Размещено на http: //www. allbest. ru/

МИНЕСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РФ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ

ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

«ВОРОНЕЖСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ»(ФГБОУВПО «ВГТУ»)

Авиационный факультет

Кафедра самолетостроения

КУРСОВОЙ ПРОЕКТ

по дисциплине «Проектирование самолетов»

Тема: «Проектирование пассажирского самолёта с максимальной взлётной массой 34 тонны»

Разработал(а) студент И.Л. Даншин

Руководитель С.К. Кириакиди

Нормоконтролер А.М. Чашников

Воронеж 2012

Содержание

• Введение
• 1. Компоновка самолёта
• 2. Дальность полёта
• 3. Центровка самолёта
• 3.1 Расчёт центровки в снаряжённом состоянии
• 3.2 Расчёт центровки пустого самолёта
• 4. Нагрузки, действующие на фюзеляж
• 4.1 Нагрузки действующие на фюзеляж по отсекам
• 4.2 Определение реакций, действующих на фюзеляж от крыла
• 4.3 Определение реакций, действующих на фюзеляж от горизонтального оперения
• 4.4 Определение распределенных массовых сил от веса конструкции фюзеляжа qФ
• 4.5 Расчет крутящего момента (MКР)
• 4.6 Построение эпюр QУ и MZ
• 5. Предварительное проектирование силового набора фюзеляжа
• 6. Проектировочный расчет трёх сечений фюзеляжа
• 6.1 Определение толщины обшивки фюзеляжа
• 6.2 Определение площади сечения растянутого пояса лонжерона F1
• 6.3 Определение площади сечения сжатого пояса лонжерона F2
• 7. Определение напряжений в наиболее нагруженном сечении фюзеляжа
• 7.1 Определение собственных моментов инерции сечений некоторых элементов фюзеляжа
• 7.2 Определение центра тяжести сечения фюзеляжа () в системе координат
• 7.3 Определение момента инерции сечения фюзеляжа () относительно оси , проходящей через центр тяжести сечения фюзеляжа
• 7.4 Определение максимальных напряжений сечений фюзеляжа
• 8. Расчет типового (не силового) шпангоута
• Заключение
• Литература
• Приложения
• Введение
• самолет фюзеляж топливо силовой
• Целью данного курсового проекта является проектирование самолета по данным и прототипу, приведенным в задании. В ходе выполнения работы определяется компоновка, рассчитывается центровка самолета, запас топлива, дальность полета. Большое внимание уделено расчету фюзеляжа на нагрузки, действующие в полете, итогом которого является определение его конструктивно-силовой схемы. Результатом должен явиться чертёж трёх проекций самолёта, с необходимыми размерами.
• Под проектированием самолета обычно понимают процесс разработки технических материалов (документации), определяющих его летно-технические характеристики, схему и конструкцию.
• Процесс проектирования включает в себя разработку эскизного и рабочего проектов.
• Эскизное проектирование заключается в разработке основных характеристик самолета, его аэродинамических и конструктивных схем.
• Рабочее проектирование - это завершающий процесс разработки технической документации. Рабочий проект дает все необходимые материалы о летно-технических данных будущего самолета.
• Проектирование включает в себя: аэродинамическое, конструктивно-силовое, объемно-весовое, технологическое и другие виды проектирования.

1. Компоновка самолёта

По данной схеме выбирается прототип самолёта, для которого проводим разбивку общего объёма фюзеляжа с определением пассажирских салонов (с уточнением класса салона), а также вспомогательных и служебных отсеков, включая кабину экипажа, кресла отдыха бортпроводников, буфет, багажные отделения, туалеты и т.д. Прототипом для данной схемы самолёта был выбран самолёт Ан-72, так как он наиболее соответствует заданию курсовой работы. У этого самолёта наиболее близкие лётно-технические характеристики из всех рассмотренных вариантов.

