Курсовая работа

Самолет ближнемагистральный военно-транспортный. Разработка и расчет на прочность оперения

В данном курсовом проекте разрабатывается ближнемагистральный пассажирский самолёт, предназначенный для перевозки грузов на авиалиниях ближней протяжённости до 1500 км с коммерческой нагрузкой до 6 т, со взлётом и посадкой на аэродромах с длиной ВПП 1600 м. Прототипом является грузовая версия самолётаАн-26. Основным отличием проектируемого самолета от прототипа является замена двигателя АИ-24 на более современный ТВ7-117С, а также замена пассажирского салона на грузовую кабину с соответствующими узлами, а также наличием откидной рампы. Это обеспечило более высокую экономичность по сравнению со стандартным двигателем АИ-24 и выполнение грузовой функции самолета.

 

 

 

Содержание

 

1 Составление таблицы исходных данных. Сбор и обработка статистики. 3

2 Выбор компоновочной схемы ЛА.. 6

2.1 Уравнение баланса масс. 6

2.2 Балансировочная схема самолета. 7

2.3 Описание основных частей самолета. 11

3 Конструкция фюзеляжа. 13

4  Проектировочный расчет конструкции фюзеляжа. 23

4.1 Построение эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов для фюзеляжа  23

4.2 Проектировочный расчет фюзеляжа. 30

5 Заключение. 41

Список литературы. 42

 

 

 

1 Составление таблицы и исходных данных. Сбор и обработка статистики

Задачей проектируемого летательного аппарата является перевозка грузов на авиалиниях малой протяженности (около 1850 км) с коммерческой нагрузкой до 6000 кг. Самолет должен обеспечивать взлет и посадку на грунтовых и бетонных аэродромах с длинной ВПП до1600 м, обладать высокими экономическими показателями в сочетании с высокой надежностью и безопасностью полетов. Для поддержания требуемого уровня надежности и безопасности полетов самолет должен обладать высокой эксплуатационной технологичностью.

Устанавливаем следующие летно-технические характеристики:

• максимальная взлетная масса – 21000 кг;
• максимальная коммерческая нагрузка – 6000 кг;
• дальность полета при максимальной заправке топливом – 1850 км;
• крейсерская скорость полета – 475 км/ч;
• экипаж (чел.) – 4;
• сбалансированная длина ВПП (м) – 1600;
• высота крейсерского полета (м) – 5500;
• скорость захода на посадку (км/ч) – 178;
• максимальная посадочная масса (кг) – 21000;
• масса пустого снаряженного самолета (кг) – 13489;
• максимальный запас топлива (кг) – 4850;
• тип двигателя –ТВ7-117С;
• взлетная мощность (л.с.) – 2550.

Наиболее близкими аналогами разрабатываемого летательного аппарата являются самолеты Ан-24, ATR-42, Ил-114. Характеристики этих самолетов представлены в таблице 1 и 2.

Таблица 1 - Летно-технические характеристики прототипов и разрабатываемого самолета

