Расчёт запасов прочности стенки переднего лонжерона крыла военно-транспортного самолёта

Размещено на http://www.allbest.ru/

Оглавление

Аннотация

Введение

Глава I. Описание и ТТХ самолета Ил-76

1.1 Основные положения

1.2 Описание и лётно-технические характеристики

1.3 Конструкция самолета

1.4 Силовые элементы крыльев самолетов

1.5 Использование программных продуктов MSC. PATRAN-NASTRAN, для вывода нагрузок действующих на стенки заднего лонжерона

1.6 Последовательность операций в среде MSC.PATRAN при выполнение решения инженерных зада

Глава II. Теоретические основы

2.1 Основные положения

2.2 Описание конструкции

2.3 Обозначения исходных данных

Глава III. Расчет переднего лонжерона на сдвиг

3.1 Описание метода расчета

3.2 Описание программы расчета

3.3 Расчет стенки переднего лонжерона между нервюрами 4-5 изд.476

Вывод

Список литературы



Аннотация

Цель данной работы является определение запасов прочности стенки переднего лонжерона крыла военно-транспортного самолета по:

- общей потери устойчивости стенки

- сдвигу стенки

- местной потери устойчивости стойки

- срезу болт-заклепки, крепления стенки к поясу лонжерона

- смятию стенки в месте крепления ее с поясом

- отрыву головки заклепки крепления стенки лонжерона со стойкой

- срезу болта крепления стойки с поясом лонжерона

- смятию стойки в месте крепления ее с поясом



Введение

Цель данной работы является определение запасов прочности стенки переднего лонжерона крыла военно-транспортного самолета по:

- общей потери устойчивости стенки

- сдвигу стенки

- местной потери устойчивости стойки

- срезу болт-заклепки, крепления стенки к поясу лонжерона

- смятию стенки в месте крепления ее с поясом

- отрыву головки заклепки крепления стенки лонжерона со стойкой

- срезу болта крепления стойки с поясом лонжерона

- смятию стойки в месте крепления ее с поясом

Расчет производится при помощи программного обеспечения написанного на языке программирования Partran, автор которой является инженер конструктор Данец А.Г. «Программа расчета тонкостенной балки на сдвиг».

Так же ознакомиться с программными продуктами MSC. PATRAN-NASTRAN, что является актуальным. MSC.Patran - это программный продукт относящийся к CAE-системам, которые позволяют использовать компьютер для конструирования модели объекта, затем моделировать поведение объекта в условиях действия комплекса нагрузок при заданных граничных условиях, которые отражают условия работы объекта в сложной конструкции.



Глава I. Описание и ТТХ самолета Ил-76

1.1 Основные положения

28 июня 1966 года Министерство авиационной промышленности СССР поручило ОКБ С. В. Ильюшина провести исследовательские работы по созданию проекта военно-транспортного самолёта Ил-76. Уже 25 февраля 1967 года Генеральный конструктор С.В. Ильюшин утвердил разработанное техническое предложение по созданию Ил-76. 27 ноября 1967 года Советом Министров СССР было принято постановление о начале работ по созданию Ил-76. Работы по созданию самолёта проходили под руководством заместителя Генерального конструктора Г.В. Новожилова (с 28 июля 1970 года, Новожилов -- Генеральный конструктор ОКБ московского машиностроительного завода «Стрела»). Разработка эскизного проекта самолёта велась под руководством Д.В. Лещинера. С 12 по 31 мая 1969 года работала Макетная комиссия под руководством командующего ВТА генерал-лейтенанта Г.Н. Пакилева, тогда на изготовленном в натуральную величину макете самолёта проверялось в том числе и размещение различной военной техники в самолёте. Акт работы Макетной комиссии был утверждён Главнокомандующим ВВС П.С. Кутаховым 20 ноября 1969 года.

Постройка первого опытного самолёта проводилась в Москве на машиностроительном заводе «Стрела». Первый полёт самолёт совершил 25 марта 1971 года с Центрального аэродрома имени М.В. Фрунзе (Командир -- Герой Советского Союза Э.И. Кузнецов), посадку совершил на аэродроме Раменское. В мае 1971 года самолёт был впервые представлен вниманию международной общественности на авиасалоне в Ле Бурже. Испытания самолёт проходил в гарнизоне Кречевицы (близ Великого Новгорода) и в этой же дивизии (Витебск-Северный, Кречевицы, Кресты (Псков) впервые встал на вооружение ВВС СССР. Хорошо зарекомендовал себя на учениях «Щит-76» и «Щит-78». Показал себя с лучшей стороны в Афганистане.

Первый серийный самолёт совершил свой первый полёт 5 мая 1973 года с аэродрома ташкентского авиационного завода, экипаж летчика-испытателя A.M. Тюрюмина. В дальнейшем самолёты Ил-76 различных модификаций производились на «Ташкентском авиационном производственном объединении имени В.П. Чкалова», всего за годы производства построено около 1000 самолётов, из них более 100 отправлено на экспорт.

В конце 1980-х годов под руководством главного конструктора Р.П. Папковского началась разработка новой модификации самолёта Ил-76МФ/ТФ. 1 августа 1995 года экипаж лётчика-испытателя А.Н. Кнышова совершил первый полёт на опытном Ил-76МФ, изготовленном на «Ташкентском авиационном производственном объединении имени В. П. Чкалова». В ходе работ по модернизации в фюзеляж самолёта были добавлены две вставки по 3,3 м, что значительно увеличило объём грузовой кабины (с 326 до 400 мі), силовая установка -- 4 двигателя ПС-90А-76. По сравнению с двигателями Д-30КП: большая тяга и лучшая топливная экономичность -- на 12-15 %, дальность полёта возросла на 15-20 %, также к нормам ИКАО приведён уровень шума и вредных выбросов. Серийное производство Ил-76МФ планируется в России, на авиазаводе «Авиастар-СП» в Ульяновске. В конце марта 2012 года завершается сборка первого серийного экземпляра.

