">
Прикладные науки Технология
Информация о работе

Тема: Расчет на прочность элементов конструкции самолета

Описание: Определение геометрии сечений основных силовых элементов конструкции крыла. Поверочный расчет. Оценка прочности. Расчет шасс. Построение эпюр погонных нагрузок, перерезывающих сил и изгибающих моментов для нестреловидного крыла большого удлинения.
Предмет: Прикладные науки.
Дисциплина: Технология.
Тип: Курсовая работа
Дата: 29.08.2012 г.
Язык: Русский
Скачиваний: 28
Поднять уникальность

Похожие работы:

Самарский государственный аэрокосмический университет
имени академика С.П. Королева

Кафедра прочности летательных аппаратов

Пояснительная записка к курсовой работе по прочности
”Расчет на прочность элементов конструкции самолета”

Выполнил: студент группы 1401
Краснов В.И.
Проверил: Хивинцев

Самара 2012

реферат

Курсовая работа: стр., табл., рис., ист.

СИЛОВАЯ СХЕМА КРЫЛА, ПЕРЕРЕЗЫВАЮЩАЯ СИЛА, ИЗГИБАЮЩИЙ МОМЕНТ, КРУТЯЩИЙ МОМЕНТ, ПОГОННАЯ НАГРУЗКА, ПОЯСА ЛОНЖЕРОНОВ, СТРИГЕРЫ, ОБШИВКА, НОРМАЛЬНОЕ НАПРЯЖЕНИЕ, ПОГОННАЯ КАСАТЕЛЬНАЯ СИЛА, КОЭФФИЦИЕНТ ИЗБЫТКА ПРОЧНОСТИ, АМОРТИЗАЦИОННАЯ СТОЙКА, ФУНКЦИЯ ТРЕНИЯ, ХОД ПОРШНЯ, УРАВНОАЕШИВАЮЩАЯ НАГРУЗКА, МАНЕВРЕННАЯ НАГРУЗКА, ВТОРАЯ МАНЕВРЕННАЯ НАГРУЗКА, УРАВНОВЕШИВАНИЕ САМОЛЕТА, НЕСИММЕТРИЧНОЕ НАГРУЖЕНИЕ.

Выполнен расчет геометрических параметров крыла, определена погонная нагрузка, построены эпюры перерезывающей силы, изгибающего и крутящего моментов. Выбрана силовая схема крыла. Для расчетного сечения крыла подобраны сечения основных элементов силовой схемы крыла: площади сечений поясов лонжеронов, площади сечений стрингеров, толщины стенок лонжеронов, толщина обшивки. Произведен поверочный расчет сечения крыла, произведена оценка прочности.
Произведен расчет параметров амортизации главной опоры самолета. Определены параметры сечения основных силовых элементов стойки. Оценена прочность.
Определены нагрузки на горизонтальное и вертикальное оперение, произведено динамическое уравновешивание самолета. Подобраны параметры сечения фюзеляжа. Произведена оценка прочности.

содержание

Введение10

Основная часть11

1. Определение геометрии сечений основных силовых элементов конструкции крыла11

1.1 Геометрические параметры крыла11

1.2 Определение перерезывающих сил, изгибающих и крутящих моментов12

1.2.1 Построение эпюр погонных нагрузок, перерезывающих сил и изгибающих моментов для нестреловидного крыла большого удлинения13

1.2.2 Построение эпюр крутящих моментов14

1.3 Выбор силовой схемы крыла19

1.4 Подбор сечений элементов силовой схемы крыла19

2. поверочный расчет крыла28

2.1 Определение нагрузок, действующих на крыло28

2.2 Построение эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов для крыла большого удлинения30

2.3 Определение нормальных напряжений в сечении прямого крыла методом редукционных коэффициентов33

2.3 Определение касательных напряжений при простом изгибе крыла38

2.6 Определение координат центра жесткости сечения46

2.7 Определение крутящего момента относительно центра жесткости сечения крыла46

2.8 Определение касательных напряжений при свободном кручении крыла48

3. Оценка прочности силовых элементов сечения крыла51

4. Расчет шасси56

4.1 Исходные данные для расчета шасси56

4.1.1 Схема расположения шасси на самолете и амортизатора на стойке56

4.2 Подбор параметров амортизационной системы56

4.2.1 Подбор колес56

4.2.2 Подбор параметров жидкостно-газовой амортизации58

4.2.2.1 Исходные данные для расчета58

4.2.2.2 Определение полного хода поршня59

4.2.2.3 Определение функции трения в направляющих60

4.2.2.4 Определение приведенной длины газовой камеры60

4.2.2.5 Определение площади газового поршня, объема газовой камеры и уровня жидкости61

4.2.2.6 Определение площади проходных отверстий для гидросмеси62

4.3 Расчет шасси на прочность66

4.3.1. Определение усилий в основных силовых элементах66

4.3.2 Подбор сечения штока75

4.3.3 Подбор сечения цилиндра75

4.3.4 Подбор сечения полуосей77

4.3.5 Подбор сечения рамы тележки77

4.3.6 Подбор сечения траверсы78

5. Расчет фюзеляжа79

5.1 Определение внешних нагрузок на фюзеляж от оперения79

5.1.1 Уравновешивающие нагрузки горизонтального оперения79

5.1.2 Маневренные нагрузки на горизонтальное оперение80

5.1.3 Нагрузка на горизонтальное оперение при полете в неспокойном воздухе81

5.1.4 Несимметричное нагружение горизонтального оперения81

5.1.5 Определение внешних нагрузок на вертикальное оперение82

5.1.6 Одновременное нагружение горизонтального и вертикального оперения83

5.2 Уравновешивание самолета в вертикальной плоскости83

5.2.1 Действие на горизонтальное оперение уравновешивающей нагрузки83

5.2.2 Действие на горизонтальное оперение уравновешивающей и маневренной нагрузки84