Проведём компоновку пассажирского салона разрабатываемого самолёта. Потребная длина салона определяется по формуле (1.1):

(1.1)

где - минимальное расстояние от плоскости передней перегородки кабины до верха спинки сидений первого ряда при их нормальном положении (угол наклона 15 - 18°), ;

- число рядов кресел, ;

- расстояние или шаг между рядами сидений, ;

- минимальное расстояние от плоскости задней перегородки до спинки сидения заднего ряда, .

Тогда получим: .

Салон имеет посадочную форму 2+2, , следовательно, 24 пассажиров.

Данный самолёт имеет салоны 3-го класса. Для таких салонов количество бортпроводников определяется из расчёта один бортпроводник на 25 - 30 пассажиров, следовательно, нужен 1 бортпроводник. Сиденье бортпроводника откидное с привязным ремнём.

Для самолёта однотипной компоновки пассажирской кабины и с числом пассажиров 30 делается одна кухня.

Площадь кухни определяется по формуле (1.2):

; (1.2)

где - число пассажиров, .

Получаем: .

Количество туалетных помещений зависит от числа пассажиров и продолжительности полёта. При продолжительности полёта более 4-х часов - один туалет на 30 пассажиров при их числе менее 120. Для данного самолёта необходимо одно туалетное помещение.

Площадь пола помещения для гардероба определяется по формуле (1.3):

; (1.3)

где - число пассажиров,

Тогда получим: .

Багажный отсек находится в хвостовой части фюзеляжа. Объём выбирается так, чтобы в нём можно было перевозить багаж из расчёта 20 кг на каждого пассажира при удельном весе багажа 120 кг/м3. Необходимый объём багажных помещений определяется по формуле (1.4):

; (1.4)

где - число пассажиров,

Получаем: .

Экипаж самолёта состоит из двух пилотов, одного бортинженера и одного бортпроводника.

В объёмах крыла размещаем максимально возможное количество топлива на 70 - 75% консольной части крыла, начиная от второй нервюры. Общий объём топливных баков будет равен:

, (1.5)

где: - объёмы соответствующих топливных баков, расположенных в крыле.

- объём топливного бака, расположенного в фюзеляже.

Выбираем профиль крыла NACA 2312.

В крыле топливные баки располагаются следующим образом - от передней кромки крыла откладываются два размера 0,15b и 0,75b (b - хорда крыла в указанном сечении). Эти размеры предполагают, что на указанном расстоянии от передней кромки крыла проходят лонжероны, которые в свою очередь ограничивают топливные баки спереди и сзади. С краёв баки ограничиваются нервюрами.

Определим объём каждого топливного бака по формуле (1.6):

; (1.6)

где - высота призмы (Приложение А), ;

- площадь трапеции в сечении нервюры № 2, ;

- площадь трапеции в сечении нервюры № 11, ;

Получим: .

Объём топливного бака определяется по формуле (1.7), аналогичной формуле (1.6):

(1.7)

где - высота призмы (Приложение А), ;

- площадь трапеции в сечении нервюры, ;

- площадь трапеции в сечении нервюры, ;

Отсюда получаем: .

Объём топливного бака определяется по формуле (1.8):

(1.8)

где a - ширина топливного бака, расположенного в фюзеляже, м;

b - длина топливного бака, м; h - толщина топливного бака, м.

Тогда получим:

Таким образом: .

Плотность авиационного керосина составляет 850 кг/м3. Зная общий объём топливных баков и плотность топлива, мы можем найти необходимую массу топлива по формуле (1.9):

(1.9)

где - плотность авиационного керосина, ;

- общий объём топливных баков самолёта, .

Отсюда находим массу топлива: .

2. Дальность полёта

После размещения топливных баков в крыле и фюзеляже самолёта необходимо определить дальность полёта самолёта. Она должна быть примерно одинаковой по сравнению с прототипом.

Дальность полёта (км) определяется по формуле (2.1):

; (2.1)

где - аэродинамическое качество на крейсерском режиме полёта;

- суммарный расход топлива всех двигателей самолёта, ;

- крейсерская скорость полёта на высоте Н, км/ч;

- относительная масса топлива без аэронавигационного запаса , определяется по формуле (2.2):

; (2.2)

Аэродинамическое качество рассчитывается для высоты Н по формуле (2.3):

; (2.3)

где - коэффициент подъёмной силы самолёта для высоты Н;

- коэффициент лобового сопротивления, .