№ пп	Наименование параметров	Обозначе- ния		Размер- ность		Значения параметров
						Самолеты-прототипы							Проек- тируе- мый самолет
1	2	3		4		5		6			7		8
1	Наименование самолета, фирма (страна), год выпуска					Ан-26 (СССР) 1959		АTR-42 (Франция,Италия) 1984			Ил-114 (Россия) 1990		ЭРА (Россия) 2016
2	Число членов экипажа, чел.	nэк		чел		3		2			2		4
	1. Весовые характеристики
1	Взлетная масса	m0		кг		21000		18600			23500		21000
2	Масса коммерческой (боевой) нагрузки	mком		кг		5700		5480			7000		6000
3	Масса пустого снаряженного самолета	mпус		кг		13489		11250			21500		13489
4	Масса топлива	mт		кг		4850		4500			5000		4850
5	Число пассажиров	nпас		чел		44		48			64		-
	2. Летные характеристики
1	Максимальная скорость на Hкрейс.	Vmax		км/ч		540		556			515		540
2	Максимальное число М	M		-		0,55		0,7			0,7		0,55
3	Крейсерская скорость на Hкрейс.	Vкр		км/ч		475		500			490		475
4	Расчетная дальность полета (с заданной нагрузкой)	L		км		1850		1555			1500		1850
5	Техническая дальность полета	Lтехн		км		2820		2963			2800		2820
Продолжение таблицы 1
6	Практический потолок		Hпот		м		6000		5485	7500		6000
7	Посадочная скорость		Vпос		км/ч		178		170	175		178
8	Длина взлетно-посадочной дистанции		Lв.п.		М		1600		1163	1100		1600
	3. Характеристики двигательной установки
1	Количество и тип двигателей		n		шт		2хТВД		2хТВД	2хТВД		2хТВД
2	Мощность		N0				2550 (л.с.)		3000 (л.с.)	2400 (л.с.)		2550 (л.с.)
3	Удельный расход топлива		c p0				0,264		0,27	0,21 (кг/ лс·ч)		0,17
4	Степень двухконтурности		m		-		-		-	-		-
5	Удельная масса двигателя		γдв		-		0,24		0,34	0,39		0,20
	4. Геометрические характеристики
	4.1 Крыло
1	Размах		l		м		29,2		24,5	30		29,2
2	Площадь		S		м2		74,98		54,5	81,9		74,98
3	Удлинение		λ		-		11,37		11,1	11		11,37
4	Сужение		η		-		2,92		2,34	2,5		2,92
5	Стреловидность
6	– по передней кромке		χп.к.		град		0		0	3		0
7	– по 1/4 хорд		χ 1/4		град		6,5		4	3		6,5
8	САХ				м		2,813		2,617	2,897		2,813
9	Угол установки		ψ уст		град		+3,3		+3	+3		+3,3
10	Угол поперечного V		ψ		град		-2		-2,5	+4,33		-2
	4.2 Горизонтальное оперение
Продолжение таблицы 1
1	Размах		lг.о.		м		9,08		8,85	9,03		9,08
2	Площадь		Sг.о.		м2		17,23		16,74	17,01		17,23
3	Относительная площадь				%		23		21	22		23
4	Удлинение		λг.о.		-		4,92		3,98	4,52		4,92
5	Сужение		η		-		2,33		2,42	2,26		2,33
6	Стреловидность по 1/4 хорд		χ1/4		град		15,5		14	15,2		15,5
7	Плечо		lг.о.		м		11,73		10,14	11,5		11,73
	4.3 Вертикальное оперение
1	Высота		lв.о.		м		2,3		2,5	2,43		2,3
2	Площадь		Sв.о.		м2		13,38		13,28	12,4		13,38
3	Относительная площадь				%		17		17,7	16,3		17
4	Удлинение		λв.о.		-		1,8		1,6	1,52		1,8
5	Сужение		η		-		2,5		2,32	2,48		2,5
6	Стреловидность по 1/4 хорд		χ1/4		град		21,5		20	20,4		21,5
7	Плечо		lв.о.		м		9,23		10	10,32		9,23
	4.4 Фюзеляж
1	Длина		lф		м		23,53		22,67	26,88		23,53
2	Ширина		bф		м		2,9		2,75	2,64		2,9
3	Высота		hф		м		2,5		2,3	1,92		2,5
4	Мидель		Sм.ф.		м2		5,9		5,3	5,14		5,9
5	Удлинение фюзеляжа		λф		-		8,6		7,57	9,12		8,6
	4.5 Мотогондолы
1	Расположение мотогондолы :
	– по размаху  от СГФ				м		1,88		2,3	2,56		1,88
	– по высоте от СГФ				м		0,15					0,15
2	Длина мотогондолы				м		7,01		7,09	7,4		7,01
	4.6 Шасси
1	База шасси		b		м		7,65		8,78	9,125		7,65
2	Колея шасси		B		м		7,9		4,1	8,4		7,9
	5. Общие данные
	Мидель самолета		Smid		м2		5,9		5,69	6,424		5,9

 

 

Аэродинамическая схема разрабатываемого самолёта представляет высокоплан с прямым крылом. Крыло — трапециевидной формы в плане, кессонного типа, большого удлинения. Крыло состоит из двух лонжеронов. На центроплане располагается два отклоняющихся однощелевых закрылка, а на консолях — два выдвижных двухщелевых закрылка. Также на консолях размещены два разрезных элерона. Хвостовое оперение — традиционное, дополненное подфюзеляжнымгребнем.

Шасси самолёта — трехопорное: две главных опоры и одна передняя. Двойные колеса на каждой стойке. Давление внутри пневматиков регулируется на земле.

Фюзеляж  типа полумонокок. Силовая конструкция состоит из набора стрингеров и балок. Вместо клёпки применены клеесварные соединения. Сечение фюзеляжа образовано двумя дугами разного диаметра. В носовой части фюзеляжа расположена кабина экипажа. За ней размещенагрузовая кабина.

Силовая установка состоит из двух турбовинтовых двигателей ТВ7-117С.

 

 

2 Выбор компоновочной схемы ЛА

На основании установленных летно-технических требований выбираем прототип – пассажирский турбовинтовой самолет Ан-26.