5.2.3 Действие на горизонтальное оперение второй маневренной нагрузки86

5.3 Уравновешивание самолета в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии самолета87

5.4 Построение эпюр перерезывающих сил, изгибающих и крутящих моментов для фюзеляжа88

5.5 Подбор сечений силовых элементов фюзеляжа91

5.5.1 Определение толщины обшивки хвостовой части фюзеляжа92

5.5.1.1 Погонные касательные силы при наибольшей нагрузке на горизонтальное оперение92

5.5.1.2 Погонные касательные силы при наибольшей нагрузке на вертикальное оперение92

5.5.1.3 Погонные касательные силы при несимметричной нагрузке92

5.5.1.4 Погонные касательные силы при одновременном действии нагрузки на горизонтальное и вертикальное оперение93

5.5.1.5 Определение толщины обшивки хвостовой части фюзеляжа93

5.5.2 Подбор элементов продольного набора93

5.6 Оценка прочности элементов сечения фюзеляжа95

Заключение97

Список использованных источниковОшибка! Закладка не определена.

введение

В данной курсовой работе требуется рассмотреть методы расчёта прочности элементов конструкции летательного аппарата с использованием ЭВМ. Целью данной курсовой работы является приобретение практических навыков в проведении прочностных расчётов элементов конструкции самолета, и закрепить умение эффективно использовать разработанные для ЭВМ программы по расчёту самолёта на прочность.

Основная часть

1. Определение геометрии сечений основных силовых элементов конструкции крыла

1.1 Геометрические параметры крыла

По чертежу самолета определим геометрические параметры крыла. Крыло имеет излома стреловидности по передней и задней кромкам. Приведем его к эквивалентному по площади крылу без излома стреловидности.

Площадь крыла ;

размах ;

корневая хорда 

концевая хорда .

Удлинение крыла .

Сужение .

Для определения хорды и толщины крыла в произвольном сечении крыла z воспользуемся выражениями:

;

;

.

Имея значения  и  в расчетном сечении, построим профиль крыла.

;

;

.

Ординаты  и  определятся из выражений:

;

.

Результаты расчета сведены в таблицу 1.

Таблица 1 - Ординаты профиля х? 0 1,25 2,5 5 10 15 20 30 40 50 60 70 80 90 100  y?в 0 12,4 17,1 22,7 29,9 35,6 40,6 47,6 49,9 49,2 46,1 40,2 30,5 16,8 0  y?н 0 -12,4 -17,1 -22,7 -29,9 -35,6 -40,6 -47,6 -49,9 -49,2 -46,1 -40,2 -30,5 -16,8 0  х?, мм 0 30,25 60,5 121 242 363 484 726 968 1210 1452 1694 1936 2178 2420  ув, мм 0 24,8 34,2 45,4 59,8 71,2 81,2 95,2 99,8 98,4 92,2 80,4 61 33,6 0  ун, мм 0 -24,8 -34,2 -45,4 -59,8 -71,2 -81,2 -95,2 -99,8 -98,4 -92,2 -80,4 -61 -33,6 0  

По полученным результатам построим профиль крыла в расчетном сечении – Рисунок 1.



Рисунок 1 - Профиль крыла в расчетном сечении.

1.2 Определение перерезывающих сил, изгибающих и крутящих моментов

1.2.1 Построение эпюр погонных нагрузок, перерезывающих сил и изгибающих моментов для нестреловидного крыла большого удлинения

Для подбора силовых элементов конструкции крыла необходимы значения перерезывающих сил, изгибающих и крутящих моментов в различных сечениях крыла.

Эпюры погонных нагрузок, перерезывающих сил и изгибающих моментов строятся для расчетного случая А.. Случай А - криволинейный полёт самолёта в вертикальной плоскости, соответствующих с перегрузкой .

Определим погонную расчетную нагрузку из выражения:

;

;

;

,

- угол атаки;

;

 - коэффициент безопасности для случая А;

;

;

;

.

Тогда

;

где - ускорение свободного падения;

 - площадь крыльевого бака в плане;

 - масса топлива в баке;

 - часть хорды, занятая баком.

- масса самолета;

-масса крыла;

S - площадь крыла;

- величина хорды в i-м сечении;

Определим параметры бака. В каждой консоли имеется по одному большому баку. Так как масса топлива в баке велика, эту нагрузку нельзя считать сосредоточенной. Распределим массу топлива в крыле. Для этого, зная массу топлива в баке, вычислим его объем .

Плотность керосина примем .

Исходя из требуемого объема, зная высоту сечения крыла в центре тяжести бака, вычислим его площадь



.

Для вычисления перерезывающих сил  и изгибающих моментов  в сечениях крыла воспользуемся численным интегрированием по методу трапеций. На основании этого метода

,

,

где,

,

- сосредоточенная сила от массы агрегата.

 - масса агрегата.










Также необходимо учесть стреловидность крыла. Для крыльев небольшой стреловидности

,

- угол стреловидности.

1.2.2 Построение эпюр крутящих моментов

Так как заданный профиль крыла является безмоментным (), то величину погонного крутящего момента определяют для расчётного случая В. В связи с малостью углов атаки при вычислении погонных крутящих моментов можно учитывать только составляющие воздушных и массовых сил в направлении оси у:

.

Примем координату центра жесткости  сечения крыла равной =0,45. Положение центра давления определяется по формуле:

.