1.2 Описание и лётно-технические характеристики

Военно-транспортный самолёт Ил-76 предназначен для транспортировки и десантирования личного состава, техники и грузов различного назначения. Является первым в истории СССР военно-транспортным самолётом с турбореактивными двигателями. Самолёт предназначен для эксплуатации с бетонированных и грунтовых аэродромов с прочностными характеристиками не ниже 0,6 МПа и способен доставлять грузы максимальной массой 28--60 т на расстояние 3600--4200 км с крейсерской скоростью 770--800 км/ч (максимальная масса перевозимого груза и дальность полёта зависит от модификации). Все кабины Ил-76 герметизированы, что даёт возможность перевозить 167 (в двухпалубном варианте -- 245) солдат с личным оружием или обеспечить выброс 126 человек десантной группы. Самолёт может транспортировать всю номенклатуру боевой техники воздушно-десантных подразделений и большую часть техники мотострелковых дивизий. Грузовая кабина имеет размеры 24,5 м в длину (из которых 4,5 приходится на рампу), 3,45 м в ширину и 3,4 м в высоту. Самолёт способен брать на борт до 100501 л топлива и преодолевать расстояние до 6700 км со средним расходом топлива 9 т/час. Длина разбега на взлёте составляет 1500--2000 м, а пробег при посадке 930--1000 м.

Ориентировочная стоимость самолёта -- 27 млн долларов США.

1.3 Конструкция самолета

Самолёт построен по традиционной для тяжёлых транспортных самолётов схеме однофюзеляжного высокоплана со стреловидным крылом и однокилевым Т-образным оперением. Крыло самолёта трапециевидное с переломом по задней кромке. Стреловидность крыла по линии четвертей хорд -- 25°. Каждое полукрыло оборудовано мощной механизацией и располагает пятисекционным предкрылком и двумя трёхщелевыми закрылками. В наличии также двухсекционный элерон и четыре тормозных щитка. Горизонтальное оперение расположено на верхней части киля (Т-образная форма). На киле имеется руль направления с триммером и сервокомпенсатором. Стабилизатор переставной, с рулём высоты и триммером-флеттнером.

Круглый в сечении фюзеляж разделён на несколько герметичных кабин: кабина пилотов (в верху носовой части фюзеляжа), кабина штурмана (под кабиной пилотов), грузовая кабина и кабина стрелка кормовой пушечной установки с парой пушек ГШ-23Л (кабины пилотов и штурмана герметически не разделены, кормовая кабина с пушечной установкой присутствует только на военных версиях самолёта). В передней части фюзеляжа расположены два люка. В корме расположен трёхстворчатый задний грузовой люк. Десантирование личного состава возможно в четыре потока (два через грузовой люк), однако на практике этот способ почти не применяется из-за частых схождений в воздухе десантируемых. Грузовая кабина оборудована двумя грузовыми лебёдками, установленными возле передней переборки, четырьмя электротельферами грузоподъёмностью по 2,5 т и четырьмя подтрапниками, ширину расположения которых можно менять. Для удобства погрузки и разгрузки задние тельферы могут выдвигаться за порог рампы на 5 м. Пол грузовой кабины оборудован рольганговыми дорожками, что даёт возможность погрузки, разгрузки и десантирования несамоходных моногрузов.

Силовая установка представлена четырьмя турбореактивными двигателями, подвешенными на пилонах под крылом. На первых серийных модификациях устанавливались двигатели Д-30КП тягой 12 000 кгс. Данные двигатели позволяют самолёту лететь в диапазоне скоростей 260--850 км/ч, что, с одной стороны, обеспечивает удобные условия воздушного десантирования, а с другой стороны, высокую скорость крейсерского полёта. В последних модификациях самолётов двигатели Д-30КП заменены на ПС-90А-76 тягой 14 500 (3 300) кгс на взлетном (крейсерском) режиме.

ВСУ ТА-6А размещена в передней части левого обтекателя шасси. Служит для обеспечения самолёта на стоянке электропитанием ?208 В и ~115 В, =27 В и сжатым воздухом для запуска основных двигателей.

Шасси пятиопорное, многоколёсное, убирающееся в фюзеляж. Носовая нога имеет 4 бескамерных колеса (1…18 шп.), p=5,5+0,5 кг/см2 для грунта и p=7,5+0,5 кг/см2 для бетона. Управляется от штурвальчика на угол ±48 град. при рулении и от педалей на угол ±7 град (взлёт-посадка). Колёса затормаживаются при уборке. Главные ноги шасси состоят из передних и задних стоек (35…51 шп.). На каждой из четырёх стоек установлено по 4 камерных колеса с p=4,5+0,5 кг/см2 для грунта и p=7+0,5 кг/см2 для бетона. Стояночное торможение от переключателя на ЦПЛ. Ось с колёсами разворачивается на 90 град. при уборке.

Генератор нейтрального газа (азотная система) установлен в передней части правого обтекателя шасси и правом переднем багажнике. Служит для выработки НГ и выдачи его по трубопроводам в надтопливное пространство баков. Азотная система дополнительно имеет 16 баллонов (16 л) с азотом.

1.4 Силовые элементы крыльев самолетов

Крылья самолетов отличаются большим разнообразием не только внешних форм, но и конкретных конструкций. Во всех случаях крыло должно быть достаточно прочным и жестким при минимальной массе.

