Поможем в ✍️ написании учебной работы

Имя

Поможем с курсовой, контрольной, дипломной, рефератом, отчетом по практике, научно-исследовательской и любой другой работой

Выберите тип работыЧасть дипломаДипломная работаКурсовая работаКонтрольная работаРешение задачРефератНаучно - исследовательская работаОтчет по практикеОтветы на билетыТест/экзамен onlineМонографияЭссеДокладКомпьютерный набор текстаКомпьютерный чертежРецензияПереводРепетиторБизнес-планКонспектыПроверка качестваЭкзамен на сайтеАспирантский рефератМагистерская работаНаучная статьяНаучный трудТехническая редакция текстаЧертеж от рукиДиаграммы, таблицыПрезентация к защитеТезисный планРечь к дипломуДоработка заказа клиентаОтзыв на дипломПубликация статьи в ВАКПубликация статьи в ScopusДипломная работа MBAПовышение оригинальностиКопирайтингДругое

Нажимая кнопку "Продолжить", я принимаю политику конфиденциальности

КОНСТРУКЦИЯ И РАСЧЕТ

ЭЛЕМЕНТОВ ПЛАНЕРА САМОЛЕТА НА ПРОЧНОСТЬ.

КРЫЛО.

 

Методические указания к выполнению курсовых

и дипломных проектов для студентов

III- V курсов (специальность 1301)

факультета летательных аппаратов

 

Новосибирск

2000

Составители: В.А. Бернс канд.техн.наук,

Е.Г. Подружин канд.техн.наук,

Б.К. Смирнов, техн.наук.

Рецензент: В.Л. Присекин, д-р.техн.наук, проф.

 

Работа выполнена на кафедре

самолето- и вертолетостроения

 

Новосибирский государственный

технический университет, 2000 г.

ЗАДАЧИ, СОДЕРЖАНИЕ И ПОРЯДОК ВЫПОЛНЕНИЯ

КУРСОВОГО ПРОЕКТА

    Цель курсового проекта – более глубокое и детальное ознакомление студентов с особенностями конструкции самолета и овладение практическими приемами расчета на прочность элементов планера самолета.

Задание на курсовой проект предусматривает решение следующих задач:

1. Выбор прототипа самолета по его характеристикам, являющимися исходными данными к проекту.

2. Определение массовых и геометрических характеристик самолета, необходимых для расчета нагрузок, по выбранному прототипу, компоновка крыла.

3. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности для заданного расчетного случая.

4. Определение нагрузок, действующих на крыло при выполнении самолетом заданного маневра, построение эпюр.

5. выбор типа конструктивно-силовой схемы крыла (лонжеронное, кессонное, моноблочное) и подбор параметров сечения (расстояния от корня крыла до расчетного сечения задается преподавателем).

6. Расчет сечения крыла на изгиб.

7. Расчет сечения крыла на сдвиг.

8. расчет сечения крыла на кручение.

9. Проверка обшивки крыла и стенок лонжерона на прочность и устойчивость.

10. Расчет на прочность элементов крыла (по указанию преподавателя).

Примечания.

1. Все расчеты проводятся на ПЭВМ, в пояснительную записку вставляется распечатка результатов расчета.

2. Необходимый объем расчетов из перечисленных разделов проекта назначается преподавателем индивидуально.

3. Оформление расчетно-пояснительной записки производится в соответствии с ГОСТ 2.105-79.

4. Защита курсового проекта проводится публично, всеми студентами группы в одно время.

Обозначения:

L - размах крыла;

S - площадь крыла;

l- удлинение крыла;

h- сужение крыла;

- относительная толщина профиля сечения крыла;

- относительная толщина профиля соответственно в корневом и

концевом сечениях крыла;

c_0,25 - стреловидность крыла по линии четвертей хорд;

G- взлетный вес самолета;

G_кр.- вес крыла;

b- текущая хорда крыла;

b_корн.- корневая хорда крыла;

b_конц.- концевая хорда крыла;

f- коэффициент безопасности;

- максимальная эксплуатационная перегрузка в направлении оси Y;

P ^э- эксплуатационная нагрузка;

P - расчетная нагрузка;