Заданные значения скоростей и высокую экономичность обеспечим заменив двигатель АИ-24 на более экономичный ТВ7-117С с мощностью 3000 л.с. Для обеспечения заданного уровня надежности два двигателя устанавливаются в мотогондолле под крылом, что позволяет повысить удобство обслуживания, а также уменьшить крутящий момент, возникающий вследствие несовпадения точек приложения подъемной силы и силы тяжести. Также крыло снабжено вертикальными аэродинамическими поверхностями на концах консолей. Использована классическая схема оперения, т.е. расположение стабилизатора в хвостовой части фюзеляжа.

2.1 Уравнение балансамасссамолета

Предполагаемые масса самолета, силовой установки, топлива, коммерческой нагрузки, оборудования должны удовлетворять следующему уравнению:

М_о=М_к+М_су+М_т+М_об+М_пн,

 

где  М_к – масса конструкции;

М_су – масса силовой установки;

М_т – масса топлива;

М_об – масса оборудования;

М_пн – масса полезной нагрузки.

М_к= М_кр+ М_ф+ М_оп+М_об+М_ш,

где  М_кр – масса конструкции крыла;

М_оп – масса оперения;

М_ш – масса шасси.

Массу топлива принимаем при полной заправке топлива:

 

М_т = 4850 кг;

 

Массу полезной нагрузки при данной заправке принимаем:

 

М_пн= 6000 кг;

 

Массу двигателей принимаем:

 

М_дв=М_дв·n + M_агр= 530· 2 = 1060кг,

 

где  M_дв  – масса одного двигателя, n-число двигателей.

 

В связи с отсутствием точных значений, задаем массы остальных узлов ЛА в соответствии с рекомендациями:

 

М_кр=М₀· 0,1 = 21000 · 0,1 = 2100 кг,

М_ш=М₀· 0,05 = 21000 · 0,05 = 1050 кг,

М_ф =М₀· 0,1542 = 21000· 0,1542 = 3238,2 кг,

М_к=М_кр + М_ш +М_оп +М_ф = 6913,2 кг,

М_оп=М₀· 0,025 = 21000· 0,025 = 525кг

М_об = М₀ - М_к – М_дв - М_пн - М_т,

М_об = 21000– 6913,2 – 1060 – 6000 – 4850 = 2176,8 кг;

 

Проверка:

М₀ =М_к + М_дв +М_пн +М_т + М_об ,

М₀= 6913,2 + 1060 + 6000 + 4850+ 2176,8 = 21000 кг.

 

 

2.2 Уравновешивание самолета в вертикальной плоскости

Центры давлений крыла и самолёта не совпадают, так как к подъёмной силе крыла добавляется подъёмная сила фюзеляжа и других элементов самолёта, не включая оперение.

Зная положение центра масс самолёта и точки приложения подъёмных сил, составляем балансировочную схему (рисунок 1).

 

 

 

Рисунок 2.1 - Схема сил действующих на самолет

Определяем положение центра давления крыла (профиль крыла   NACA  2212[8]).

Угол установки +6,364° , c_m0 = 0,1145, c_y= 0,477(рисунок 2).

 

 ,

гдеотносительная координата линии фокуса профиля крыла, определяется по формуле:

Отсюда м.

Координат центра масса м.

Отсюдам.

C_m0=0,1145, коэффициент момента крыла относительно оси, проходящей через его переднюю кромку приC_y=0,477.

 

 

 

Рисунок 2.2 – Определение характеристик профиля крыла NASA-0009

S_кр = 74,98 м², ρ = 0,6975 кг/м³ на H = 5500м, V = 131,9 м/с (475 км/ч).

Из рисунка 1 видно, что: 

 

Y_кр·L₁ =Y_го·L₂,

где  L₁= -0,5712м,

В соответствии с рисунком 2.1 составим уравнения равновесия:

L₂= 11,33м – плечо на проектируемом самолете.

Отсюда .

 

Выберем профиль горизонтального оперения NASA 0009 для хвостовое оперения самолета Ан-26 (симметричный профиль)

 

Рис. 2.3 - Профиль NASA 0009

На основе полученных значений находим коэффициент подъемной силы ГО:

,

 

где S_го = 17,23 м.

Выбираем симметричный профиль NACA 009, угол установки -0°40’,

c_yго= -0,1047.

Проведем проверку, используя следующие условия:

 

 

Условия выполняются. Принимаем L₁ = -0,5712м,  L₂ =11,33 м.