Передавая подъемную силу на фюзеляж, крыло подвергается деформациям изгиба и кручения, (см. рис 1) которые должны восприниматься соответствующими силовыми элементами. Поэтому крылья различных типов обычно представляют собой наборы однотипных элементов, участвующих в восприятии внешних нагрузок и составляющих его конструктивно-силовую схему.

Рис 1. Нагрузки, действующие на крыло

К продольному набору относятся лонжероны, продольные стенки и стрингеры. Поперечный набор крыла обычно состоит из нервюр.

Аэродинамическая нагрузка в виде сил разрежения и давления приложена непосредственно к обшивке. С обшивки через силовые связи она передается на нервюры и стрингеры, которые обычно крепятся к нервюрам и поэтому каждая нервюра как бы «собирает» распределенную аэродинамическую нагрузку с участков обшивки и со стрингеров.

Нагрузка, действующая на нервюру, стремится ее переместить и повернуть, так как ее равнодействующая приложена в центре давления, который обычно не совпадает с центром жесткости сечения. Перемещению нервюры препятствуют передняя и задняя стенки лонжеронов, к которым она прикреплена.

Поскольку крыло закреплено на фюзеляже, то при передаче поперечных нагрузок от всех нервюр к узлам крепления крыло нагружается изгибающим моментом, воспринимаемым продольными элементами (пояса, стрингеры и обшивка), в которых действуют осевые усилия сжатия и растяжения.

Лонжероны воспринимают изгибающий момент и поперечную силу. Изгибающий момент воспринимают пояса лонжеронов, в которых возникают большие осевые усилия. Стенки лонжеронов, воспринимая практически всю поперечную силу, работают на сдвиг. Кроме того, стенки совместно с обшивкой образуют замкнутые контуры, воспринимающие крутящий момент.

Стрингеры - продольные элементы, участвующие в восприятии изгибающего момента. При этом в них действуют осевые силы сжатия или растяжения.

Стрингеры подкрепляют обшивку, увеличивая ее устойчивость, а также воспринимают местную воздушную нагрузку и передают ее на нервюры.

Нервюры составляют поперечный силовой набор крыла. Они передают аэродинамическую нагрузку с обшивки на стенки лонжеронов.

Нервюры придают форму профилю, подкрепляют продольные элементы и обшивку, увеличивая их устойчивость.

Под действием нагрузок нервюра работает на сдвиг и изгиб в своей плоскости. Силовые (или усиленные) нервюры, кроме того, воспринимают большие сосредоточенные нагрузки и распределяют их между основными силовыми элементами.

Обшивка образует гладкую, удобообтекаемую поверхность, герметизирует крыло. Она не только воспринимает аэродинамическую нагрузку, но и работает на кручение, а часто и на изгиб. Степень участия обшивки в восприятии изгибающего момента зависит от ее толщины и характера подкрепления (т.е. от конструкции крыла).

Лонжероны представляют собой продольные балки, состоящие из поясов и стенок. (Рис 2) Их доля в массе крыла может доходить до 30-40%. Большая же часть массы самого лонжерона приходится на его пояса, в которых при изгибе возникают наибольшие нормальные напряжения, так как их материал наиболее удален от нейтральной оси.

Рис 2. Конструкция лонжеронов.

При такой простой конструкции лонжерона достигается наиболее эффективное использование материала, а следовательно, и минимальная масса. Пояса лонжеронов представляют собой катаные или прессованные профили различного сечения, удобные для соединения с обшивкой и стенкой. Из условия равнопрочности площади сечения поясов к концу крыла должны уменьшаться.

Корневые части лонжеронов заканчиваются мощными стыковочными узлами, которые передают силы и моменты с консолей крыла на центроплан или непосредственно на фюзеляж.

Стрингеры входят в продольный силовой набор любого крыла клепаной конструкции.

Стрингеры выполняются прессованные или катанные из болванок, или гнутые из листового материала. Лучше всего подкрепляют обшивку стрингеры, образующие с ней замкнутые профили. Недостатком их является наличие двухрядного заклепочного шва.

Нервюры по назначению делятся на нормальные и силовые (или усиленные), по конструктивной схеме - балочные, рамные и ферменные.

Нормальные нервюры балочного типа выполнены в виде сплошных стенок из листового материала толщиной 0,5-1,5 мм. Пояса их образуются путем отбортовки стенки в местах прилегания к обшивке, либо при помощи приклепывания уголков может быть и то и другое). Конструктивно нервюра состоит из трех частей (если в крыле два лонжерона) - носовой, средней и хвостовой.

Силовые нервюры устанавливаются в местах действия больших сосредоточенных сил и имеют мощные пояса и более толстые стенки.

Обшивка может быть выполнена из листового материала (однослойная), в виде монолитных панелей или в виде многослойной конструкции.

Доля обшивки в общей массе крыла современного самолета может значительно превышать 40%, поэтому она включается в работу крыла на изгиб и кручение. Поверхность обшивки должна быть гладкой, она не должна деформироваться под действием эксплуатационных нагрузок.

Листовая обшивка широко применяется для крыльев самолетов на всех диапазонах скоростей. Ее изготавливают из отдельных листов дюралюминия или более жаропрочных материалов, предварительно выштампованных по форме профиля в данном месте.

Толщина обшивки колеблется в пределах от 0,8 до 8,0 мм и зависит от конструкции крыла и действующих в данном сечении нагрузок. В направлении к концу крыла толщина обшивки обычно уменьшается, поэтому при ее изготовлении необходимо применять листы разной или переменной толщины (последнее дает экономию в материале и снижает массу конструкции).

Кроме листовой, применяют обшивку, выполненную как одно целое с подкрепления-ми в виде ребер, выполняющих функции стрингеров и поясов нервюр. Такая конструкция получила название монолитных панелей. Их ставят в наиболее нагруженных зонах крыла.