- относительная циркуляция прямого плоского крыла;

- относительная циркуляция крыла с учетом стреловидности;

q^аэр - погонная аэродинамическая нагрузка на крыло;

Q^аэр- перерезывающая сила в сечении крыла от аэродинамической нагрузки;

M^аэр- момент аэродинамической нагрузки в сечении крыла;

q^кр- погонная нагрузка от веса крыла;

Q^кр - перерезывающая сила от веса крыла;

M^кр- момент силы веса в сечении крыла;

q^топл погонная нагрузка от веса баков с топливом;

G_топл- вес топлива в крыльевых баках;

Q^топл - перерезывающая сила от веса баков с топливом;

G_агр - вес агрегатов и сосредоточенных грузов;

M^топл - момент сил веса баков с топливом;

Q^соср - перерезывающая сила от сосредоточенных масс;

M^соср - момент сосредоточенных инерционных сил;

N – растягивающее усилие, действующее в панели крыла;

d - толщина обшивки;

H - высота лонжерона;

e - шаг стрингеров;

a - расстояние между нервюрами;

n - число стрингеров;

F_стр - площадь сечения стрингера;

F_л-н - площадь сечения полки лонжерона;

d_ст - толщина стенки лонжерона;

s_в - напряжение предела прочности материала;

s_кр , t_кр - напряжения потери устойчивости соответственно при сжатии и сдвиге;

E - модуль продольной упругости;

G - модуль сдвига;

n - коэффициент Пуассона.

 

Таблица 2

 

Распределение циркуляции по сечениям для трапецевидных крыльев

Расчетная погонная аэро-динамическая нагрузка (направление q^аэр. прибли-женно можно считать перпендикулярным плос-кости хорд крыла) для плоского крыла при

 

 (1)

 

Для крыльев со стрело-видностью

, (2)

где

 

 (3)

 

При учете стреловидности не принимается во внимание крутка крыла. Для крыльев со стреловидностью χ › 35^о формула (3) дает ошибку в значениях циркуляции до 20 %.

Методика расчета для неплоских крыльев любой формы изложена в работе [1].

По эпюре распределенных нагрузок q^аэр, вычисленных для 12 сечений по формулам (1) или (2), строятся последовательно эпюры Q^аэр. и M^аэр.. Используя известные дифференциальные зависимости, находим

 

 

Интегрирование проводится численно, используя метод трапеций (рис.2). По результатам вычислений строятся эпюры изгибающих моментов и перерезывающих сил.

Расчетного сечения

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 (рис. 15). 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

 

, (12)

 

 

где -расчетная перерезываю-щая сила;  - статический момент площади части сечения, ограниченного 1-м и (i-1) – м ребрами (принятый порядок нумерации ребер очевиден из рис. 14);  - главный момент инерции всего сечения, причем положение центра тяжести берется из последнего приближения расчета на изгиб.

В формуле (12) 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

 

 

Коэффициенты канонических уравнений (элементы матрицы и вектора ) определяются выражениями:

 

, , ,

 

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

 

 ,  ,

,

 

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

 

 ,  , ,

 

(здесь суммирование ведется по панелям, где ; ; - соответственно не равны нулю). Здесь  -длина i-той панели; - приведенный модуль сдвига (для обшивки из дюраля ) ; - редуцированная толщина обшивки ; - редукционный коэффи-циент обшивки.

Модуль сдвига обшивки панели крыла не равен модулю сдвига материала обшивки, а зависит еще от ее кривизны, толщины, шага нервюр и стрингеров (размеров подкреп-ляющей клетки), подкрепля-ющих 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, приведенными на рис. 15. Значения коэффициента для обшивки из другого материала следует умножить на .

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.

 

КОНСТРУКЦИЯ И РАСЧЕТ

ЭЛЕМЕНТОВ ПЛАНЕРА САМОЛЕТА НА ПРОЧНОСТЬ.

КРЫЛО.

 

Методические указания к выполнению курсовых

и дипломных проектов для студентов

III- V курсов (специальность 1301)

факультета летательных аппаратов

 

Новосибирск

2000

Составители: В.А. Бернс канд.техн.наук,

Е.Г. Подружин канд.техн.наук,

Б.К. Смирнов, техн.наук.