Значение  определяется по формуле:

=,

где = - абсолютная величина производной без учета

сжимаемости для профиля сечения;

=1 - поправочный коэффициент, определяемый по значению

числа Маха полёта .

Исходя из графиков, представленных в задании абсолютная величина производной будет определятся как тангенс угла наклона графика  к оси . Отсюда находим ==.

Коэффициент подъёмной силы сечения крыла ) приближенно принимается равным коэффициенту подъёмной силы крыла:

.

Для вычисления приращения коэффициента момента  используется формула:

.

Для определения эффективного угла отклонения элерона , используется формула:

.

Значения  в зависимости от отношения хорды элерона к хорде крыла в сечении считываются с графика. После подстановки в формулу вычисления цд получим:

;

 в сечениях без элерона;

 в сечениях, проходящих через элерон.

Положение точек приложения массовых крыла – центров масс сечений- берётся на основании статистических данных 

При вычислении моментов можно использовать формулы:

;



Причём в формуле для вычисления погонных крутящих моментов, значения интенсивности нормальной расчётной нагрузки необходимо принять коэффициент запаса f=2, а коэффициент перегрузки расчётного случая В .

При вычислении положения центра давления в сечениях, проходящих через отклонённый элерон необходимо руководствоваться тем , что  должно иметь максимальное численное значение, чтобы в качестве расчётной принять максимальное значение погонного крутящего момента, поэтому проводится анализ:

1)   ;

2)   .

В качестве расчётного, принимается значение  в сечениях, проходящих через отклонённый элерон.



Рисунок 2 – Сечения эквивалентного прямого крыла

Таблица 2 - Расчет перерезывающей силы, изгибающего и крутящего момента

z?i 

b(z)

             1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14  1 1,1 52031,8 - - - - - - 0 7823,68 - - 0  0,93 1,254 59316,2 55674,05366 0,5 27981,77937 27981,77937 13990,88968 7031 7031,82115 26966,71 17395,19 8742,826161 8742,8262  0,77 1,606 75966,4 67641,3736 1,14 77706,40999 105688,1894 66834,98436 76780 83811,8511 44230,71 35598,71 40895,80485 49638,631  0,62 1,936 91576,01 83771,23961 1,07 90221,62506 195909,8144 150799,0019 162410 246222,376 64275,22 54252,97 58430,45328 108069,08  0,53 2,134 101768,8 96672,44293 0,64 62469,73262 258379,547 227144,6807 146780 393003,268 29445,21 46860,22 30281,07427 138350,16  0,5 2,2 104063,6 102916,262 0,21 22168,16284 280547,7099 269463,6285 58042 451045,734 31294,73 30369,97 6541,691723 144891,85  0,45 2,31 109266,8 106665,243 0,35 38292,82223 318840,5321 299694,121 107590 558635,923 34502,43 32898,58 11810,59203 156702,44  0,4 2,42 114470 111868,4256 0,35 40160,76478 359001,2969 338920,9145 121672 680308,532 37866,62 36184,53 12990,24689 169692,69  0,27 2,706 127998,2 121234,1542 0,93 113159,9596 472161,2564 415581,2767 387903 1068212,09 47345,79 42606,21 39768,63673 209461,33  0,12 3,036 143607,8 135803,0655 1,07 146259,9015 618421,1579 545291,2072 587278 1655490,72 59597,68 53471,74 57589,06467 267050,39  0 3,3 156095,4 149851,6584 0,86 129112,1889 747533,3468 682977,2524 588453 2243943,92 70413,14 65005,41 56008,66421 323059,05  



Рисунок 3 - Эпюры погонной нагрузки, перерезывающей силы и изгибающего момента.



Рисунок 4 – Эпюры погонного крутящего и крутящего моментов.

1.3 Выбор силовой схемы крыла

Конструктивно-силовые схемы крыльев весьма разнообразны. В качестве основного признака, определяющего тип силовой схемы конструкции крыла, можно принять характер работы и степень использования обшивки и продольного набора при изгибе и кручении крыла. По этому признаку различают лонжеронные, моноблочные и кессонные конструктивно-силовые схемы крыльев.

Если изгибающий момент в основном воспринимается лонжеронами, имеющими мощные пояса, то такое крыло называется лонжеронным. Примем двухлонжеронную КСС

Выберем расположение элементов продольного набора на основании рассмотрения существующих конструкций.

Расстояние между стрингерами  для лонжеронного крыла лежит в пределах , принимаем . Расстояние между нервюрами , принимаем a = 250мм.



Рисунок 5 – сечение двухлонжеронного крыла

1.4 Подбор сечений элементов силовой схемы крыла

1.4.1 Определение толщины обшивки лонжеронного крыла

Для лонжеронного крыла определим приведенную толщину обшивки

,

Подбирается ближайшая толщина обшивки по ЗАР 

 - удвоенная площадь этого контура, ограниченная обшивкой и стенками соседних лонжеронов.

При наличии стрингерного подкрепления разрушающее касательное напряжение можно принять равным

.

Нижний предел относится к тонкой обшивке (), а верхний – к более толстой ().

Для бесстрингерного крыла

.

1.4.2 Подбор элементов продольного набора

Подбор сечений элементов продольного набора начинается с растянутой зоны крыла.