Монолитные панели применяют на крыльях ряда современных самолетов. Такие панели улучшают качество поверхности, увеличивают жесткость крыла при меньшей массе, позволяют гораздо легче создавать герметичное топливные отсеки. Особенно эффективны монолитные панели для очень тонких крыльев.

Многослойная обшивка состоит чаще всего из двух тонких металлических листов - несущих слоев, между которыми расположен заполнитель. В качестве заполнителя применяют пенопласты (в том числе армированные легкими профилями), сотовые конструкции, выполненые из тонкой металлической фольги толщиной 0,05-0,2 мм или стеклотекстолита, а также гофрированные листы. Применение многослойной обшивки позволяет уменьшить количество нервюр и отказаться от стрингеров.

Под конструктивно-силовой схемой подразумевается совокупность и взаимное расположение элементов конструкции, воспринимающих основные силовые факторы. К таким элементам относятся лонжероны, стрингеры, нервюры, обшивка. Кроме них, в конструкции крыла имеется ряд деталей, которые обычно не включают в силовую схему: законцовки, носки, хвостовики, зализы, аэродинамические гребни и др.

Силовые схемы всех крыльев принято подразделять в зависимости от способа восприятия изгибающего момента - основного силового фактора. В соответствии с этим силовые схемы подразделяют на два типа: лонжеронные и моноблочные.

Лонжеронным называется крыло, у которого изгибающий момент воспринимается мощными поясами лонжеронов, а относительно слабые стрингеры служат для подкрепления тонкой обшивки. Лонжеронные крылья стыкуются с фюзеляжем только по лонжеронам, а стрингеры и обшивка у борта фюзеляжа обрываются.

Моноблочным называется крыло, у которого во всех сечениях изгибающий момент воспринимается верхней и нижней панелями, состоящими из толстой обшивки, подкрепленной набором мощных стрингеров. В полёте верхняя панель работает на сжатие, нижняя - на растяжение. В отличие от лонжеронных моноблочные крылья стыкуются всеми силовыми элементами - обшивкой, стрингерами и стенками, т.е. по всему контуру моноблока.

Крутящий момент в моноблочном крыле воспринимается верхней и нижней панелями а также стенками лонжеронов в которых возникают касательные напряжения, направленные против часовой стрелки.

Усилия от сдвига в вертикально плоскости в моноблочном крыле воспринимаются стенками лонжеронов, в которых возникают касательные напряжения, направленные в полете вниз.

1.5 Использование программных продуктов MSC. PATRAN-NASTRAN, для вывода нагрузок действующих на стенки заднего лонжерона

В настоящее время принято считать, что система автоматизированного проектирования машиностроительной продукции (САПР) состоит из ряда составных систем, которые предназначены: для проектирования конструкций CAD-системы (Computers-Aided Design); для инженерных расчётов CAE-системы (Computer-Aided Engineering); для проектирования и моделирования технологических процессов обработки материалов CAM-системы (Computers-Aided Manufacturing); системы для управления процессом разработки проектов-PDM(Product Data Management).

MSC.Patran - это программный продукт относящийся к CAE-системам, которые позволяют использовать компьютер для конструирования модели объекта, затем моделировать поведение объекта в условиях действия комплекса нагрузок при заданных граничных условиях, которые отражают условия работы объекта в сложной конструкции.

Обычно CAE-системы применяют для оптимизации конструкции с целью улучшения характеристики, снижения цены, выявления недостатков конструкции, оценки возможности работы конструкции в сборе с другими деталями. Одно из преимуществ компьютерного проектирования и моделирования заключается в том, что оно позволяет выполнить конструкцию от замысла до «реального» воплощения на компьютере не создавая прототипы в металле. Это позволяет совершенствовать конструкцию, сокращать время проектирования, снижать цену изделия.

CAE-процесс начинается с моделирования изделия на компьютере, во многих случаях это изделие уже создано с помощью какой-либо CAD-системы. CAE и CAD-процессы тесно связаны, в CAE-процессах происходит проверка расчётом характеристик изделия и затем изделие возвращается на доработку или переработку. После доработки происходит возврат изделия в CAE-систему, в которой происходит очередная проверка. Таким образом, осуществляется необходимая взаимосвязь между этими системами.

Современные САD системы снабжаются встроенными расчётными модулями CAE, а CAE-системы дополняются CAD-модулями.

MSC.Patran является системой, которая позволяет управлять всеми фазами САЕ-процесса в одном месте. Это программный продукт, который позволяет построить модель конструкции, моделировать внешние условия работы конструкции, управлять процессом конечно-элементного представления конструкции и её анализом и интерпретировать полученные при расчёте результаты.

В среде MSC.Patran можно выполнять все указанные действия, использовать её с другими CAD-программами, моделирующими пакетами, или использовать в ней базу данных - объектный код, созданный какой либо другой CAE-системой, например ANSYS.

Следует отметить пять ключевых особенностей системы MSC.Patran, заключённых в его уникальной структуре, связывающей эти особенности, придавая этому программному продукту большие возможности и универсальность.

Прежде всего интерфейс - это то, что мы видим на экране, когда работаем с системой MSC.Patran. Интерфейс включает меню и линейки инструментов для инструментария и приложений, форма для ввода данных, просмотра геометрических объектов, а также изображения статуса состояния операций. Интерфейс обеспечивает доступ ко всем функциям MSC.Patran.

Инструменты и приложения - это основа системы MSC.Patran. Инструменты позволяют выполнять различные работы в среде MSC.Patran (создавать геометрические объекты, задавать пакеты заданий для решения задач, компилировать результаты анализа, проверять ошибки и сигнализировать об этом).

Модули приложения осуществляют большие специализированные задачи, часто вне системы MSC.Patran, помогая сопровождать конечно-элементный анализ и интерпретацию результатов.

