизонтальное оперение для боковин и сводов можно определить из соотношений:
4.5.5 Одновременное действие нагрузки на вертикальное и горизонтальное оперение
При одновременном действии нагрузки на горизонтальное и вертикальное оперение погонные касательные силы для боковин и сводов фюзеляжа вычисляются по формулам:
Толщина обшивки боковин и сводов фюзеляжа определяется в расчётном сечении по следующему соотношению:
- разрушающее касательное напряжение обшивки
Принимаем д = 2,5 мм
4.5.6 Подбор элементов продольного набора
Стрингеры верхнего и нижнего сводов с присоединённой к ним обшивкой участвуют в работе фюзеляжа на общий изгиб. Приняв все стрингеры одинаковыми, их сечение можно найти из соотношения:
(*)
уразр.стр = 0,8*ув стр = 336 МПа - разрушающее напряжение стрингера, т - количество стрингеров
Принимаем профиль ПР - 102 - 1 Fстр = 29,2 мм2
при найденном значении касательного напряжения основное соотношение (*) выполняется.
Заключение
Результаты расчета, приведённые выше, показали, что крыло при условии нагружения удовлетворяют условиям прочности. Коэффициенты запаса не дают полной картины распределения напряжений, так как мы имеем дело не с реальной конструкцией, а с моделью. В реальной конструкции толщина обшивки переменная, а мы в курсовом проекте принимали её постоянной на определённых участках.
Подобные документы
Определение сил, действующих на самолет, выбор расчетно-силовой схемы крыла. Определение неизвестной реакции фюзеляжа на крыло и напряжения в его сечении. Построение эпюры поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов в сечениях крыла по его размаху.
курсовая работа [700,2 K], добавлен 09.06.2011Расчет прочности крыла большого удлинения транспортного самолета: определение геометрических параметров и весовых данных крыла. Построение эпюры поперечных сил и моментов по длине крыла. Проектировочный и проверочный расчет поперечного сечения крыла.
курсовая работа [4,2 M], добавлен 14.06.2010Выбор конструктивно-силовой схемы крыла. Обоснование схемы самолета и его параметров. Определение потребной тяговооруженности самолета. Расчет аэродинамических нагрузок. Подсчет крутящих моментов по сечениям крыла. Нахождение толщины стенок лонжеронов.
дипломная работа [4,7 M], добавлен 08.03.2021Разработка общего вида самолета. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла, фюзеляжа, оперения и шасси. Проектирование силовой установки и элементов конструкции основной стойки шасси, ее тяги. Подбор монолитной панели и лонжерона минимальной массы.
дипломная работа [3,1 M], добавлен 07.03.2012Летные характеристики самолета Як-40 для варианта нагружения. Геометрические характеристики силовых элементов крыла. Преобразование сложного в плане крыла в прямоугольное. Расчет нагружающих сил и нагрузок. Определение напряжений в сечениях крыла.
курсовая работа [980,0 K], добавлен 23.04.2012Конструктивные и аэродинамические особенности самолета. Аэродинамические силы профиля крыла самолета Ту-154. Влияние полетной массы на летные характеристики. Порядок выполнения взлета и снижения самолета. Определение моментов от газодинамических рулей.
курсовая работа [651,9 K], добавлен 01.12.2013Классификация летательных аппаратов по принципу полета. Определение понятия "самолет". Этапы создания самолета. Аксиомы проектирования, типы фюзеляжей, крыла, оперения. Безопасность самолета, роль шасси и тормозной системы. Рейтинг опасности авиалайнеров.
презентация [1,4 M], добавлен 04.11.2015Построение докритической поляры самолета Ан-225. Рекомендуемые значения толщин профилей крыла и оперения. Расчёт полётных характеристик самолёта, построение зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки. Зависимость отвала поляры от числа Маха.
курсовая работа [1,2 M], добавлен 17.06.2015Определение геометрических и массовых характеристик самолета. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла. Определение толщины обшивки. Расчет элементов планера самолета на прочность.
курсовая работа [3,2 M], добавлен 14.05.2013Схемы крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и двигателей самолета. Удельная нагрузка на крыло. Расчет стартовой тяговооруженности, взлетной массы и коэффициента отдачи по коммерческой нагрузке. Определение основных геометрических параметров самолета.
курсовая работа [805,8 K], добавлен 20.09.2012