 

2.3 Описание основных частей самолета

Фюзеляж самолета представляет собой цельнометаллический балочно-стрингерный полумонокок,  имеет три технологических разъема по шпангоутам № 11, 33 и 40. Поперечный силовй набор состоит из 50 шпангоутов, продольный – из 74 стрингеров и ряда продольных балок. Нижние части шпангоутов совместно с продольными профилями образуют каркас пола фюзеляжа. Обшивка фюзеляжа выполнена в виде отдельных технологических панелей из дуралюминиевых листов толщиной 0.8…1.8 мм. Обшивка нижней части фюзеляжа между шпангоутами 11…27 изготовлена из биметаллических листов, состоящих из внутреннего дуралюмиевого и наружного  титанового слоев. Заклепочные швы герметизируются герметиком   У30МЭС-5 и лентой У20А. Фонарь кабины экипажа остеклен ориентированным органическим стеклом.  Перед  летчиком установлено по одному триплексному стеклу с пленочным электрообогревом. Слева и справа фонарь имеет по одной форточке, сдвигающейся назад. В фюзеляже установлены 9 окон и блистер штурмана. В правом борту между шпангоутами 7…9 расположена входная дверь. Для аварийного покидания самолета в конструкции фюзеляжа предусмотрены нижний, верхний и 2 бортовых аварийных люка. Погрузка и разгрузка военных грузов, а также десантирование грузов и личного состава осуществляется через грузовой люк, расположенный между шпангоутами № 33…40.

Крыло самолета – высоко расположенное, свободно несущее, имеет разъемы по нервюрам 7 и 12 и делится на центроплан, две средние (СЧК) идве отъемные части (ОЧК).
Центроплан – прямоугольной формы в плане, остальная часть крыла – трапециевидной. Центроплан несет на себе два отклоняющихся однощелевых закрылка, средние части крыла – по одному выдвижному двухщелевому закрылку, отъемные части – по две секции элеронов. Крыло кессонного типа и состоит из двух лонжеронов, двадцати трех нервюр, обшивки и стрингеров, образующих панели, носовых и хвостовых частей и концевых обтекателей. В кессонах центроплана расположены 10 мягких топливных баков. Кессоны СЧК представляют собой герметизированные топливные баки-отсеки. Большинство элементов конструкции крыла выполнено из алюминиевых сплавов.

Хвостовое оперение – свободнонесущее, однокилевое. Состоит из двух консолей стабилизатора, двух половин руля высоты, киля, руля направления и форкиля. Стабилизатор и киль – двухлонжеронной конструкции с работающей дуралюминиевой обшивкой. На каждой половине руля высоты установлен триммер, а на руле направления пружинный триммер–сервокомпенсатор. Руль высоты и руль направления имеют осевую аэродинамическую компенсацию и стопроцентную балансировку.

Шасси самолета убирающееся в полете, выполнено по трехопорной схеме. Состоит из двух основных и одной передней опоры. Основные опоры установлены в гондолах двигателей и в полете, убираются вперед в специальные отсеки. На каждой амортстойке основной опоры установлены на общей неподвижной оси два колеса с пневматиками низкого давления и дисковыми тормозами. Колеса снабжены инерционными датчиками юза. Передняя опора установлена в носовой части фюзеляжа и в полете также убирается вперед в отсек под кабиной экипажа. На амортстойке передней опоры установлены на общей вращающейся оси два не тормозных колеса с пневматиками низкого давления, имеющие рулежное и взлетно-посадочное управление.  В выпущенном и убранном положениях амортстойки фиксируются механическими замками, которые открываются с помощью гидроцилиндров. Отсеки шасси закрываются створками при полностью убранном и выпущенном положениях амортстоек. Выпуск и уборка шасси, открытие замков, торможение клест основных опор и поворот колес носовой опоры осуществляется гидроцилиндрами. В случае выхода из  строя гидросистемы, замки убранного положения всех амортстоек шасси могут быть открыты вручную с помощью механической системы. Основные силовые детали шасси выполнены из хромансилевой стали.

Система управления самолетом обеспечивает управление рулями, элеронами, их триммерами, а также закрылками. С системой управления самолетом связаны автопилот, а также системы управления поворотом колес передней опоры и торможения колес основных опор шасси. Для фиксации рулевых поверхностей на стоянке предусмотрена система стопорения рулей и элеронов. Управление рулями и элеронами прямое, двойное, то есть осуществляться с мест обоих летчиков. Проводка управления рулями и элеронами представляет собой систему тяг и качалок. Управление триммером руля высоты - тросовое, триммерами элеронов и руля направления - электрическое. Управление закрылками электрогидромеханическое. Выпуск и уборка закрылков осуществляется гидроприводом посредством трансмиссионного вала и шести винтовых подъемников.