Важной особенностью инфраструктуры MSC.Patran является интегрированная база данных. Вся информация о модели и её анализе сосредоточена в базе данных, и таким образом можно всегда сравнивать варианты, изменять их, добавлять и изучать конструктивные изменения объекта.

MSC.Patran имеет открытую архитектуру. Это позволяет обмениваться данными с различными программными продуктами, включая CAD-системы, конечно-элементные объектные коды других моделирующих программ, базы данных по характеристикам материалов. Базы данных и модели, созданные в одной программной системе, могут быть просто перенесены в MSC.Patran с минимальными затратами по времени и без потерь данных при конвертировании кодов.

MSC.Patran воспринимает модели объектов, созданных в таких мощных CAE-системах как Unigraphics, CATIA, CAD-системах среднего и малого уровня: SolidWorks, SolidEdge, КОМПАС, T-flex, ARIES и др.

Для системы MSC.Patran можно с помощью алгоритмического языка высокого уровня PCL (Patran Custom Language) разрабатывать расчётные системы, предназначенные для решения узкого класса инженерных задач

1.6 Последовательность операций в среде MSC.PATRAN при выполнение решения инженерных задач

Для того, чтобы решить инженерную задачу, используя систему MSC.Patran, необходимо выполнить три базовые стадии. Каждая из стадий выполняется в соответствующих частях системы MSC.Patran.

Первая стадия типичная и наиболее трудоёмкая по времени. Это создание геометрической модели объекта, которая должна включать в себя: описание по форме и размерам, указание материалов из которых будет изготовлен реальный объект. Кроме этого необходимо задать внешние силы, действующие на объект.

MSC.Patran имеет инструментарий, который помогает пользователю создать модель объекта с его внешними условиями.

Используя этот инструментарий можно быстро создать двух или трёхмерную (2D или 3D) каркасную модель, поверхность или твёрдотельную модель объекта.

С помощью CAD-интерфейса можно импортировать и затем редактировать геометрические модели объектов, созданных с помощью других программных продуктов.

После создания геометрической модели, с помощью мощных средств, имеющихся в системе MSC.Patran создаётся конечно-элементная модель объекта. К этим средствам относятся генераторы конечно-элементных сеток, которые автоматически могут наноситься на кривые, поверхности и твёрдые тела, используя различные способы (Mapped And Paved Meshing). Допускается редактирование сетки конечных элементов в интерактивном режиме.

MSC.Patran имеет возможность задавать свойства материалов, из которых изготавливается объект. Эти свойства определяют тип материала, жёсткость, плотность объекта моделирования. При конечно-элементном анализе оценивается индивидуальные реакции модели на нагрузки и граничные условия. Нагрузки рассматриваются в широком смысле и могут представляться в форме сил, моментов сил, давлений, температуры.

Граничные условия описываются в терминах степеней свободы, которые определяют направление вдоль трёхмерных осей координат, по которым модель может или не может иметь перемещений, как в линейном, так и угловом направлениях. Вторая стадия заключается в анализе реакции конечной элементной модели с заданными граничными условиями на приложенные нагрузки. Имеется ряд опций для запуска анализа конечно-элементной модели с помощью MSC.Patran. Можно использовать один из объектных кодов MSC: объектные коды других внешних программных продуктов или собственный код, созданный системой MSC.Patran.

Далее необходимо определить тип конечного элемента (например, балка, стержень, пластина) и относящиеся к этому элементу свойства для различных областей вашей модели, например, если она выполнена из различных материалов, и назначить эти свойства конечным элементам модели.

Тип элемента выбирается исходя из используемого объектного кода (он связан с используемым программным продуктом для проведения вычислений), конфигурации модели, предполагаемого поведения моделируемого объекта (линейная или нелинейная). Дополнительные свойства описывают такие параметры как толщина пластины, коэффициент жёсткости пружины, площадь сечения балки и т.п. Анализ поведения объекта связан с проведением вычислительных операций по заданному алгоритму, который предоставлен той вычислительной системой, которая используется в данной задаче, (это могут быть NASTRAN, MARC, DYTRAN и т.п.).

При выполнении этой стадии производятся следующие действия:

- определяется требуемый алгоритм для решения задачи (тип инженерной задачи, например, статический расчёт);

- определяются и транслируются параметры, заданные для выполнения задачи;

- выбирается соответствующая схема или набор нагрузок (Load Cases);

- выбираются переменные, требуемые для вывода после решения задачи;

- посылаются данные задачи для численного анализа в программу - вычислительную систему, используемую в данный момент решения задачи;

- считываются количественные результаты из файлов результатов, созданных программой-вычислителем.

Третья стадия заключается в трансляции (компиляции) результатов анализа и представление их в форме удобной для визуального анализа.

Обычно численное решение задачи даёт большое количество цифровых данных, которые трудно анализировать, если выводить их в цифровой форме на бумагу. Поэтому на этой стадии используются возможности системы MSC.Patran для представления в визуальной форме данных, используя компьютерную графику, анимацию и другие предназначенные для этого инструменты.

Данные, полученные в результате решения задачи, могут быть рассортированы в зависимости от времени (временного шага), частоты, температуры или пространственного расположения по объёму анализа. Все эти данные могут быть представлены в графической форме.

Указанная последовательность выполнения инженерного анализа какого-либо проекта является типовой, но в процессе выполнения других проектов возможны изменения указанной последовательности из-за конкретных требований или заданий.



Глава II. Теоретические основы

2.1 Основные положения

Расчет лонжеронов крыла можно условно подразделить на три части:

Расчет лонжерона как тонкостенной балки на сдвиг от потока касательных сил [q];

Расчет лонжеронных стоек на поперечный изгиб от давления топлива;

Расчет нетиповых мест приложения сосредоточенных сил.

