Расчет крыла Ту-16

Расчет многоконтурного сечения крыла на сдвиг. Определение центра его жесткости и потока касательных усилий от кручения. Проверка обшивки сжатой панели и стенок лонжерона на устойчивость и прочность. Оценка работы элементов крыла при сжатии и сдвиге.

Рубрика Транспорт
Вид курсовая работа
Язык русский
Дата добавления 14.12.2014
Размер файла 577,4 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/

Содержание

1. Исходные данные

2. Расчет сечения крыла на сдвиг

3. Расчет сечения крыла на кручение

3.1 Определение центра жесткости сечения крыла

3.2 Определения потока касательных усилий от кручения

4. Определение обшивки и стенок лонжерона на устойчивость и прочность

4.1 Теоретическая часть

4.2 Практическая часть

4.2.1 Расчет на сжатой панели обшивки на устойчивость и прочность

4.2.2 Расчет на растянутой панели обшивки на прочность

4.2.3 Расчет стенок лонжеронов на устойчивость и прочность

Приложение

1. Исходные данные

Выбор прототипа самолета по его характеристикам

Ту-16 Бомбардировщик средний дальности, производство которого было начато 10 июля 1952 г. К серийному производству Ту-16 приступил казанский авиазавод No.22.

Рис. 1

Для определения шага стрингеров - необходимо знать расположение центров тяжестей стрингеров, для этого нам необходимо использовать первую часть программы reduc, также, из той же части программы необходимо знать значение нормальных напряжений, действующих в каждом из стрингеров (а также в лонжеронах). Шаг стрингеров для растянутой и сжатой панели приведен в приложении (также в приложении приведены значения нормальных напряжений, возникающих в стрингерах при расчете крыла на изгиб).

Число стрингеров:

на сжатой панели - 25

на растянутой панели - 20

Крутящий момент относительно центра жесткости - 530000 кГс*см

Суммарная перерезывающая сила - 345 кг

Шаг нервюр - 30 см

Расстояние от условной оси до линии ц.ж. в корне и конце крыла см

Толщина стенки:

первого лонжерона - 0.217 см

второго лонжерона - 0.209 см

Толщина обшивки:

на сжатой панели - 0.55 см

на растянутой панели - 0.715 см

2. Расчёт сечения крыла на сдвиг

Расчет сечения крыла на сдвиг ведется без учета влияния кручения (поперечная сила Qz считается приложенной в центре жесткости сечения, при этом предполагается, что на сдвиг работают стенки лонжеронов и обшивка).

Порядок расчета:

Для расчета многоконтурного сечения на сдвиг делаются продольные разрезы в панелях таким образом, чтобы контур стал открытым. Для сечения крыла разрезы удобно делать в плоскости хорд в носке крыла и в стенках лонжеронов. В местах разрезов прикладываются неизвестные замыкающие погонные касательные усилия

Погонные касательные усилия в обшивке панелей сечения крыла определяются как сумма погонных касательных усилий в незамкнутом контуре и замыкающих усилий - Усилия определяются формулой:

где - расчетная перерезывающая сила; статический момент площади части сечения, ограниченного 1-м и (i-1)-м ребрами; - главный момент инерции всего сечения, причем положение центра тяжести берется из последнего приближения расчета на изгиб.

В формуле (1) направление поперечной силы считается положительным при его совпадении с положительным направлением оси y т.е. вверх.

Положительные направления потоков касательных усилий совпадают с направлением обхода начала координат по часовой стрелке.

Для определения замыкающих потоков погонных касательных усилий составляем канонические уравнения

Рисунок 2

Коэффициенты канонических уравнений (элементы матрицы [А] и вектора {Ао}) определяются выражениями:

(здесь суммирование ведется по панелям, где соответственно не равны нулю);

(здесь суммирование ведется по панелям, где - соответственно не равны нулю);

(здесь суммирование ведется по панелям, где соответственно не равны нулю). Здесь - длина i-й панели;G0 - приведенный модуль сдвига (для обшивки из дюраляG0 =105кг см-2) ; редуцированная толщина обшивки ; редукционный коэффициент обшивки.