 

3 Конструкция оперения

 

1 – подфюзеляжный гребень; 2 – правая консоль стабилизатора; 3 –правая половина руля высоты; 4 – триммер руля высоты; 5 – триммер-сервокомпенсатор руля направления; 6 – руль направления; 7 – киль;  8 – верхний светосигнальный огонь; 9 – форкиль.

Рисунок 3.1- Хвостовое оперение самолета

Состоит из двух консолей стабилизатора 2,  двух половин руля высоты 3, киля 7, руля направления 6 и форкиля 9. В носках стабилизатора и киля имеются воздушно-тепловые камеры противообледенительной системы, а в концевых обтекателях – жалюзи для выхода воздуха.

 

3.1Разработкарасчет на прочность основных элементов оперения

3.1.1  Определение исходных данных

 

Подъемная сила горизонтального оперения Y_го= -10939 н

Площадь горизонтального оперения S_го=17,23 м²

Размах горизонтального оперения l=9,08

Удлинение горизонтального оперения λ_г.о.=4,92

Сужение горизонтального оперения η=2,33

Корневая хорда b₀ =2,655м

Концевая хорда b_K = 1,139 м

САХ (средняя аэродинамическая хорда) = 1,998

Расчетный случай нагружения, n^э=2,5

Профиль горизонтального оперения NACA 0009

Материал элементов горизонтального оперения – дюралюминиевый сплав Д16

Количество лонжеронов в стабилизаторе – 2

Масса консоли стабилизатора m_кго=258,48 кг

Стреловидность по ¼ хорды χ_0,25=15,5°

Диаметр фюзеляжа (хвостовая часть) D_ф = 3,8 м

Строительная длина консоли L=2,74м

 ,

гдеотносительная координата линиифокуса профиля крыла, определяется по формуле:

Взлетный вес самолета в тоннах-силы

(Н)=21007,25кГс, 

Удельная нагрузка кГс на 1  площади крыла для всех

.

    относительно координата

 

3.1.2 Расчетная схема горизонтального оперения и его нагрузки

 

Задача данной части курсового проекта заключается в построении эпюр основных силовых факторов. Для этого необходимо выполнить построение расчетной схемы горизонтального оперения, построить эпюры поперечной силы, изгибающего и крутящего моментов.

Определение внешних нагрузок крыла удобно вести для строительной длины консоли вдоль его средней линии.

Рисунок 3 – К определению строительной длины консоли стабилизатора

В этом случае консоль схематизируется балкой, жестко защемленной в фюзеляже.

м - строительная длина консоли стабилизатора

 

Рисунок 4 – Схематизация консоли стабилизатора

Определяем подъемную силу консоли оперения:

 

 

 

Рисунок 5 – Размещение центра тяжести стабилизатора

   Для сокращения объема вычислений принимается допущение о линейном законе распределения аэродинамических сил, массовых сил конструкции стабилизатора.

 

Дальнейший расчет будет показан на примере сечения N9.

Рисунок 5 – Схема разбиения консоли стабилизатора на сечения

 

Определяем аэродинамическую нагрузку по формуле:

,

где =0,2 (для сечения №9)- относительная координата i-го сечения крыла;и

 

Определяем массовую нагрузку от конструкции ГО по формуле:

 

 

где - вес консоли стабилизатора

Откуда массу оперения можно определить приближенно: , где q_го=10... 25 кг/м2 - масса 1м2 площади оперения соответственно для легких и тяжелых самолетов. 

 

Обращая внимание на направление сил, используем следующую формулу для определения результирующей нагрузки на консоль стабилизатора:

 

 

Результаты расчетов для построения схемы внешних нагрузок сводим в таблицу 3.

Таблица 3 - Результаты расчетов внешних нагрузок

	,м		, Н/м	, Н/м	, Н/м
1	2.739	1	-827,17	833,95	6,781
2	2.465	0,9	-937,19	1361,43	424,244
3	2,191	0,8	-1047,2	1888,91	841,707
4	1,917	0,7	-1157,2	2416,39	1259,17
5	1,643	0,6	-1267,2	2943,86	1676,63
6	1,369	0,5	-1377,2	3471,34	2094,1
7	1,095	0,4	-1487,3	3998,82	2511,56
8	0,821	0,3	-1597,3	4526,29	2929,02
9	0,547	0,2	-1707,3	5053,77	3346,48
10	0,2739	0,1	-1817,3	5581,25	3763,95
11	0	0	-1927,3	6108,72	4181,41

 

 

 

Положение центра тяжести конструкции горизонтального оперения для его любого сечения принимаем:

 

Рисунок 2.1 - Схема сил действующих на самолет

Определяем положение центра давления горизонтального оперения (профиль крыла   NACA0009[8]).