Расчет лонжерона как тонкостенной балки на сдвиг от потока касательных сил [q];

Проверочный расчет лонжерона, как тонкостенной балки, работающей на сдвиг от потока касательных сил [q] проводится по методике "Э-63", изложенной в "Справочнике по расчету на прочность авиационных конструкций". При этом потоки касательных сил [q] в расчетных случаях определяются исходя из теоретической высоты контура лонжерона:

[1]

Секущие силы [Q] и потоки касательных сил [q]в расчетных случаях берем из расчета НДС крыла.

По методике "Э-63" определяем:

Критические напряжения стенки лонжерона.

Запасы по общей потере устойчивости.

Запасы по местной потере устойчивости.

Запасы по сдвигу стенки.

Запасы по креплению стенки к поясам лонжерона.

Запасы по креплению стоек к поясам и стенке лонжерона.

При этом следует отметить, что минимально допустимая величина критических напряжений стенки лонжерона [ф_КР] определяется по следующей формуле:

ф_КР 0,4 ф_РАСЧ [2]

Расчет стенки производим по номинальной толщине листа (без учета минусовых допусков)

Поток касательных сил, действующий на крепление стенки к поясам балки:

q_расч=q(1+0,414Kндп) [3]

где q - поток касательных в стенке лонжерона в месте ее крепления к поясам из расчета НДС крыла.

Минимальное сечение стенки лонжерона по креплению стенки к поясам проверяется на срез с учетом ослабления отверстиями под заклепки. В качестве допускаемого принимается временное сопротивление на срез по Т.У.

Для шва ф_В=0,6у_В

Допускаемый поток при работе перемычек стенки на срез определяется по формуле:

[4]

При расчете лонжерона и балок на сдвиг используется «Программа расчета тонкостенной балки на сдвиг» базирующаяся на основной методик.

Секущая сила в стенке, как и величины проходящих напряжений в поясах от общего изгиба берутся из КЭ-расчетов планера изделия.

2.2 Описание конструкции

Передний лонжерон крыла изд.476 представляет собой балочную конструкцию, состоящую из верхнего и нижнего поясов, стенки и стоек между ними.

Передний лонжерон загружен касательным потоком от общего изгиба крыла и сосредоточенными силами.

Также передний лонжерон в зоне нервюр 4-38 является стенкой бака-кессона и работает на поперечный изгиб от давления топлива.

Крепление стенок лонжеронов к поясам осуществляется: заклепками; 6ОСТ 1 12337-78 ВТ16 и болт-заклепками 6ОСТ 1 31138-80 30ХГСА в два ряда

2.3 Обозначения исходных данных

Секущая сила - Q

Сила сжимающая стойку - P

Расстояние между ц.т. поясов - h_ЭФ

Расстояние между ц.ж-ти:

Шва стенка-пояс - h'_ЭФ

Высота стойки - h_С

Толщина лапки пояса - д_П

Площадь cечения верхнего пояса - F_ВП

Площадь сечения нижнего пояса - F_НП

Момент инерции сечения верхнего пояса - J_ВП

Момент инерции сечения нижнего пояса - J_НП

Разр напр мат стенки - у_В стенки

Разр напр мат стойки - у_В стойки

Напр тек мат стойки - у_0,2 стойки

Напр пред проп стойки - у_ПЦ стойки

Модуль упругости мат стенки - Е стенки

Модуль упругости мат стойки - Е стойки

Односторонность стоек -

С какой стороны стенки расположена стойка - 1-перед стенкой, 2-за стенкой

Напряжение разрушающее заклепку - у_В заклепки

K-нт конц напр у шва - К_ОТВ

Доля нагр в момент начала потери стенкой уст-ти - С

Диаметр заклепки - d_З

Шаг заклепок - t_З

Толщина стенки - д

Толщ стен с приливом - д_Y

Шаг стоек - t

Геометрические параметры профиля стойки:

Ширина полки B1 - b₁,bc

Толщина полки В1 - д₁,дc

Ширина полки B2 - b₂

Толщина полки В2 - д₂



Глава III. Расчет переднего лонжерона на сдвиг

3.1 Описание метода расчета

самолёт крыло лонжерон нагрузка

При помощи программных продуктов MSC. PATRAN-NASTRAN, мы можем вывести все потоки которые действуют на определенные участки лонжерона (рис 3.1.1-3.1.5)

Расчет начинаем с того, что определяем критические места между всеми осями нервюр лонжерона.

1) По полученным данным, на основе расчета НДС определяем максимальный поток касательных сил действующий в стенке лонжерона, потоки в поясах лонжерона не учитываются.

2) Так как высота лонжерона мало меняется между осями соседних нервюр критической является клетка имеющая наибольший шаг стоек.

3) В расчете учитываем стойку имеющую максимальную высоту, преднамеренно снижая допускаемую сдвиговую силу, то есть полученные в итоге расчетов запасы по потери устойчивости и сдвигу стенки будут минимальны.



Расчет будем проводить по методу Куна - Абрамова

Кун разработал теорию неполного диагонального поля растяжения и метод расчета тонкостенной балки подкрепленными поперечными элементами, а Валерий Иванович Абрамов скорректировал этот метод для расчетов лонжеронов крупногабаритных самолетов.

В данном расчете мы имеем 4 возможных случаев нагружения.