Здесь коэффициент находится по формуле (2.4):

; (2.4)

где - плотность воздуха на высоте Н=7000 м, ;

- площадь крыла, ;

- подъёмная сила самолёта, определяется по формуле:

.

Отсюда находим коэффициент , выразив его из формулы (2.4), получим:

.

Теперь определим величину коэффициента по формуле (2.3):

.

Определим относительную массу топлива без аэронавигационного запаса по формуле (2.2):

.

Определив все необходимые величины, вычислим дальность полёта по формуле (2.1):

.

3. Центровка самолёта

По статистике, с учётом известного взлётного веса самолёта , определяем веса основных его агрегатов: крыла, фюзеляжа, вертикального и горизонтального оперения, шасси, двигателей, экипажа, пассажиров, гардеробов, кресел пассажиров и экипажа.

Вес оборудования в носовой части фюзеляжа примем равным 150 кг.

Вес экипажа определяется по формуле (3.1):

; (3.1)

где - количество членов экипажа, ;

.

Вес бортпроводника:

Вес кресел экипажа определяется по формуле (3.2):

; (3.2)

где - количество кресел экипажа, ;

.

Вес носовой стойки шасси определяется по формуле (3.3):

; (3.3)

где - взлётный вес самолёта, .

.

Вес пассажиров определяется по формуле (3.4):

(3.4)

.

Вес кресел пассажиров в салоне определяется по формуле (3.5):

(3.5)

где - количество кресел пассажиров, ;

.

Вес кухни определяется по формуле (3.6):

(3.6)

где - масса кухни с оборудованием на одного пассажира, ;

- масса съёмного оборудования на одного пассажира, .

- масса продуктов питания на одного пассажира, .

Отсюда находим:

Вес фюзеляжа определяется по формуле (3.7):

; (3.7)

.

Вес топливных баков:

Вес крыла самолёта определяется по формуле (3.8):

; (3.8)

.

Вес основной стойки шасси:

.

Вес багажа определяется по формуле (3.9):

(3.9)

где - максимальная масса багажа одного пассажира, ;

- максимальное количество пассажиров, .

Отсюда находим:

.

Вес 2-х силовых установок определяется по формуле (3.10):

; (3.10)

.

Вес вертикального оперения определяется по формуле (3.11):

; (3.11)

.

Вес горизонтального оперения определяется по формуле (3.12):

; (3.12)

.

После определения весов всех агрегатов нужно найти координату центра тяжести каждого из них на чертеже (Приложение Б). Для этого введём систему координат, у которой ось 0Х направлена от носа самолёта к его хвосту и лежит на земле, а ось 0Y направлена вертикально вверх.

То есть при такой системе координат самая передняя точка самолёта, находящаяся на носовом обтекателе, будет иметь координаты (0; Y). Введя систему координат, измерим координаты центров тяжести каждого агрегата, для которого была определена масса. Результаты нахождения весов агрегатов и координат центров тяжести каждого из них для наглядности занесём в таблицу 1.

Таблица 1 Веса основных агрегатов самолёта и их координаты

Наименование агрегата самолёта	Вес агрегата, кг	Координата Х, мм
Оборудование в носовой части фюзеляжа	150	1000
Экипаж	300	2250
Кресла экипажа	45	2250
Носовая стойка шасси	150	2325
Пассажиры	2160	9000
Бортпроводник	70	4950
Топливный бак	3026	7050
Кухня	570	4275
Фюзеляж	4080	10125
Крыло	4080	6975
Основная стойка шасси	250	8775
Багажное отделение	480	15225
Силовые установки	8160	4875
Вертикальное оперение	204	16650
Горизонтальное оперение	340	17450

3.1 Расчёт центровки в снаряжённом состоянии

Определим центровку для снаряжённого состояния самолёта, когда в расчёте используются все приведённые в таблице 1 величины.