Модуль сдвига обшивки панели крыла не равен модулю сдвига материала обшивки, а зависит еще от ее кривизны, толщины, шага нервюр и стрингеров (размеров подкрепляющей клетки), подкрепляющих профилей, характера нагружения пластины. Значения модуля сдвига более или менее точно определяются опытным путем для данной конструкции. В расчете приходится большей частью пользоваться средними величинами G, полученными из испытаний аналогичных конструкций.

Так как

то при вычислении мы будем пользоваться значениями редукционных коэффициентов. Значения коэффициента для обшивки из другого материала следует умножить на .

Рисунок 3

Определяем погонные сдвиги в панелях как соответствующую сумму погонных касательных усилий в открытом контуре и замыкающих интенсивностей

По результатам расчета строим схему потоков погонных касательных усилий по контуру сечения (смотри приложение).

3. Расчёт сечения крыла на кручение

3.1 Определение центра жесткости сечения крыла

Положение центра жесткости определяется по формуле

где - площади контуров ABCDEFA, BCDEFB, CDEC соответственно, которые подсчитываются по чертежу сечения крыла- потоки погонных касательных усилий, полученные в результате расчета сечения на сдвиг от силы - потоки погонных касательных усилий в открытом контуре сечения крыла от сдвига; секториальная площадь, соответствующая панели. Приближенно значения со, можно вычислить как площадь треугольника.

Рисунок 4

где - длина перпендикуляра, опущенного из произвольно выбранного полюса А (в качестве такого полюса можно взять координату предварительно определенного центра жесткости) на хорду дуги элемента контура сечения .

3.2 Определение потока касательных усилий от кручения

При расчете на кручение замыкающие потоки касательных усилий определяются из системы уравнений

Здесь компоненты вектора площади контуров ABCDEFA, BCDEFB, СDEC; о -- относительный угол закручивания сечения; - крутящий момент относительно уточненного положения центра жесткости сечения, определяемый из выражения

Здесь - расстояние между приближенным и уточненным положениями центров жесткости сечения крыла.

Значения коэффициентов канонических уравнений (2) те же, что при расчете на сдвиг. После определения потоков замыкающих касательных усилий при кручении, суммарные погонные сдвиговые усилия находим подобно расчету на сдвиг, положив, т.е.

По результатам расчета строим суммарную эпюру потоков погонных касательных усилий от сдвига и кручения по контуру расчетного сечения крыла. При построении суммарной эпюры положительные значения потоков откладываем внутрь контура сечения.

крыло кручение лонжерон

4. Проверка обшивки и стенок лонжеронов на устойчивость и прочность

Рис. 5

4.1 Теоретическая часть

В результате проверочного расчета должно быть дано заключение о прочности подобранного сечения крыла. Для этого обшивка и стенки лонжеронов проверяются на прочность и устойчивость.

Максимальные нормальные напряжения, действующие на соответствующую панель обшивки (или стенки лонжерона) с учетом ,

а значения редукционного коэффициента обшивки находятся по выражению

где - для сжатой зоны; - для растянутой зоны; - ширина рассматриваемой панели обшивки (шаг стрингеров). Тогда средние нормальные напряжения в панелях обшивки

Касательные напряжения, действующие в обшивке (или стенке лонжерона) от сдвига и кручения, вычисляются как

Критические касательные напряжения вычисляются аналогично по формуле

Для оценки устойчивости элементов крыла вычисляется коэффициент

Значения коэффициента позволяют судить о работе обшивки (стенки лонжерона) на устойчивость при одновременном действии сжатия и сдвига.

Растянутая панель находится в этом случае в облегченных условиях и в данном случае не рассматривается. Если , то потери устойчивости не произойдет, припластинка потеряет устойчивость. Потеря устойчивости не является критерием потери несущей способности конструкции.