1.4.2.1 Подбор поясов и стрингеров в растянутой зоне

Потребная площадь сечений растянутого пояса наиболее высокого лонжерона находится по формуле:



Где k – коэффициент, определяющий долю нормальной силы, воспринимаемой поясами. Для лонжеронного крыла k=0,5…0,8

 - разрушающее напряжение для материала растянутого пояса

 - наибольшая из высот лонжеронов, т.е. =, или =

Величина нормальной силы в расчетном сечении крыла определяется по величине изгибающего момента найденного для случая А:





По потребной площади подбираем профиль для ПР-207-12 

Потребная площадь сечения растянутого пояса любого j-го лонжерона находится из равенства:



По потребной площади подбираем профиль для ПР-207-12 

Потребная площадь сечения стрингеров определяется по формуле:



Здесь m-число стрингеров в растянутой зоне крыла, ограниченной передним и задним лонжеронами;

- разрушающее напряжение материала стрингера

Для определения нормальных сил  и  воспринимаемых соответственно поясами и обшивкой, имеем:





Через B обозначено расстояние между передним и задним лонжеронами.

По потребной площади подбирается профиль ПР-111-20 

1.4.2.2 Подбор поясов в сжатой зоне

Можно принять, что в сжатой зоне сечения стрингеров и расстояния между ними такие же, как и в растянутой зоне. Тогда расчет сжатой зоны сведется к подбору сечений поясов лонжеронов.







По потребной площади подбираем профиль для  ПР-207-8  1.4.3 Определение толщины стенок лонжеронов

Перерезывающую силу можно распределить между лонжеронами пропорционально их изгибной жесткости. Тогда для стенки j-го лонжерона будет:



Где H – средняя высота лонжеронов в расчетном сечении;

- перерезывающая сила с учетом конусности крыла

Эти величины берутся из таблицы 2.





Имея значение  можно найти толщину стенки j-го лонжерона:



Примем =0,6 мм

Проверим стенку на устойчивость при работе на сдвиг:





Увеличим 







Увеличим

Условие выполняется

2. поверочный расчет крыла

Целью поверочного расчета крыла является вычисление напряжений в элементах конструкции крыла и оценка их прочности.

2.1 Определение нагрузок, действующих на крыло

Для крыла большого удлинения ( > 5) погонная аэродинамическая нагрузка определяется формулой



где -относительная циркуляция с учетом влияния фюзеляжа и стреловидности;

 -угол атаки;

,

 -коэффициент безопасности, ;

 -коэффициент перегрузки для заданного расчетного случая;

 - средняя хорда крыла.

Расчетным случаем для поверочного расчета является случай A’. В силу малости углов атаки принимаем

.

Строим график относительной циркуляции для плоского изолированного крыла . Данные, необходимые для построения графика , представлены в таблице 5.

Таблица 5– Относительная циркуляция.       1,00 0 0 0 0  0,93 0,534 0,534 0,599 0,599  0,77 0,805 0,805 0,903 0,903  0,62 0,955 0,955 1,071 1,071  0,53 1,030 1,030 1,155 1,155  0,5 1,067 1,067 1,197 1,197  0,45 1,112 1,112 1,247 1,247  0,4 1,168 1,168 1,310 1,310  0,27 1,263 1,263 1,417 1,417  0,12 1,312 0,601 0,674 0,674  0 1,343 0,632 0,709 0,709  Для учета влияния фюзеляжа и гондол, на участках, занятых ими, ординаты  циркуляции уменьшаются на величины:

,

где -значение циркуляции по оси фюзеляжа плоского крыла, ;

а -коэффициент, задаваемый Нормами прочности в зависимости от типа

самолета и коэффициента подъемной силы крыла, а = 0,53.



Подъемная сила в сечении крыла находится по формуле





Полученная кривая  с впадинами в местах расположения фюзеляжа и гондол двигателей ограничивает площадь, меньшую 1. Так как площадь под кривой должна быть равна 1, то производится пересчет по формуле:



где ,



.

2.2 Построение эпюр перерезывающих сил и эпюр крутящих моментов для крыла большого удлинения

С помощью численного интегрирования методом трапеций определяется перерезывающая сила  (по абсолютной величине) и изгибающий момент  в i-ом сечении крыла по формулам:

,

,

где: ;

.

Значения сосредоточенных нагрузок на крыле:











Результаты расчетов без учета сосредоточенных грузов сведены в таблицу 6.

Таблица 6 –значения воздушной нагрузки, перерезывающей и изгибающих моментов

z?i 

b(z)

         1 2 3 4 5 6 7 8 9 10  1 1,1 7807,8 - - - 0 - - 0  0,93 1,254 63319 31663,7720 0,5 15914,211 15914,2118 7957,10591 3999,2414 3999,241  0,77 1,606 97474 80396,9258 1,14 92359,988 108274,200 62094,2060 71333,823 75333,065  0,62 1,936 115387 106430,712 1,07 114625,87 222900,077 165587,138 178337,34 253670,41  0,53 2,134 124109 119748,491 0,64 77381,475 300281,552 261590,815 169039,98 422710,39  0,5 2,2 128705 126407,381 0,21 27228,15 327509,702 313895,627 67613,118 490323,51  0,45 2,31 133952 131328,916 0,35 47147,080 374656,783 351083,243 126038,88 616362,40  0,4 2,42 140767 137360,265 0,35 49312,335 423969,119 399312,951 143353,34 759715,75  0,27 2,706 151638 146203,197 0,93 136466,06 560435,184 492202,151 459421,48 1219137,2  0,12 3,036 59713,7 105676,179 1,07 113813,24 674248,429 617341,806 664877,12 1884014,3  0 3,3 62059,7 60886,7664 0,86 52460,037 726708,467 700478,448 603532,23 2487546,5  



Рисунок 6 – эпюры перерезывающих сил и изгибающих моментов 2.3 Построение эпюр крутящих моментов

Сведем результаты расчетов крутящих моментов в таблицу 7

Таблица 7-крутящие моменты

z?i 

b(z)