Координата центра тяжести всего самолёта определяется по формуле (3.1.1):

(3.1.1)

где - вес -го агрегата, кг;

- координата центра тяжести -го агрегата, мм.

Отсюда получим:

Зная координату центра тяжести всего самолёта можно определить центровку для снаряжённого состояния по формуле (3.1.2):

; (3.1.2)

где - координата центра тяжести всего самолёта в зависимости от расчётного случая в системе координат XOY, ;

- координата передней кромки (точки) средней аэродинамической хорды крыла в системе координат XOY, ;

- средняя аэродинамическая хорда крыла, .

Отсюда находим:

Данное значение входит в диапазон центровок .

3.2 Расчёт центровки пустого самолёта

В данном случае при расчёте центровки не учитываются веса следующих агрегатов:

;

;

;

;

.

То есть для данного расчётного случая таблица 1 примет вид:

Таблица 2 Данные для расчёта центровки пустого самолёта

Наименование агрегата самолёта	Вес агрегата, кг	Координата Х, мм
Оборудование в носовой части фюзеляжа	150	1000
Экипаж
Кресла экипажа	45	2250
Носовая стойка шасси	150	2325
Пассажиры
Бортпроводник
Кухня
Фюзеляж	4080	10125
Крыло	4080	6975
Наименование агрегата самолёта	Вес агрегата, кг	Координата Х, мм
Основная стойка шасси	250	8775
Багажное отделение
Силовые установки	8160	4875
Вертикальное оперение	204	16650
Горизонтальное оперение	340	18450

Определим центровку пустого самолёта в соответствии с таблицей 2.

Координата центра тяжести всего самолёта определяется по формуле (3.1.1):

где - вес -го агрегата, кг;

- координата центра тяжести -го агрегата, мм.

Отсюда находим:

Зная координату центра тяжести всего самолёта можно определить центровку для пустого самолёта по формуле (3.1.2):

;

где - координата центра тяжести всего самолёта в зависимости от расчётного случая в системе координат XOY, ; - координата передней кромки (точки) средней аэродинамической хорды крыла в системе координат XOY, ; - средняя аэродинамическая хорда крыла, . Отсюда находим:



Данное значение входит в диапазон центровок .

4. Нагрузки, действующие на фюзеляж

На фюзеляж на расчетном режиме полета действуют следующие нагрузки:

1. массовые распределенные силы от веса самой конструкции фюзеляжа;

2. сила веса агрегатов, оборудования, расположенных в фюзеляже;

3. сила веса экипажа со служебной нагрузкой, пассажиров с креслами и багажом, багажные и грузовые отсеки, включая соответствующие багаж и груз;

4. силы реакции крыла на фюзеляж, приложенные в узлах крепления крыла (по лонжеронам);

5. силы реакции горизонтального и вертикального оперений на фюзеляж (по соответствующим узлам крепления);

6. сила веса передней стойки шасси, установленной на фюзеляже.

Веса оборудования, пассажиров и агрегатов считаем по статистике.

Для расчета нагрузок фюзеляж разбиваем на 5 отсеков, подсчитываем суммарное значение весов всех составляющих каждого отсека и прикладываем суммарную силу в центре тяжести соответствующего отсека. Далее схематизируем фюзеляж к балке на двух опорах - узлах крепления лонжеронов крыла к фюзеляжу.

4.1 Нагрузки действующие на фюзеляж по отсекам:

Первый отсек дает суммарную вертикальную силу P1 находится по формуле (4.1.1):

; (4.1.1)

где кг - вес экипажа;

кг - вес оборудования носовой части фюзеляжа;

кг - вес носовой стойки шасси;

- расчетная перегрузка находится по формуле (4.1.2).

; (4.1.2)

где f = 2-коэффициент безопасности;

nэ = 2,5- эксплуатационная перегрузка.

nр = 2 • 2,5 = 5.

Получаем H.