Угол установки (рисунок2).

 

 ,

гдеотносительная координата линии фокуса профиля крыла,

Определяем для горизонтального оперения по формуле:

 

 

Рисунок 6 – Расчетная схема консоли горизонтального оперения при                                 определении нагрузок

 

 

 

3.1.3 Построение епюр поперечной силы и изгибающего момента

Распределение расчетных поперечных сил определяем интегрированием погонных нагрузок по способу трапеций и добавлением сосредоточенных сил.

 

Определяем среднее значение погонной нагрузки на каждом участке по формуле:

 

 

Определяем расстояние между соседними сечениями крыла по формуле:

 

 

Значение поперечной силы

i-го участка крыла от погонной нагрузки:

 

 

Определяем величину поперечной силы, создаваемой погонной нагрузкой в i-м сечении крыла, по формуле:

 

 

 

Суммарная поперечная сила равна силе, создаваемой погонной нагрузкой, так как отсутствуют сосредоточенные силы

 

,    при   .

 

Распределение расчетного изгибающего момента определяется интегрированием эпюры  методом трапеций. Определяем среднее значение поперечной силы на каждом участке горизонтального оперения по формуле:

 

 

Определяем приращение изгибающего момента по формуле:

 

 Н/м

 

 

Определяем величину изгибающего момента в расчетных сечениях по формуле:

 

 

Н/м

 

 

Результаты расчетов сводим в таблицу 4

Таблица 4 – Результаты расчетов поперечных сил и изгибающих

Моментов

 

i	, Н/м	,м	, Н	, Н	, Н	,Н	, Нм	, Нм
1	215,513	0,274	59,051	0	0	0	0	0
2	632,976	0,274	173,44	173,43	173,43	86,718	23,760	23,760
3	1050,44	0,274	287,82	461,25	461,25	317,35	86,952	110,713
4	1467,9	0,274	402,2	863,46	863,46	662,36	181,48	292,199
5	1885,36	0,274	516,59	1380,1	1380,1	1121,8	307,361	599,56
6	2302,83	0,274	630,97	2011,02	2011,02	1695,5	464,577	1064,14
7	2720,29	0,274	745,36	2756,38	2756,38	2383,7	653,135	1717,27
8	3137,75	0,274	859,74	3613,13	3613,13	3186,3	873,034	2590,31
9	3555,21	0,274	974,13	4590,26	4590,26	4103,2	1124,27	3714,58
10	3972,68	0,274	1088,5	5678,77	5678,77	5134,5	1406,86	5121,44
11	3972,68	0,274	1088,5	6767,28	6767,28	6223	1705,11	6826,55

 

 

 

 

 

Рисунок 7 – Эпюры поперечных сил и изгибающего момента

 

 

 

 

 

3.1.4 Построение эпюры крутящего момента

Эпюра крутящего момента может быть построена относительно любой оси. При ее построении относительно оси жесткости получают эпюру истинных крутящих моментов. В данном курсовом проекте эпюра крутящего момента строится относительно линии, проходящей через середины хорд горизонтального оперения.

Определяем величину погонного крутящего момента в 9-м сечении от действия распределенных нагрузок по формуле:

где – положение центров давлений, - положение центров тяжести конструкции стабилизатора, =2,379м – длина хорды в сечении. В формуле  и  суммируются, так как распределенная аэродинамическая нагрузка и нагрузка от массы конструкции направлены в одну сторону.

Определяем величину среднего погонного крутящего момента по формуле:

 

 

Определяем приращение крутящего момента на i-м участке ГО по формуле:

 

Определяем крутящий момент на i-м участке Г.О. от погонной нагрузки по формуле:

 

Суммарный крутящий момент равен моменту от погонной нагрузки, так как отсутствуют моменты от сосредоточенных сил.

 

 

Результаты расчетов сводим в таблицу 5.