        1 2 3 4 5 6 7 8 9  1 1,1 7807,8 - - 429,429 - - 0  0,93 1,254 63319 31663,7720 0,5 42612,158 21520,79363 10816,35 10816,35  0,77 1,606 97474 80396,9258 1,14 81557,974 62085,06626 71323,32 82139,68  0,62 1,936 115387 106430,712 1,07 116151,74 98854,85707 106466,7 188606,4  0,53 2,134 124109 119748,491 0,64 96352,604 106252,1719 68660,15 257266,5  0,5 2,2 128705 126407,381 0,21 104185,41 100269,0047 21597,94 278864,5  0,45 2,31 133952 131328,916 0,35 116083,94 110134,6731 39538,35 318402,8  0,4 2,42 140767 137360,265 0,35 129855,9 122969,9201 44146,2 362549  0,27 2,706 151638 146203,197 0,93 162800,83 146328,3673 136582,9 499131,9  0,12 3,036 59713,7 105676,179 1,07 91539,392 127170,1134 136962,2 636094,1  0 3,3 62059,7 60886,7664 0,86 106872,1 99205,74358 85475,67 721569,8  

Вид соответствующих эпюр показан на рисунке 7



Рисунок 7 – Эпюры крутящих моментов

2.4 Определение нормальных напряжении при изгибе крыла

Для расчетов нормальных и касательных напряжений методом редукционных коэффициентов нам необходимо подготовить данные и подсчитать напряжения с помощью программы SIGMAT.10

Результаты программы:

141 krasnov

?‘•Ћ„Ќ›… „ЂЌЌ›…

X(I),б¬

0.000D+00 1.625D+01 4.875D+01 6.500D+01 7.500D+01

8.500D+01 9.500D+01 1.050D+02 1.150D+02 1.250D+02

1.350D+02 1.450D+02 1.550D+02 1.573D+02 1.573D+02

1.550D+02 1.450D+02 1.350D+02 1.250D+02 1.150D+02

1.050D+02 9.500D+01 8.500D+01 7.500D+01 6.500D+01

4.875D+01 1.625D+01

Y(I),б¬

0.000D+00 5.120D+00 8.140D+00 6.100D+00 7.000D+00

7.270D+00 7.410D+00 7.420D+00 7.320D+00 7.160D+00

6.930D+00 6.980D+00 7.000D+00 6.100D+00 -6.100D+00

-7.000D+00 -6.980D+00 -6.900D+00 -7.160D+00 -7.320D+00

-7.420D+00 -7.410D+00 -7.270D+00 -7.000D+00 -6.100D+00

-8.140D+00 -5.120D+00

F(I),б¬**2

0.000D+00 1.620D+00 3.250D+00 1.140D+01 7.920D+00

7.920D+00 7.920D+00 7.920D+00 7.920D+00 7.920D+00

7.920D+00 7.920D+00 7.920D+00 7.310D+00 8.950D+00

7.940D+00 7.940D+00 7.940D+00 7.940D+00 7.940D+00

7.940D+00 7.940D+00 7.940D+00 7.940D+00 1.304D+01

3.250D+00 1.620D+00

PHI0(I)

1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00 2.930D+00 1.000D+00

1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00

1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00 2.930D+00 2.930D+00

1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00

1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00 2.930D+00

1.000D+00 1.000D+00

Mx(ЄЌ¬),Qy(ЄЌ)

6.480D+02 3.420D+02

E0,E1,E2

7.200D+04 2.000D+05 2.000D+05

ST,ST1,ST2

2.200D+02 7.500D+02 7.500D+02

SCR,SCR1,SCR2

1.100D+02 1.350D+03 1.350D+03

I1,I2,I3,I4

4 15 16 26

D1,D2,D3,D4

1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00

DEL1,DEL2

1.000D+00 1.000D+00

PSI1,PSI2,PSI3,PSI4

2.760D-01 4.140D-01 6.910D-01 4.480D-01

N= 10

ђ…‡“‹њ’Ђ’› ‚›—?‘‹…Ќ?џ ЌЋђЊЂ‹њЌ›• ЌЂЏђџ†…Ќ?‰

J-­®¬Ґа ЇаЁЎ«Ё¦Ґ­Ёп ¤«п SIGMA(I) Ё PHI(I)

(J-1)- ­®¬Ґа ЇаЁЎ«Ё¦Ґ­Ёп ¤«п SIGMAr(I)

J=1

SIGMAr(I) ў ЊЏ , I=2,M

-2.787D+02 -4.394D+02 -3.322D+02 -3.801D+02 -3.947D+02

-4.025D+02 -4.034D+02 -3.985D+02 -3.904D+02 -3.786D+02

-3.816D+02 -3.831D+02 -3.356D+02 3.087D+02 3.563D+02

3.556D+02 3.518D+02 3.658D+02 3.747D+02 3.803D+02

3.802D+02 3.731D+02 3.592D+02 3.121D+02 4.204D+02

2.621D+02

SIGMA(I),I=2,M

-1.100D+02 -1.100D+02 -9.228D+02 -1.100D+02 -1.100D+02

-1.100D+02 -1.100D+02 -1.100D+02 -1.100D+02 -1.100D+02

-1.100D+02 -1.100D+02 -1.100D+02 8.575D+02 7.500D+02

2.200D+02 2.200D+02 2.200D+02 2.200D+02 2.200D+02

2.200D+02 2.200D+02 2.200D+02 2.200D+02 7.500D+02

2.200D+02

PHI(I),I=1,M

1.000D+00

3.947D-01 2.504D-01 2.778D+00 2.894D-01 2.787D-01

2.733D-01 2.727D-01 2.760D-01 2.818D-01 2.905D-01

2.882D-01 2.872D-01 3.278D-01 2.778D+00 2.105D+00

6.187D-01 6.254D-01 6.013D-01 5.872D-01 5.785D-01

5.787D-01 5.896D-01 6.124D-01 7.050D-01 1.784D+00

8.394D-01

ѓҐ®¬ҐваЁзҐбЄЁҐ е а ЄвҐаЁбвЁЄЁ бҐзҐ­Ёп Єал« 

Fr0(б¬**2),Xв,Yв(б¬)