Второй отсек дает суммарную вертикальную силу P2 находится по формуле (4.1.3):

; (4.1.3)

где кг - вес пассажиров во втором отсеке;

кг - вес основной стойки шасси;

кг - вес кресел пассажиров во втором отсеке;

кг - вес снаряжения оборудования во втором отсеке.

Тогда Н.

Третий отсек дает суммарную вертикальную силу P3 находится по формуле (4.1.4):

; (4.1.4)

где кг - вес пассажиров в третьем отсеке;

кг - вес кресел пассажиров в третьем отсеке;

кг - вес снаряжения оборудования в третьем отсеке.

Получаем Н.

Четвертый отсек дает суммарную вертикальную силу P4 находится по формуле (4.1.5):

, (4.1.5)

где кг - вес багажа;

кг - вес снаряжения оборудования в четвертом отсеке.

Тогда Н.

Пятый отсек дает суммарную вертикальную силу P5 находится по формуле (4.1.6):

, (4.1.6)

где кг - вес оборудования хвостовой части фюзеляжа;

кг - вес снаряжения оборудования в пятом отсеке.

Тогда получаем Н.

Нагрузки действующие на фюзеляж показаны в соответствии с рисунком 4.1.1.



Рисунок 4.1.1 Нагрузки, действующие на фюзеляж

4.2 Определение реакций, действующих на фюзеляж от крыла

Подъёмна сила крыла находится по формуле (4.2.1).

; (4.2.1)

Тогда получаем H.

Суммарный вес крыла определяем по формуле (4.2.2):

; (4.2.2)

где - (0,08 - 0,12) - вес конструкции крыла;

- суммарный вес топлива в крыле;

- суммарный вес стоек шасси (закрепленных на крыле) с колесами;

- (0,04 - 0,05) - суммарный вес снаряжения крыла, включая вес систем, оборудования крыла.

Получаем

Нагрузка от суммарного веса крыла определяется по формуле (4.2.3):

; (4.2.3)

Тогда получаем

Суммарная вертикальная сила действующей на крыло находится по формуле (4.2.4).

; (4.2.4)

Получим Н.

Определение реакций, действующих на фюзеляж от крыла (при помощи двух уравнений равновесия):

;

;

Размеры и взяты с чертежа показанных в соответствии с рисунком 3 (Приложение В).

4.3 Определение реакций, действующих на фюзеляж от горизонтального оперения.

Определение подъёмной силы горизонтального оперения находится по формуле (4.3.1).

; (4.3.1)

где CYГО=1,0-1,5;

-площадь ГО.

Тогда получаем

Нагрузка от суммарного веса горизонтального оперения определяется по формуле (4.3.2):

; (4.3.2)

где - (0,08 - 0,12) - вес вертикального оперения; Тогда получаем Определение суммарной вертикальной силы действующей на горизонтальное оперение находится по формуле (4.3.3).

; (4.3.3)

Определение реакций, действующих на фюзеляж от горизонтального оперения (при помощи двух уравнений равновесия):

;

;

Размеры и взяты с чертежа показаны в соответствии с рисунком 4.3.1.

Рисунок 4.3.1 Реакции действующие на фюзеляж от горизонтального оперения

4.4 Определение распределенных массовых сил от веса конструкции фюзеляжа qФ

Распределенные массовые силы от веса конструкции фюзеляжа qФ находится по формуле (4.4.1).

, (4.4.1)

где -

вес конструкции фюзеляжа;

HiФ - текущая высота фюзеляжа;

Sбок - площадь боковой проекции фюзеляжа на плоскость XOY.

м2

Размеры (H1Ф=0 м; H2Ф=2,91 м; H3Ф=2,91 м; H4Ф=1,78 м; H5Ф=1,47 м; H6Ф=0 м) взяты с чертежа показаны в соответствии с рисунком 4.4.1.

;

;

;

;

;

.



Рисунок 4.4.1 Реакции действующие на фюзеляж от веса самой конструкции фюзеляжа

4.5 Расчет крутящего момента (MКР)

Крутящий момент (MКР) находится по формуле (4.5.1).