При проверке обшивки на прочность вычисляются значения коэффициента с использованием четвертой теории прочности

Значения коэффициентапозволяют сделать вывод о том, что условие прочности соблюдается.

Для стенок лонжеронов (чистый сдвиг) коэффициент вычисляется по формуле (3) до потери устойчивости и, если стенка потеряла устойчивость, то по выражению

4.2 Практическая часть

4.2.1 Расчет обшивки сжатой панели на устойчивость и прочность

1) Шаг стрингеров (необходимо еще учитывать панель между стрингером и полкой лонжерона):

Таблица 1

№ панели

Шаг, см

1

73

2

56,5

3

26,1

4-8

10

9-10

20

11-17

10

18-19

20

20-24

10

25

50,5

26

101,8

27

155,5

2) Определяем редукционный коэффициент по формуле:

Где толщина обшивки, шаг стрингеров.

Получаем значение редукционного коэффициента для каждой из панелей:

Таблица 2

№ п-ли

Значение

1

0.227

2

0.292

3

0.635

4-8

1.0

9-10

0.825

11-17

1.0

18-19

0.825

20-24

1.0

25

0.327

26

0.162

27

0.106

3) Запишем значение максимальных усилий, возникающих в панелях обшивки при изгибе крыла (результат вычислений первой части программы):

Таблица 3

№ панели

№панели

1

510.374

15

3497.326

2

2036.134

16

3497.326

3

2654.465

17

3446.719

4

2787.089

18

3380.407

5

2909.824

19

3337.944

6

3018.018

20

3286.756

7

3056.409

21

3229.169

8

3307.115

22

3169.256

9

3399.021

23

2708.561

10

3421.707

24

1586.491

11

3454.281

25

776.312

12

3482.784

26

1203.851

13

3496.162

27

2804.066

14

3495.581

4) Зная максимальные напряжения при изгибе и редукционный коэффициент - определим средние значения нормальных напряжений в панелях обшивки по формуле:

Таблица 4

№ панели

№панели

1

115.855

15

3497

2

197.505

16

3497

3

310.572

17

3447

4

2787

18

2789

5

2910

19

2754

6

3018

20

3287

7

3056

21

3229

8

3307

22

3169

9

2804

23

2709

10

2823

24

1586

11

3454

24

253.854

12

2483

26

195.024

13

3496

27

297.231

14

3496

5) Используя вторую часть программы reduc, мы можем вычислить суммарное значение потоков погонных касательных усилий от сдвига и кручения:

Таблица 5

№ панели

№панели

1

-3.236

15

-4.356

2

-3.226

16

-4.285

3

-3.185

17

-4.285

4

-5.062

18

-4.144

5

-5.008

19

-4.074

6

-4.952

20

-4.006

7

-4.893

21

-3.939

8

-4.832

22

-3.872

9

-4.771

23

-3.807

10

-4.704

24

-3.743

11

-4.635

25

-5.495

12

-4.566

26

-5.441

13

-4.497

27

-5.409

14

-4.426

6) Считаем касательные напряжения от сдвига и кручения по формуле:

Таблица 6

№ панели

№панели

1

-5.88

15

-7.92

2

-5.87

16

-7.79

3

-5.79

17

-7.79

4

-9.2

18

-7.53

5

-9.11

19

-7.41

6

-9

20

-7.28

7

-8.9

21

-7.16

8

-8.79

22

-7.04

9

-8.67

23

-6.92

10

-8.55

24

-6.81

11

-8.43

25

-9.99

12

-8.3

26

-9.89

13

-8.18

27

-9.83

14

-8.05

7) Вычисляем эквивалентные критические нормальные напряжения, действующие в панелях обшивки:

Значение коэффициента

Таблица 7

№ панели

1

143.8

2

238.8

3

1128

4-8

7623

9-10

1906

11-17

7623

18-19

1906

20-24

7623

25

298.9

26

73.5

27

31.5

8) Вычисляем критические нормальные напряжения по формулам:

(подробный расчет смотри в приложении)