2.717D+02 1.065D+02 -2.196D-01

Irx(б¬**4)

1.228D+04

“Ј®« ALFA ў Ја ¤гб е

-4.105D-02

J= 10

SIGMAr(I) ў ЊЏ , I=2,M

5.570D+02 -4.194D+02 -3.636D+02 -4.922D+02 -5.731D+02

-6.442D+02 -7.055D+02 -7.585D+02 -8.069D+02 -8.105D+02

-9.144D+01 -9.765D+01 -9.224D+01 -4.386D+02 8.150D+02

1.405D+02 1.950D+02 2.752D+02 3.478D+02 4.159D+02

4.757D+02 5.257D+02 5.658D+02 5.583D+02 8.109D+02

7.794D+02

SIGMA(I),I=2,M

5.570D+03 -1.100D+02 -1.350D+03 -1.100D+02 -1.100D+02

-1.100D+02 -1.100D+02 -1.100D+02 -1.100D+02 -1.100D+02

-1.100D+02 -1.100D+02 -1.100D+02 -1.218D+03 7.500D+02

2.200D+02 2.200D+02 2.200D+02 2.200D+02 2.200D+02

2.200D+02 2.200D+02 2.200D+02 2.200D+02 7.500D+02

2.200D+02

PHI(I),I=1,M

1.000D+00

1.000D+00 2.623D-04 3.713D-03 2.235D-04 1.919D-04

1.707D-04 1.559D-04 1.450D-04 1.363D-04 1.294D-04

1.203D-04 1.127D-04 1.193D-04 2.778D+00 9.203D-03

1.566D-03 1.128D-03 7.994D-04 6.325D-04 5.289D-04

4.625D-04 4.185D-04 3.888D-04 3.940D-04 9.249D-04

2.823D-04

ѓҐ®¬ҐваЁзҐбЄЁҐ е а ЄвҐаЁбвЁЄЁ бҐзҐ­Ёп Єал« 

Fr0(б¬**2),Xв,Yв(б¬)

2.689D+01 1.482D+02 -5.376D+00

“Ј®« ALFA ў Ја ¤гб е

-4.581D+00

ђ…‡“‹њ’Ђ’› ‚›—?‘‹…Ќ?џ ЉЂ‘Ђ’…‹њЌ›• “‘?‹?‰

T(I) - Є б вҐ«м­®Ґ гбЁ«ЁҐ ­  I-®¬ гз бвЄҐ

®ЎиЁўЄЁ Єал«  ЇаЁ Їа®б⮬ Ё§ЈЁЎҐ

T(I) ў Ќ/¬¬,I=1,M

1.547D+02 -3.243D+02 -2.818D+02 -2.303D+02 -1.270D+02

-2.369D+01 7.950D+01 1.826D+02 2.857D+02 3.888D+02

4.918D+02 5.949D+02 6.978D+02 7.929D+02 1.399D+03

6.930D+02 4.866D+02 2.804D+02 7.423D+01 -1.318D+02

-3.379D+02 -5.438D+02 -7.498D+02 -9.557D+02 -1.294D+03

1.966D+02 1.547D+02



Рисунок 8 – эпюры касательных усилий

3. Оценка прочности силовых элементов сечения крыла

Прочность силовых элементов сечения крыла определяется условиями прочности или коэффициентами избытка прочности ?. Величина этих коэффициентов должна быть не меньше единицы.

Для элементов конструкции крыла, работающих на растяжение и сжатие при изгибе, величина коэффициентов избытка прочности определяется по формуле



где - разрушающее напряжение для таких элементов конструкции, как пояс лонжерона, стрингер, панель обшивки;

- нормальные напряжения, величина которых найдена при расчете нормальных напряжений от изгиба крыла.

Наибольшим разрушающим напряжением действующим в крыле будет величина находящаяся в 15-ой точке она находится в растянутой зоне. Критические напряжения растянутой зоны находится как:



Подставим данные в формулу и получим:



4. Расчет шасси

4.1 Исходные данные для расчета шасси

Исходными данными являются посадочная и взлетная масса самолета, взлетная и посадочная скорости, схема размещения шасси на самолете и расположения амортизатора на стойке. Т.к. данные о посадочной скорости отсутствуют, примем

, , .

Посадочная скорость .

4.1.1 Схема расположения шасси на самолете и амортизатора на стойке

На самолете применена техопорная схема шасси с носовой вспомогательной опорой. Стойка рычажного типа. Будем производить расчет одной главной опоры.

Для дальнейшего расчёта нам понадобятся реакции в основных опорах шасси. Введём для их определения некоторые геометрические параметры:

b – продольная база равная 3,47 м

l – вынос основных стоек относительно центра масс равная 0,81м

 а – расстояние от передней опоры до центра масс равный 2,66 м



Рисунок 9 – Схема расположения опор шасси

Произведём расчёт реакций в основной опоре шасси:

стояночная нагрузка на одно колесо





Для расчёта выберем пневматик арочного типа. Такие колёса предназначены для эксплуатации на подготовленных аэродромах.

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

мм



Характеристики колеса приведены в таблице 7.