; (4.5.1)

где - плечо силы до строительной горизонтали фюзеляжа.

- боковая сила (направлена параллельно оси OZ), действующая на ВО, рассчитывается по формуле (4.5.2):

; (4.5.2)

где коэффициент боковой силы при отклонении руля направления.

- расчетная перегрузка в горизонтальной плоскости рассчитывается по формуле (5.5.3).

; (4.5.3)

где - эксплуатационная перегрузка в плоскости XOZ.

- коэффициент безопасности.

.

.

Общий крутящий момент (MКР), действующий на фюзеляж, необходимо распределить на силовые шпангоуты крепления киля к фюзеляжу.

Распределение момента (MКР) рассчитывается по формуле (4.5.4) и (4.5.5).

; (4.5.4)

; (4.5.5)

Из данных уравнений:

.

Эпюры крутящих моментов, действующих на фюзеляж изображены в соответствии с рисунком 4.5.1.

Рисунок 4.5.1 Схема нагружения хвостовой части фюзеляжа от вертикального оперения

4.6 Построение эпюр QУ и MZ

Определение неизвестных реакций расчетной балки R1 и R2 рассчитывается на основании двух уравнений равновесия (4.6.1) и (4.6.2)

; (4.6.1)

; (4.6.2)

Из уравнения (4.6.1):

где массовые силы от распределенной нагрузки будут равны:

Размеры в формуле (4.6.1) взяты из чертежа, изображены в соответствии с рисунком 4.6.1.

Подставим значения:

отсюда:

Из уравнения (4.6.2)

Подставим значения:

Отсюда:

Рисунок 4.6.1 Определение неизвестных реакций R1 и R2.

1 участок:

;

;

2 участок: ();

;

;

;

;

3 участок: ();

;

;

;



4 участок: ();

;

;

;

;

5 участок: ();

;

;

;

13 участок:

;

;

12 участок: ();

;

;

;

;

11 участок: ();

;

;

;

;



10 участок: ();

;

;

;

;

9 участок: ();

;

;

;

8 участок: ();

;

;

;

;

7 участок: ();

;

;

;

;



.

6 участок: ();

;

;

;

;



Рисунок 4.6.2 Эпюра QУ и MZ.

5. Предварительное проектирование силового набора фюзеляжа

Силовой набор балочно-стрингерного фюзеляжа показан в соответствии с рисунком 5.1.

Рисунок 5.1 Поперечное сечение фюзеляжа

высота сечения фюзеляжа,

высота боковины фюзеляжа,

ширина сечения фюзеляжа,

ширина свода фюзеляжа,

шаг стрингеров,

площадь поперечного сечения стрингера.

6. Проектировочный расчет трёх сечений фюзеляжа

6.1 Определение толщины обшивки фюзеляжа

Толщина обшивки фюзеляжа находится по формуле (6.1.1).

; (6.1.1)

где допускаемое касательное напряжение, для материала Д-16 , тогда ;

касательное, распределенное по обшивке усилие, выбирается как наибольшее из величин и ;

Касательное усилие от действия вертикальной поперечной силы находится по формуле (6.1.2).

; (6.1.2)

где перерезывающая сила;

изгибающий момент;

высота боковины фюзеляжа;

угол в радианах, между лонжеронами при виде на фюзеляж с боку, так как лонжероны параллельны.

Подставляем значение в выражение (6.1.2):

касательное усилие возникающее от боковой силы Рво, выбирается как наибольшее усилие в своде или усилие в боковине .

Усилие в своде находится по формуле (6.1.3).

; (6.1.3)

где ширина сечения фюзеляжа;

угол в радианах, между лонжеронами при виде на фюзеляж сверху;

так как лонжероны параллельны;

расстояние по вертикали от вектора силы Рво до рассматриваемого сечения;

крутящий момент;

площадь соответствующего сечения фюзеляжа, мм2.