Рецензент: В.Л. Присекин, д-р.техн.наук, проф.

 

Работа выполнена на кафедре

самолето- и вертолетостроения

 

Новосибирский государственный

технический университет, 2000 г.

ЗАДАЧИ, СОДЕРЖАНИЕ И ПОРЯДОК ВЫПОЛНЕНИЯ

КУРСОВОГО ПРОЕКТА

    Цель курсового проекта – более глубокое и детальное ознакомление студентов с особенностями конструкции самолета и овладение практическими приемами расчета на прочность элементов планера самолета.

Задание на курсовой проект предусматривает решение следующих задач:

1. Выбор прототипа самолета по его характеристикам, являющимися исходными данными к проекту.

2. Определение массовых и геометрических характеристик самолета, необходимых для расчета нагрузок, по выбранному прототипу, компоновка крыла.

3. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности для заданного расчетного случая.

4. Определение нагрузок, действующих на крыло при выполнении самолетом заданного маневра, построение эпюр.

5. выбор типа конструктивно-силовой схемы крыла (лонжеронное, кессонное, моноблочное) и подбор параметров сечения (расстояния от корня крыла до расчетного сечения задается преподавателем).

6. Расчет сечения крыла на изгиб.

7. Расчет сечения крыла на сдвиг.

8. расчет сечения крыла на кручение.

9. Проверка обшивки крыла и стенок лонжерона на прочность и устойчивость.

10. Расчет на прочность элементов крыла (по указанию преподавателя).

Примечания.

1. Все расчеты проводятся на ПЭВМ, в пояснительную записку вставляется распечатка результатов расчета.

2. Необходимый объем расчетов из перечисленных разделов проекта назначается преподавателем индивидуально.

3. Оформление расчетно-пояснительной записки производится в соответствии с ГОСТ 2.105-79.

4. Защита курсового проекта проводится публично, всеми студентами группы в одно время.

Обозначения:

L - размах крыла;

S - площадь крыла;

l- удлинение крыла;

h- сужение крыла;

- относительная толщина профиля сечения крыла;

- относительная толщина профиля соответственно в корневом и

концевом сечениях крыла;

c_0,25 - стреловидность крыла по линии четвертей хорд;

G- взлетный вес самолета;

G_кр.- вес крыла;

b- текущая хорда крыла;

b_корн.- корневая хорда крыла;

b_конц.- концевая хорда крыла;

f- коэффициент безопасности;

- максимальная эксплуатационная перегрузка в направлении оси Y;

P ^э- эксплуатационная нагрузка;

P - расчетная нагрузка;

- относительная циркуляция прямого плоского крыла;

- относительная циркуляция крыла с учетом стреловидности;

q^аэр - погонная аэродинамическая нагрузка на крыло;

Q^аэр- перерезывающая сила в сечении крыла от аэродинамической нагрузки;

M^аэр- момент аэродинамической нагрузки в сечении крыла;

q^кр- погонная нагрузка от веса крыла;

Q^кр - перерезывающая сила от веса крыла;

M^кр- момент силы веса в сечении крыла;

q^топл погонная нагрузка от веса баков с топливом;

G_топл- вес топлива в крыльевых баках;

Q^топл - перерезывающая сила от веса баков с топливом;

G_агр - вес агрегатов и сосредоточенных грузов;

M^топл - момент сил веса баков с топливом;

Q^соср - перерезывающая сила от сосредоточенных масс;

M^соср - момент сосредоточенных инерционных сил;

N – растягивающее усилие, действующее в панели крыла;

d - толщина обшивки;

H - высота лонжерона;

e - шаг стрингеров;

a - расстояние между нервюрами;

n - число стрингеров;

F_стр - площадь сечения стрингера;

F_л-н - площадь сечения полки лонжерона;

d_ст - толщина стенки лонжерона;

s_в - напряжение предела прочности материала;

s_кр , t_кр - напряжения потери устойчивости соответственно при сжатии и сдвиге;

E - модуль продольной упругости;

G - модуль сдвига;

n - коэффициент Пуассона.