Таблица 7 Параметры колеса ( максимальные значения) Размер колеса            Данные по каталогу 1100400А 79200 72 67800 0,65 244000 180 18400 486000 200 200  Данные по самолету  68062  48612 0,55 206461  15569   160  

Для построения диаграммы обжатия колеса используем уравнение  . Определим значения коэффициентов К.





Выписываем из каталога Рразр.рад. = 48600, а значит РпрК < 0,75*Рразр.рад. = 0,65*48600=315900 . Диаграмма обжатия колеса приведена на рисунке 10



Рисунок 10 – Диаграмма обжатия пневматика

4.2 Расчет шасси на прочность

4.2.1. Определение усилий в основных силовых элементах

Заданным расчетным случаем для шасси является случай Gш – посадка на основные опоры сила приходит под углом к стойке.

Эксплуатационная перегрузка

, .

Коэффициент безопасности

 , Примем .

Эксплуатационная нагрузка

, .

Расчетная нагрузка

, .

Нагрузка направлена под углом, угол определим из норм прочности:



Т.к. расчетный случай посадки подразумевает удар главных опор под углом, то расчетную нагрузку можно разложить на две составляющие – направленную по оси стойки  и перпендикулярную оси стойки .

, ;

, ;

Рассматриваемый самолет легкий и маневренный выберем стойку с рычажной подвеской колеса, изобразим схему стойки и приложенные силы на рисунке 11:



Рисунок 11 – Схема шасси с рычажной подвеской колеса

l=1250 мм;l2=2350 мм;a=200 мм;g=150 мм;b=625 мм;с=100 мм;e=160 мм; d=2125 мм;f=575 мм; m=350 мм

Определение осевой силы изгибающих и крутящих моментов от сил действующих на рычаг:

Разложим эти силы на составляющие и найдем силу от амортизатора



Усилие от амортизатора определятся как:



От силы 





Скачок на эпюре изгибающего будет равен



Эпюра крутящего момента:



От силы 







Рисунок 12 – Эпюры от сил действующих на рычаг

Определение перерезывающей, изгибающих и крутящих моментов действующих на шток по оси Z

Определим усилие в подкосе из суммы моментов относительно оси x:



Разложим силу S на две составляющие:



Изгибающий момент равен:



Скачок на эпюре моментов равен:







Рисунок 13 – Эпюры от сил действующих на шток по оси Z

Определение перерезывающей, изгибающих и крутящих моментов действующих на шток по оси X:

Найдем реакцию 



Эпюра перерезывающих сил:



Эпюра нормальных сил:



Эпюра изгибающих моментов:



Скачок на эпюре моментов будет равен:





Рисунок 14 – Эпюры от сил действующих на шток по оси X

5. Расчет фюзеляжа

Прочность фюзеляжа следует рассматривать при всех расчетных случаях нагружения крыла, хвостового оперения, шасси. Для расчета на прочность необходимо знать распределение перерезывающих сил , , изгибающих моментов ,  и крутящего момента  по его длине.

5.1 Определение внешних нагрузок на фюзеляж от оперения

На горизонтальное оперение действуют:

- уравновешивающие нагрузки;

- маневренные нагрузки;

- нагрузки при полете в неспокойном воздухе;

- несимметричные нагрузки.

На вертикальное оперение действуют:

- демпфирующие нагрузки;

- маневренные нагрузки;

- нагрузки при полете в неспокойном воздухе;

- нагрузки в случае остановки двигателей по одну сторону от плоскости симметрии;

- нагрузки при комбинированных случаях нагружения.

Необходимо также рассмотреть случаи одновременного нагружения горизонтального и вертикального оперения.

5.1.1 Уравновешивающие нагрузки горизонтального оперения

Уравновешивающие нагрузки определяются для расчетных случаев A, A, B, D, D по формуле

,

где -коэффициент аэродинамического момента тангажа самолета без
горизонтального оперения;

 -скоростной напор;

 -площадь крыла;

 -средняя аэродинамическая хорда;

 -плечо горизонтального оперения.

Для данного самолета , , .

Результаты расчетов сведены в таблицу 8.

Таблица 8 – уравновешивающие нагрузки горизонтального оперения m 18120       S 31,5       ba 2,32       Lго 5,3       qmaxmax 109490       nэmax 6,5       Cyamax 1,22       Cyamin 0,8       po 1,225       a 340                 A A B C D D  nэ 6,5 6,5 3,25 0 -3,25 -3,25  Cya 1,22 0,335008 0,167504 0 0,8 -0,1675  q 30065,62 109490 109490 109490 22925,04 109490  M 0,4 0,82 0,82 0,82 0,4 0,82  mzбго 0,025 0,015 -0,005 -0,013 -0,065 -0,011  Pyэ 10364,1 22645,8 -7548,61 -19626 -20546 -16606  

5.1.2 Маневренные нагрузки на горизонтальное оперение

Маневренные нагрузки на горизонтальное оперение рассматривается в двух случаях.

В первом из них для случаев A, B и C маневренная нагрузка  суммируется с уравновешивающей нагрузкой:

, ,

где -коэффициент, задаваемый Нормами прочности;

 -площадь горизонтального оперения, .

Результаты расчета сведены в таблицу 9

Таблица 9 – первая маневренная нагрузка   A B C  k1 0,33 0,25 0,25  Pyэ 22645,84 -7548,61 -19626,4  ?Pмэ 64153,42 -48601,08 -48601,08  Pмэ 86799,26 -41052,46 -28974,68  

Для второго случая маневренная нагрузка определяется по формуле

,

где -коэффициент, задаваемый Нормами прочности, .