, тогда:

Подставляем значение в выражение (6.1.3):

Усилие в боковине находится по формуле (6.1.4):

; (6.1.4)

Подставляем значение в выражение (6.1.4):

тогда

отсюда следует:

Подставляем значение в формулу (6.1.1):

Конструктивно принимаем значение толщины обшивки

6.2 Определение площади сечения растянутого пояса лонжерона F1

Площадь сечения растянутого пояса лонжерона находится по формуле (6.2.1):

; (6.2.1)

где высота сечения фюзеляжа;

высота боковины фюзеляжа;

редукционный коэффициент обшивки;

редукционный коэффициент стрингера;

площадь поперечного сечения обшивки верхнего свода;

площадь поперечного сечения стрингера верхнего свода, количество стрингеров верхнего свода равно 12.

Из формулы (6.2.1):

;

6.3 Определение площади сечения сжатого пояса лонжерона F2

Площадь сечения сжатого пояса лонжерона рассчитывается по формуле (6.3.1):

; (6.3.1)

где

редукционный коэффициент обшивки для сжатой зоны,

критическое напряжение обшивки,

редукционный коэффициент стрингера для сжатой зоны,

критическое напряжение стрингера.

Из формулы (6.3.1):

.

Конструктивно примем площадь сжатого и растянутого лонжерона .

7. Определение напряжений в наиболее нагруженном сечении фюзеляжа

7.1 Определение собственных моментов инерции сечений некоторых элементов фюзеляжа

Определение собственных моментов инерции лонжерона. Координаты центра тяжести тавра относительно его основания рассчитывается по формуле (7.1.1):

; (7.1.1)

где площадь поперечного сечения лонжерона, мм2.

Подставляем значение в формулу (7.1.1):

.

Размеры найдены графически показаны в соответствии с рисунком 7.1.1.

Рисунок 7.1.1

Моменты инерции лонжерона относительно осей и , проходящих через центр тяжести, рассчитываются по формулам (7.1.2) и (7.1.3):

; (7.1.2)

; (7.1.3)

Моменты инерции лонжерона относительно осей и , будут равны:

,

,

Определение собственных моментов инерции стрингера. Координаты центра тяжести стрингера рассчитываются по формуле (7.1.4) и (7.1.5):

; (7.1.4)

; (7.1.5)

Подставляем значение в формулы (7.1.4) и (7.1.5):

,

.

Размеры найдены графически и показаны в соответствии с рисунком



Рисунок 7.1.2

Моменты инерции сечения стрингера относительно осей и , проходящих через центр тяжести, рассчитываются по формуле (7.1.6) и (7.1.7).

; (7.1.6)

; (7.1.7)

Моменты инерции сечения стрингера относительно осей и , будут равны:

,

,

Моменты инерции сечения профиля стрингера и лонжерона относительно произвольных осей, проведенных через центр тяжести сечений, рассчитываются по формуле (7.1.8):

; (7.1.8)

где центробежный момент инерции, для тавра так как симметричен, для уголка рассчитывается по формуле (7.1.9)

; (7.1.9)

угол оси y', размеры найдены графически показаны в соответствии с рисунком 7.1.3.

Рисунок 7.1.3

Моменты инерции будут равны, для лонжеронов:

,

,

Для стрингеров:

;

;

;

;

;

.

;

;

;

;

.

;

;

;

7.2 Определение центра тяжести сечения фюзеляжа () в системе координат .

Центр тяжести сечения фюзеляжа (), в силу его симметричности относительно оси может быть определен по формуле (7.2.1).

; (7.2.1)

где расстояние от оси до центра тяжести сечений стрингеров и лонжеронов 1, 2, 3, …, n, показано в соответствии с рисунком 8.2.1. расстояние от оси до центра тяжести элементов обшивки с площадями , показано в соответствии с рисунком 8.2.1. Шаг t и толщина обшивки постоянны по сечению фюзеляжа, значит:

Определим центр тяжести сечения фюзеляжа ():



Рисунок 7.2.1

7.3 Определение момента инерции сечения фюзеляжа () относительно оси , проходящей через центр тяжести сечения фюзеляжа

Так как сечение фюзеляжа симметрично относительно осей и , тогда момент инерции сечения фюзеляжа (),относительно оси , проходящий через центр тяжести сечения фюзеляжа может быть определен по формуле (7.3.1).