Таблица 5 - Результаты расчета крутящего момента

 

i	bi	, Н	, Н	,м	, Нм	, Нм	, Нм
1	1,139	-300,4	-385,114	0,274	-105,52	0	0
2	1,415	-469,824	-545,798	0,274	-149,55	-149,55	-149,55
3	1,553	-621,771	-707,167	0,274	-193,76	-343,31	-343,31
4	1,690	-792,563	-887,382	0,274	-243,14	-586,46	-586,46
5	1,828	-982,2	-1086,44	0,274	-297,69	-884,14	-884,14
6	1,966	-1190,684	-1304,35	0,274	-357,39	-1241,5	-1241,5
7	2,104	-1418,014	-1541,1	0,274	-422,26	-1663,8	-1663,8

Продолжение таблицы 5

 

8	2,242	-1664,188	-1796,7	0,274	-492,3	-2156,1	-2156,1
9	2,379	-1929,209	-2071,14	0,274	-567,49	-2723,6	-2723,6
10	2,517	-2213,075	-2364,43	0,274	-647,85	-3371,4	-3371,4
11	2,655	-2515,788	-2364,43	0,274	-647,85	-4019,3	-4019,3

 

 

 

 

 

 

Рисунок 8 – Эпюры крутящих моментов

По построенным эпюрам определяем значения нагрузок, действующих в расчетном сечении. Расчетным является сечение, расположенное на удаленииот борта фюзеляжа, плоскость сечения перпендикулярна средней линии консоли стабилизатора.

Принимая, что ось жесткости консоли  расположена на 35% хорд, определяем истинное значение крутящего момента в расчетном сечении по формуле:

 

 

Полученные значения , являются основными  для проведения проектировочных расчетов конструктивных элементов горизонтального оперения.

 

 

5 Разработка конструкции горизонтального оперения

 

5.1 Определение параметров конструктивних элементов горизонтального оперения

Для приближенного расчета горизонтального оперения действительное сечение схематизируется сечением прямоугольной формы. Ширина В=1,71м схематизированного сечения равна расстоянию между передним и задним лонжеронами. Высота переднего лонжерона H_перед=0,28 м, высота заднего лонжерона H_задн=0,22 м.

 

Рисунок 9 – Расчетное сечение

Высоту схематизированного сечения определяем по формуле:

 

 

где  - относительная толщина профиля оперения [2];

H_л - высота профиля в месте расположения лонжерона;

b_р = 2,379- хорда крыла в расчетном сечении.

 

 

Долю полного изгибающего момента, воспринимаемую лонжеронами, принимаем равной:

 

Расстояние между типовыми нервюрами принимаем: т.к

 

 

5.2 Определение размеров элементов нижней (сжатой) панели

Элементы нижней панели работают на сжатие, поэтому определяющими их работоспособность являются критические напряжения .

 

Определяем редуцированную площадь верхней панели:

 

 

где -критические напряжения поясов лонжеронов

 

Из-за малого значения крутящего момента в расчетном сечении  получается очень малое значение  дальше исследовательно все другие значения площадей с малыми значениями выходят так как принимаем    при

 

 

Определяем суммарную площадь верхних поясов лонжеронов:

 

 

Определяем площадь верхнего пояса переднего лонжерона:

 

 

Определяем площадь нижнего пояса заднего лонжерона:

 

Рисунок 10 – Основные размеры пояса лонжерона

Размеры сечения пояса определяются по выражениям:

 

; k=(0,2….0,25)

δ₁=(1,3….1,5)δ

h=b+δ₁

Для 1 лонжерона:

δ = 0,25∙ = 0,01208 м

         =1,5*0,01208 = 0,0181м

         b=6,5 ∙ δ= 6,5∙0,01208= 0,078 м;

         h=b+= 0,078+ 0,01208 = 0,096м;

м.

Аналогично определяем размеры сечения пояса для заднего  лонжерона, результаты сводим в таблицу 6.

Таблица 6 – Размеры нижних поясов лонжеронов

 

Лонжерон	H , м	Fп , м2	, м	, м	b, м	h, м	B, м
передний	0,28	0,000023	0,0012	0,00181	0,0078	0,0096	0,0076
задний	0,22	0,000018	0,00107	0,0016	0,0069	0,0085	0,0067

 

Определяем приведенную толщину верхней обшивки:

 

Где ;   

Обычно критическое напряжение стрингера в первом приближении составляет величину  = 0,8∙4000000 = 3200000 Па.

         ;  f_ред.в= 0,0052– 0,0041 =0,00104 м².

          Тогда:  м

 

Определяем толщину верхней обшивки:

 м

Количество стрингеров верхней панели зависит от шага стрингеров. Принимаем шаг стрингера 0,17 м, согласно рекомендации. Силовая схема - лонжеронная

Потребное число стрингеров определяется:

         Принимаем n_в=9. После округления необходимо уточнить шаг стрингеров:

Уточняем шаг стрингеров по формуле:

 

Потребная площадь сечения нижнего стрингера определяется:

 

Где

По значению  выбираем профиль стрингера Пр100-56

 

Таблица 7 – Данные профиля Пр100-56

Профиль	B, мм	S, мм	R, мм	r, мм	F, см2
100-56	25	5	2	1	2,24

 

Рисунок 11 – Профиль стрингера

 

 

 

5.3 Определение размеров элементов нижней (растянутой) панели

Элементы верхней панели работают на растяжение, поэтому их работоспособность определяется значением пределов временной прочности  используемых материалов.