А - криволинейный полет на угле атаке который соответствует

A' - криволинейный полет с такой же перегрузкой как и в случае А, но при наиболее возможной или допустимой скорости самолета

А'щз взл и А'щз пос - случаи нагружения при взлете и посадке (Рис 3.1.6-3.1.7)



Определяем эффективную площадь поперечного сечения стойки:

; где [14]



- площадь стойки

- расстояние до центра тяжести стойки, от плоскости стенки к которой прикреплена стойка

- экстцентриситет стойки относительно срединной плоскости стенки

Определяем критическое напряжение сдвига:

[15]

- коэффициент свободной опертости

- коэффициенты защемления вертикальных и горизонтальных краев панели

Эти коэффициенты определяются графически

t - шаг стоек

h - высота стойки

Определяем действующее напряжение сдвига в стенке

[16]

эффективная высота лонжерона (высота по теоретическому контуру)

Определяем - поправленное напряжение с учетом пластичности, определяется по графику

- запас прочности по сдвигу стенки [17]

Определим коэффициент диагонального поля растяжения

- определяется графически [18]

Определяем напряжения сжатия, действующие в стойках

[19]

^- среднее значение напряжения по длине стойки.

^- [20]

^- максимальное значение напряжения по длине стойки

Находим запас прочности по общей потери устойчивости стойки

Условие прочности по общей потере устойчивости

[21]

- Запас прочности по общей потери [22]

устойчивости стойки

Находим запас прочности по местной потере устойчивости стенки

[23]

[24]

c - коэффициент зависящий от типа стойки (двусторонняя или односторонняя) и материала



[25]

Определим запас прочности по сдвигу стенки

Максимальное касательное напряжение действующее в стенке равно:

[26]

- коэффициент концентрации касательных напряжений зависящий от жесткости поясов . Зависит от параметра жесткости поясов = определяется графически.

Определяем запас по крепежу стенки с поясом лонжерона.

Поток касательных сил, действующих на крепление стенки к поясам балки

, где [27]

- максимальный поток касательных сил, действующих в верхнем или нижнем поясе лонжерона

, где [28]

- сила действующая на болт-заклепку

- шаг

- количество рядов

- дополнительная нагрузка на болт [29]

Дополнительная нагрузка по смятию стенки.

, где [30]

- диаметр болт-заклепки

- коэффициент запаса прочности по смятию стенки [31]

Посчитаем запас по креплению стойки с поясом лонжерона

- сила действующая на один болт [32]

- коэффициент запаса по срезу болта [33]

- дополнительная нагрузка на болт (берется из справочника)

Дополнительная нагрузка по смятию стойки

[34]

- коэффициент запаса по смятию стойки [35]

Крепление стойки к стенке (отрыв головки заклепки)

Отрывное погонное усилие

[36]

- сила действующая на одну заклепку [37]

- коэффициент запаса по отрыву головки заклепки [38]



3.2 Описание программы расчета

При помощи программных продуктов MSC. PATRAN-NASTRAN, мы можем вывести все потоки которые действуют на определенные участки лонжерона. Наша задача заключается в том, что бы собрать все данные по каждому случаю. Для каждого участка найти:

Q - секущая сила

- эффективная высота лонжерона

- высота стойки

t - шаг стоек

д - толщина стенки

- толщина лапки стойки

-толщина полки пояса

А так же в справочных материалах узнать материал стенки и стойки

Так же нам понадобится геометрические характеристики верхнего и нижнего поясов лонжерона (Рис 2.5.1-2.5.5)

Геометрия нижнего пояса переднего лонжерона.

Рис 2.5.1

Общая площадь: 1438,40 мм²

Центр площади X: 16,59 мм

Главный момент (lxx): 454359,06 мм⁴

Рис 2.5.2

Общая площадь: 1328,00 мм²

Центр площади X: 18,75 мм

Главный момент (lxx): 483009,65 мм⁴

Главный момент (lyy): 439076,65 мм⁴

Рис 2.5.3

Общая площадь: 1077,50 мм²

Центр площади X: 19,03 мм

Главный момент (lxx): 405033,52 мм⁴

Главный момент (lyy): 320211,26 мм⁴

Рис 2.5.4

Общая площадь: 923,54 мм²

Центр площади X: 16,34 мм

Главный момент (lxx): 321527,57 мм⁴

Главный момент (lyy): 302407,64 мм⁴

Рис 2.5.5

Общая площадь: 700,50 мм²

Центр площади X: 10,16 мм

Главный момент (lxx): 103058,45 мм⁴

Главный момент (lyy): 244827,47 мм

Ниже представлена таблица с конечными результатами сбора информации (таблица 1).

Для облегчения расчета была задействована программа KUHN. Данная программа написанная на языке программирования FARTRAN представляет собой окно с примитивным интерфейсом (рис 3.2.2), куда последовательно вводятся все собранные нами данные

Рис 3.2.2

3.3 Расчет стенки переднего лонжерона между нервюрами 4-5 изд.476

Размерности величин : [мм], [кг].

Случай нагружения : А

Исходные данные для расчета :

Максимальный поток касательных напряжений q=313кг/см

Секущая сила = 30017.0 Односторонность стойк = 1

Расст между ц.т. п-в = 959.0 С какой стор. стенки

Расст между ц.ж-ти расположена стойка = 1

шва стенка-пояс = 829.2 С какой стор. стенки

Высота стойки = 829.2 распол. ее утолщение = -1

Толщина лапки пояса = 5.0 Напр разруш заклепку = 40.0

Степень защемленности K-нт конц напр у шва = 1.10

стенки на поясах = 2 Доля нагр в момент начала

Степень защемленности потери стенкой уст-ти = .40

стенки на стойке = 1 Диаметр заклепки = 5.0

Площ сеч верх пояса = 1163. Шаг заклепок = 25.

Площ сеч нижн пояса = 1438. Толщина стенки = 3.00

Мом ин сеч верх п = 274658. Толщ стен с прилив = 3.00

Мом ин сеч нижн п = 454359. Шаг стоек = 155.

Разр напр мат стенки = 45.0 Геом параметры профиля стойки:

Разр напр мат стойки = 52.0 Ширина полки B1 = 20.