Таблица 8

№ панели

1

143.7

2

238.3

3

1090

4-8

4223

9-10

1750

11-17

4223

18-19

1750

20-24

4223

25

298.1

26

73.5

27

31.5

9) Вычисляем эквивалентные критические касательные напряжения:

Значение коэффициента смотри в приложении:

Таблица 9

№ панели

1

224,45

2

397,95

3

2975

4-8

11470

9-10

3468

11-17

11470

18-19

3468

20-24

11470

25

518,16

26

109,01

27

45,25

10) Зная значение эквивалентных критических касательных напряжений, мы можем определить критические по следующим формулам:

- для каждой из панелей обшивки будет равняться:

Таблица 10

№ панели

1

223,735

2

394,139

3

2225

4-8

3551

9-10

2431

11-17

3551

18-19

2431

20-24

3551

25

510,021

26

108,928

27

45,241

11) После того, как мы определили критические касательные и нормальны напряжения - мы можем определить устойчивость элементов крыла, для этого вычисляется коэффициент

Значения коэффициента позволяют судить о работе обшивки на устойчивость при одновременном действии сжатия и сдвига.

Таблица 11

№ панели

№панели

1

0,807

15

1,366

2

0,829

16

1,366

3

0,285

17

1,347

4

1,089

18

1,594

5

1,137

19

1,574

6

1,179

20

1,284

7

1,194

21

1,262

8

1,292

22

1,238

9

1,603

23

1,058

10

1,613

24

0,62

11

1,35

25

0,852

12

0,97

26

2,66

13

1,366

27

9,476

14

1,366

Панели 4-11, 13-23, 26-27 обшивки теряют устойчивость, так как > 1.

12) После расчёта на устойчивость необходимо рассчитать обшивку на прочность, для этого вычисляем значения коэффициента с использованием четвертой теории прочности

Таблица 12

№ панели

№ панели

1

0,093

15

0.636

2

0,37

16

0.636

3

0,483

17

0.627

4

0,507

18

0.615

5

0,529

19

0.607

6

0,549

20

0.598

7

0,556

21

0.587

8

0.601

22

0.576

9

0.618

23

0.492

10

0.622

24

0.288

11

0.628

25

0.141

12

0.451

26

0.219

13

0.636

27

0.51

14

0.636

Условия прочности панелей обшивки соблюдается < 1.

4.2.2 Расчет растянутой панели обшивки на прочность

1) Обозначаем длину панелей обшивки, которая определяется шагом стрингеров:

Таблица 13

№ панели

Величина шага,

28

75,33

29

226,48

30-34

12

35

24

36

36

37-41

12

42

36

43

24

44-48

12

49

50,56

2) Записываем из первой части программы величину нормальных напряжений в панелях обшивки:

Таблица 14

№ панели

№ панели

28

-2902.37

39

-3977.324

29

-2998.348

40

-4013.97

30

-3092.581

41

-4009.316

31

-3185.651

42

-4001.173

32

-3364.228

43

-3983.722

33

-3606.791

44

-3947.658

34

-3678.338

45

-3470.676

35

-3740.578

46

2510.207

36

-3797.583

47

3102.362

37

-3853.425

48

-2734.263

38

-3901.123

49

-3902.286

3) Из расчета программы reduc выписываем значения суммарных потоков погонных касательных усилий от сдвига и кручения:

Таблица 15

№ панели

№ панели

28

-5.424

39

-4.227

29

-5.45

40

-4.307

30

-3.608

41

-4.388

31

-3.667

42

-4.47

32

-3.728

43

-4.554

33

-3.791

44

-4.638

34

-3.856

45

-4.723

35

-3.923

46

-4.807

36

-3.994

47

-4.891

37

-4.070

48

-4.974

38

-4.148

49

-3.163

4) Вычисляем касательные напряжения от сдвига и кручения по формуле:

Таблица 15

№ панели

№ панели

28

-7.586

39

-5.912

29

-7.622

40

-6.024

30

-5.046

41

-6.137

31

-5.129

42

-6.252

32

-5.214

43

-6.369

33

-5.302

44

-6.487

34

-5.393

45

-6.606

35

-5.487

46

-6.723

36

-5.586

47

-6.841

37

-5.692

48

-6.957

38

-5.801

49

-4.424

5) Считаем обшивку на прочность, для этого вычисляем значения коэффициента с использованием четвертой теории прочности

Таблица 16

№ панели

№ панели

28

0.528

39

0.723

29

0.545

40

0.73

30

0.562

41

0.729

31

0.579

42

0.727

32

0.612

43

0.724

33

0.656

44

0.718

34

0.669

45

0.631

35

0.68

46

0.456

36

0.69

47

0.564

37

0.701

48

0.497

38

0.709

49

0.71

Условия прочности панелей обшивки соблюдается < 1

4.2.3 Расчет стенок лонжерона на устойчивость и прочность

Толщины стенок лонжерона:

см

Вычисляем значения суммарных потоков погонных касательных усилий от сдвига и кручения, действующих на стенку лонжеронов:

Вычисляем касательные напряжения от сдвига и кручения:

Высоты стенок лонжеронов .

Вычисляем коэффициент :

Вычисляем Эйлеровы критические касательные напряжения:

Определяем критические касательные напряжения:

Проверяем стенки лонжеронов на устойчивость:

Проверка на прочность:

Условия прочности и устойчивости стенок лонжеронов соблюдается.<1

Приложение

Результаты вычисления первой части программы reduc

Таблица 17 Результаты расчета на изгиб

Результаты вычисления второй части программы reduc

Вычисления в программе MathCAD

Расчет сжатой панели

Расчет растянутой панели

Размещено на Allbest.ru


Подобные документы

  • Общие сведения о самолёте. Геометрические данные крыла. Определение нагрузок на крыло. Распределение воздушной нагрузки по длине крыла. Проектировочный расчет сечения крыла. Подбор толщин стенок лонжеронов. Подбор колес, определение нагрузок на стойку.

    курсовая работа [2,3 M], добавлен 14.06.2010

  • Расчет 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 14.06.2010

  • Определение 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 14.05.2013

  • Определение границ допустимых скоростей и перегрузок на крыло, стойку шасси самолета. Расчет толщины обшивки и шага стрингеров в растянутой и сжатой панелях крыла. Расчёт минимального гарантийного ресурса оси колеса и коэффициента концентрации напряжений.

    курсовая работа [1,9 M], добавлен 08.03.2015

  • Летные 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 23.04.2012

  • Определение площади и размеров верхнего и нижнего поясов заданного лонжерона, толщины стенок и шага стоек лонжерона (по сечению). Расчет заклепочного шва крепления верхнего и нижнего поясов. Проектирование и вычисление узла крепления крыла к фюзеляжу.

    курсовая работа [794,6 K], добавлен 03.04.2013

  • Выбор 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 08.03.2021

  • Описание общих герметических параметров проектируемого крыла. Построение эпюр погонных нагрузок, перерезывающих сил и изгибающих моментов при выборе конструктивно силовой схемы крыла. Определение толщины стенок лонжеронов и силовой расчет системы шасси.

    курсовая работа [1,5 M], добавлен 05.09.2015

  • Характеристика особенностей лонжеронов как основных силовых элементов крыла и оперения. Определение параметров соединений из условий статической прочности. Проектирование поясов балочных лонжеронов по критериям минимальной массы и заданного ресурса.

    практическая работа [145,3 K], добавлен 23.02.2012

  • Параметры самолёта с прямоугольным крылом. Определение углов скоса в центральном и концевом сечениях крыла, при П–образной модели вихревой системы. Расчет максимального перепада давления на обшивке крыла под действием полного давления набегающего потока.

    контрольная работа [248,8 K], добавлен 24.03.2019

Работы в архивах красиво оформлены согласно требованиям ВУЗов и содержат рисунки, диаграммы, формулы и т.д.
PPT, PPTX и PDF-файлы представлены только в архивах.
Рекомендуем скачать работу.