Определяем редуцированную площадь верхней панели:

 

 

где k₁= (0,8…0,9) - коэффициент, учитывающий ослабление панели отверстиями под заклепки и болты. Принимаем k₁= 0,8

k₂= 0,65 - учитывает влияние на выбор допустимых напряжений в элементах ГО назначенного ресурса для ГО.

 

 

Определяем суммарную площадь верхних поясов лонжеронов:

 

 

Где =0,8 - коэффициент, характеризующий долю изгибающего момента, воспринимаемого лонжеронами.

 

Площади поясов лонжеронов рационально распределять пропорционально их высоте по формуле:

 

 

 

Определяем площадь нижнего пояса переднего лонжерона:

 

м²

 

Определяем площадь нижнего пояса заднего лонжерона:

 

м²

 

Площадь и размеры каждого пояса определяются по аналогии с верхними поясами лонжеронов и сводятся в таблицу 8

 

Таблица 8 -  Размеры нижних поясов лонжеронов

Лонжерон	H , м	Fп , м2	, м	, м	b, м	h, м	B, м
передний	0,28	0,00641	0,0149	0,0224	0,0978	0,119	0,0948
задний	0,22	0,00282	0,0132	0,0199	0,0863	0,106	0,0841

 

 

Определяем приведенную толщину нижней обшивки:

 

Где

 

Определяем толщину нижней обшивки:

 

Для определения площади сечения стрингера нижней панели примем количество стрингеров верхней панели, равное количеству нижних стрингеров, т.е.

 и   

 

Тогда площадь стрингера нижней панели:

 

По значению  выбираем профиль стрингера

Таблица 9 - Данные профиля

Профиль	B, мм	S, мм	R, мм	r, мм	F, см2
100-36	30	2,5	2	1	1,44

 

 

В нижней панели действуют сжимающие напряжения:

 

 

 

 

5.4 Определение толщины стенки и шага стоек переднего лонжерона

Поперечная сила, приходящаяся на стенку i-го лонжерона, определяется приблизительно по соотношению:

 

 

Тогда погонные касательные усилия в стенке переднего лонжерона от поперечной силы  и крутящего момента  соответственно будут равны:

 

 

 

Где- площадь, ограниченная передним и задним лонжеронами, а также верхней и нижней обшивками крыла.

 

Суммарные касательные усилия в стенке переднего лонжерона:

 

 

При проектировании стенки принимаем условие о том, что стенка не должна терять устойчивость до разрушающей нагрузки. При этом условии расчет стенки ведем следующим образом:

 

 

 

Потребное количество стоек между двумя нервюрами равно:

 

 

     Применяем  нервюр

 

Тогда шаг стоек на стенке переднего лонжерона равен:

 

 

5.5 Расчет заклепочного шва, соединяющего стенку и пояс переднего лонжерона

Нагрузка на заклепку шва по поясу лонжерона определяем по формуле:

 

 

Где, шаг заклепок в одном ряду; d - диаметр заклепки принятый из конструктивных соображений;  - число рядов заклепок в заклепочном шве.

 

Проверяем условие прочности заклепок на срез по формуле:

 

 

где m = 2, число плоскостей среза.

 

Условие прочности стенки лонжерона на смятие

 

 

условие выполняется

 

 

 

 

 

Список литературы

 

1. Методические указания к курсовой работе «Расчет внешних нагрузок и прочности крыла самолета»
2. Справочник авиационных профилей
3. Техническое описание самолета Ан-24 книга II. Авторы книги II : С.Г. Вовк, А.А. Дуб, В.А. Каряка, М. И. Садаков, В.Ф. Садовый.
4. Проектирование самолёта: учебник для вузов / С.М. Егер М.: Машиностроение, 1983,- 616 с.
5. Практическая аэродинамика самолёта Ан-24./ Богославский Л.Е. М.: Транспорт 1972.- 200 с.
6. Самолёт Ан-24: Конструкция и эксплуатация / Ж.С. Черченко М.: Транспорт 1978.- 311 с.
7. Пассажирский самолёт Ан-24: Планер самолёта / Б.Н. Грановский, Н.Г. Орлов, З.М. Турчаникова 1960.- 83 с.

 Чертежи

 

Содержание архива:

 

Скачать: 31-03-2019_21-06-42-1.rar