Напр тек мат стойки = 46.0 Толщина полки В1 = 2.5

Напр пред проп стойки = 35.5 Ширина полки B2 = 30.

Напр пред проп стенки = 21.0 Толщина полки В2 = 2.0

Мод упруг мат стенки = 7200. Ширина полки B3 = 25.

Мод упруг мат стойки = 7200. Толщина полки В3 = 2.5

Напр тек мат стенки = 29.5

Результаты расчета:

Коэффициент Rh = .53 Крит пл кас напр = 7.1

Коэффициент Rt = 1.41 Деиств кас напр = 10.4

Коэфф-т Kсв.оп = 5.05 K-нт Н. Д. П. = .0831

Крит уп кас напр = 7.2

ЗАПАС УСТ СТЕНК НА ЭКСПЛ РЕЖ = 1.70

Площ (чис) = 163.4 K-нт <C2> = .000

Р.ин (чис) = 12.14 Макс кас напр = 10.4

Эксц (чис) = 17.45 Угол д.поля гр = 34.3

Мом ин (чис) = 24072. Доп кас напр = 19.3

Эфф площ = 53.3

ЗАПАС СТЕНКИ ПО СДВИГУ = 1.85

Шир прис уч обш = 90.0 Сумм ср сжатие = -1.5

Площадь (изг) = 433.4 Эфф длина стойки = 821.8

Рад. инерц (изг) = 11.29 Гибкость = 72.8

Эксцентр-т (изг) = 6.58 Граничная гибк = 44.7

Мом инерц (изг) = 55284. Кр напр О.П.У. = -13.4

Ср сжат от сдвига= -1.5

ЗАПАС СТОЙКИ ПО О.П.У. = 9.20

Сила разр закл = 785. Сила действующая = 660.

ЗАПАС ПР. ЗАКЛЕП. НА РАЗРЫВ = 1.19

Сила прор стенки = 2449. Сила действующая = 660.

ЗАПАС ПР СТЕН НА ОТРЫВ ОТ СТО = 3.71

Напр разр-е стенку, Напр YY в стенке

ослабленную швом = 32.7 от изгиб момента = .0

Мом изг-й стойку = 0. Напр YY в стенке = -2.3

Ц.т. утолщ стенк = -6.62 Экв напр в стен по шву = 18.2

ЗАПАС СТЕНКИ ПО КРЕПЕЖУ = 1.80

Макс напр в стенке Эквив напряжение = 18.2

в зоне не ослаб-й швом :

ЗАПАС ПРОЧ СТЕН ПО ЭКВ НАПР = 2.47

<X>-я коор ср линии Крит напр П.У. стенки

утолщ-ой стенки = -6.62 между заклепками = -133.2

ЗАПАС УСТ СТЕНКИ МЕЖДУ ЗАКЛ = > 10

<X>-я коор крайней точки Напр YY на этой линии= -2.3

полки <B2> стойки = 24.92 Разр напр этой полки,

Напр YY в этой точке = -2.3 ослабленной швом = 37.8

<X>-я коор ср линии Крит напр М.П.У. <B1>= -38.4

полки <B1> стойки = -3.83

ЗАПАС ПОЛКИ "B1" М.П.У. = > 10

Дл сж зоны полки <B2>= 27.5 К-нт защем полки <B2>= 4.0

YY на ср л полки <B3>= -2.3 Напр М.П.У.полки <B2>= -49.2

YY (среднее) в <B2> = -2.3

ЗАПАС ПОЛКИ "B2" М.П.У. = > 10

Крит напр М.П.У. <B3>= -31.4

ЗАПАС ПОЛКИ "B3" М.П.У. = > 10

По результатам расчета программы мы получаем:

ЗАПАС УСТ СТЕНК НА ЭКСПЛ РЕЖ = 1.70

ЗАПАС СТЕНКИ ПО СДВИГУ = 1.85

ЗАПАС СТОЙКИ ПО О.П.У. = 9.20

ЗАПАС ПР. ЗАКЛЕП. НА РАЗРЫВ = 1.19

ЗАПАС ПР СТЕН НА ОТРЫВ ОТ СТО = 3.71

ЗАПАС СТЕНКИ ПО КРЕПЕЖУ = 1.80

ЗАПАС ПРОЧ СТЕН ПО ЭКВ НАПР = 2.47

ЗАПАС УСТ СТЕНКИ МЕЖДУ ЗАКЛ = > 10

ЗАПАС ПОЛКИ "B1" М.П.У. = > 10

ЗАПАС ПОЛКИ "B2" М.П.У. = > 10

ЗАПАС ПОЛКИ "B3" М.П.У. = > 10

Статическая прочность типовых зон переднего лонжерона крыла обеспечена с > 1,0



Вывод

В данной работе я научился определять запасы прочности в стенках переднего лонжерона, освоил программу написанную на языке программирования Fartran «Программа расчета тонкостенной балки на сдвиг». Так же освоил навыки работы в программных продуктов MSC. Patran-Nastran

По результатам расчеты мы видим что зона между 4-5 нервюрами имеет большой запас прочности так как в этом месте она усилена. И в дальнейших расчетах не требует особого внимания.



Список литературы

Абрамов В.И. Методика расчета тонкостенных балок на сдвиг.

Данец А.Г. «Программа расчета тонкостенной балки на сдвиг»

Отчет №114-226-0 от 07.09.87г.

Понаморев С.Д., Расчеты на прочность в машиностроении, Машгиз, 1945.

Болотин В.В., Статистические методы в строительной механике, Госстройиздат, 1961.

Бельский В.Л., Кан С.Н. и др., Конструкции летательных аппаратов, Оборонгиз, 1963.

Размещено на Allbest.ru