; (7.3.1)

где собственные моменты инерции стрингеров и лонжеронов 1, 2, 3, …, n;

координаты центров тяжести элементов 1, 2, 3, …, n сечения фюзеляжа относительно центра тяжести всего фюзеляжа вычисляется по формуле:

;

,

D-диаметр сечения фюзеляжа, мм;

толщина обшивки, мм;

.

Момента инерции сечения фюзеляжа (), будет равен:

7.4 Определение максимальных напряжений сечений фюзеляжа

Максимальное напряжение сечения фюзеляжа может быть определено по формуле (7.4.1).

; (7.4.1)

где максимальный изгибающий момент, действующий на фюзеляж;

максимальное расстояние по вертикали (линия параллельно оси ) от центра тяжести сечения фюзеляжа до крайнего элемента этого сечения;

момент инерции сечения фюзеляжа относительно оси , проходящим через центр тяжести сечения фюзеляжа.

Максимальное напряжение сечения фюзеляжа будет равно:

.

8. Расчет типового (не силового) шпангоута

При общем изгибе фюзеляжа стрингеры и обшивка нагружают типовые (рядовые) шпангоуты погонной вертикальной нагрузкой может быть определена по формуле (8.1).

(8.1)

где изгибающий момент, действующий на фюзеляж;

момент инерции сечения фюзеляжа;

шаг шпангоутов;

модуль упругости материала Д16Т;

расстояние от нейтральной оси (проходящий через центр тяжести) ;

:

площадь сечения обшивки;

площадь сечения стрингера;

количество стрингеров;

периметр сечения фюзеляжа;



Наибольший изгибающий момент в сечении фюзеляжа, в точке С шпангоута может быть определен по формуле (8.2).

; (8.2)

где толщина обшивки, мм;

шаг шпангоутов, мм;

радиус фюзеляжа в данном сечении, мм;

максимальная погонная вертикальная нагрузка может быть определена по формуле (8.3).

; (8.3)

.

Определяем наибольший изгибающий момент в сечении фюзеляжа:

Максимальные напряжения в сечении шпангоута рассчитываются по формуле (8.4).

; (8.4)

 момент инерции шпангоута

Рисунок 8.2.1

.

Критические напряжения потери устойчивости шпангоута рассчитываются по формуле (8.5).

; (8.5)

.

Заключение

В ходе курсового проекта была выполнена компоновка самолета, рассчитана центровка в двух вариантах, определено расположение и запас топлива, дальность полета. Определены нагрузки, действующие на фюзеляж и построены эпюры изгибающих моментов Мz и сил перерезывающих сил Qy. Выполнено предварительное проектирование силового набора фюзеляжа и произведен расчет типового шпангоута. В результате расчета установлено, что критические напряжения потери устойчивости шпангоута не превышают максимально допустимых , что свидетельствует о правильности проделанной работы. По итогам расчетов выполнена графическая конструкторская часть проекта.

Литература

1 Кириаиди С.К., Сатин В.А., Спирин В.Р. Методические указания к выполнению курсового проекта по дисциплине “Проектирование самолетов”. - Воронеж: ВГТУ, 2004. - 32с.

2 Егер С.М. Проектирование самолетов. - М.: Машиностроение, 1983. - 616с.

3 Астахов М.Ф., Караваев А.В., Макаров С.Я., Суздальцев Я.Я. Справочная книга по расчету самолета на прочность. - М.: Оборонпром, 1955. - 710с.

Приложение А

Рис. 1 Размещение топливных баков

Приложение Б

Рис. 2 Расположение центров тяжести агрегатов и отсеков самолета

Приложение В

Рис. 3 Определение реакций крыла, действующих на фюзеляж от крыла

Размещено на Allbest.ru