.

5.1.3 Нагрузка на горизонтальное оперение при полете в неспокойном воздухе

Нагрузка от действия неспокойного воздуха определяется по формуле

,

где -уравновешивающая нагрузка при горизонтальном полете у земли на максимальной
скорости  при ;

 -дополнительная нагрузка от неспокойного воздуха, принимается равной
.

;

, ;

, ;

, ;

, ;

.

5.1.4 Несимметричное нагружение горизонтального оперения

По Нормам прочности несимметричное нагружение горизонтального оперения 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 , возникающий при этом относительно продольной оси самолета, равнялся величине

,

где -размах горизонтального оперения, ;

 -коэффициент, задаваемый нормами прочности, .

.

Результаты расчета нагрузок на горизонтальное оперение сведены в таблицу 10.

Таблица 10 – нагрузки на горизонтальное оперение        Расчётные случаи q Cya mzбго Руэ ?P э f Pгоэ Ргор  А 30065 1,22 0,025 10364,13  – 1,5 10364 15546  А 109490 0,335 0,015 22645,84 64153,4 1,5 86799,26 130198,5  В 109490 0,167 -0,005 -7548,61 -48601 2 -41052,46 -82104  С 109490 0 -0,013 -19626,4 -48601 2 -28794,68 -57589,36  D 22925 0,8 -0,065 -20546,9 0 1,5 -20546,9 -30820,35  D 109490 -0,167 -0,011 -16606,9  – 1,5 -16606,9 24910,35  Вторая

маневр.нагр. – – –  – 97202,1 2 97202,1 194404,2  Неспок. воздух 88677,9 0,063 0,001 -1222,75 43559 2 -44781,7 -89563,4  

5.1.5 Определение внешних нагрузок на вертикальное оперение

Демпфирующая нагрузка на горизонтальное оперение равна

,

где -площадь вертикального оперения, .

.

Эта нагрузка должна быть не более

, .

Маневренная нагрузка

, ,

не более , .

Нагрузка при полете в неспокойном воздухе

,

где - коэффициент, равный 1,3

.

Эксплуатационная нагрузка на вертикальное оперение при остановке двигателей по одну сторону от плоскости симметрии самолета определяется из условия уравновешивания момента от тяги работающих двигателей.

Тяга двигателей по одну сторону от плоскости симметрии .

Уравновешивающая нагрузка на вертикальное оперение

,

где -плечо силы тяги работающих двигателей, ;

 -плечо вертикального оперения, .

.

Нагрузка в комбинированном случае нагружения находится путем суммирования нагрузки от остановки двигателей с маневренной нагрузкой. При этом тяга работающих двигателей принимается 0,67 ее максимального значения:

, .

Расчетные нагрузки на вертикальное оперение при коэффициенте безопасности :

;

;

;

;

.

5.1.6 Одновременное нагружение горизонтального и вертикального оперения

Вероятность одновременного действия максимальных нагрузок на вертикальное и горизонтальное оперение мала, поэтому принимают, что на каждую из поверхностей действуют только ? максимальной нагрузки, выявленной при их раздельном нагружении

,



5.2 Действие на горизонтальное оперение второй маневренной нагрузки

Полагается, что эта нагрузка уравновешивается подъемной силой крыла , равной по величине нагрузке , но имеющей противоположное направление и приложенной в центре давления, совпадающем с центром масс самолета

.

Таким образом, перегрузка в центре масс самолета равна нулю.

Момент пары сил  уравновешивается моментом инерционных сил вращательного движения

, .

Перегрузка в любой точке самолета будет обусловлена вращением самолета относительно оси Z с ускорением

, .

Величина перегрузки находится по формуле

.

Сила с которой i-ий груз действует на фюзеляж

.

Результаты расчета сведены в таблицу 10.

Таблица 10 – Действие на горизонтальное оперение второй маневренной нагрузки i 1 2 3 4 5 6  mi 100 250 2000 4000 3000 500  xi 5,44 3,9 0,8 -1,52 -3,26 -4,9  ni э 3,13 2,24 0,46 -0,87 -1,87 -2,82  Pi э 3067,4 5488 15680 -34104 -54978 -13818  



Рисунок 15 - Схема уравновешивания самолета при действии на оперение второй маневренной нагрузки

5.3 Построение эпюр перерезывающих сил, изгибающих
и крутящих моментов для фюзеляжа

При построении эпюр перерезывающих сил, изгибающих и крутящих моментов учитывается действие сосредоточенных массовых сил от грузов, расположенных в фюзеляже и распределенных нагрузок от массы конструкции фюзеляжа.

Сосредоточенные массовые силы от грузов

.

Распределенные нагрузки от массы конструкции фюзеляжа заменяются сосредоточенными силами. Для этого фюзеляж разбивается на отсеки. Число отсеков принимается равным числу грузов в фюзеляже. Массу фюзеляжа, заключенная в отсеке можно определить по формуле

.

Тогда суммарная массовая сила, действующая в i-ой точке, определится

,

где.

Результаты расчета представлены в таблице 11

Таблица 11 – Расчетные нагрузки на фюзеляж i 1 2 3 4 5 6  mai 100 250 2000 4000 3000 500  mфi 131 334 338 350 260 247  ni э 3,13 2,24 0,46 -0,87 -1,87 -2,82  Pi p 14171,3 25639,9 21079,4 -74176,2 -119485,5 -41288,1  

При построении эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов фюзеляж можно рассматривать как балку, опирающуюся на лонжероны крыла, к которой приложены массовые силы , а также нагрузки со стороны горизонтального оперения и реакции в узлах крепления и реакции в узлах крепления крыла.



1