Министерство образования и науки Украины
Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского
«Харьковский авиационный институт»
Факультет самолетостроения
Кафедра прочности летательных аппаратов
Расчетно-графическая работа
По дисциплине «Расчет на прочность крыла большого удлинения»
Выполнил: студент III курсу, группы 131
Гончаров А. И.
(фамилия и инициалы) (подпись, дата)
Проверил к.т.н. Манзюк С.В.
(фамилия и инициалы) (подпись, дата)
Харьков – 2016
Содержание
Реферат.........................................................................................................................3
Исходные данные........................................................................................................4
Раздел 1. Границы допустимых скоростей и перегрузок..................................6
1.1 Категория самолёта. Обоснование выбора норм летной годности самолета.6
1.2 Построение огибающей предельных полетных условий V – n.........................6
1.2.1 Расчет максимальной и минимальной маневренных перегрузок................6
1.2.2 Определение расчетных скоростей полета......................................................6
1.2.3 Расчет перегрузок при полете в неспокойном воздухе…………….……....7
1.2.4 Определение максимальной и минимальной эксплуатационных перегрузок..................................................................................................................10
Раздел 2. Расчет нагрузок на крыло самолета..................................................11
2.1Спрямление крыла по 50% корневой (бортовой) и концевой хордам крыла.11
2.2 Профиль крыла в масштабе с указанием расположения лонжеронов, поперечного сечения топливного бака, точки приложения равнодействующей нагрузки от веса топлива.….....................................................................................12
2.3 Определение объема и длины топливного бака с учетом веса топлива …..12
2.4 Схема консоли спрямленного крыла вид сверху с размерами...................13
2.5 Расчет эксплуатационных равнодействующих нагрузок на крыло...............14
2.5.1 Определение подъемной силы на крыло самолета с учетом уравновешивающей нагрузки на горизонтальное оперение..............................14
2.5.2 Определение равнодействующей нагрузки на крыло самолета и грузы, размещенные в нем....................................................................................................14
2.6 Расчет эксплуатационных распределенных нагрузок по консоли крыла.15
2.6.1 Построение эпюры относительной циркуляции с учётом сужения и стреловидности..........................................................................................................15
2.6.2 Распределение воздушной нагрузки..............................................................16
2.6.3 Распределение массовой нагрузки от веса конструкции крыла...............16
2.6.4 Распределение массовой нагрузки от веса топлива....................................17
2.6.5 Расчет суммарной распределенной нагрузки вдоль консоли крыла......17
2.6.6 Построение эпюры воздушной, массовой и суммарной распределенных нагрузок......................................................................................................................18
2.7 Расчет эксплуатационных внутренних факторов по размаху консоли крыла с учётом распределенных и сосредоточенных нагрузок.......................................18
2.7.1 Расчет и построение эпюры поперечных сил...............................................18
2.7.2 Расчет и построение эпюры изгибающего момента..................................19
2.7.3 Расчет и построение эпюры приведенного момента.................................20
2.8 Определение точек приложения равнодействующей нагрузки по сечениям крыла...........................................................................................................................21
2.9 Проверка правильности построения эпюр нагрузок по крылу...................22
2.10 Определение расчетных силовых факторов по размаху консоли крыла....23
Список использованной литературы.......................................................................24
РЕФЕРАТ
Под прочностью ЛА принято понимать способность его конструкции воспринимать, не разрушаясь, определенные внешние нагрузки. Для правильной оценки работоспособности конструкции ЛА необходимо в комплексе рассматривать назначение конструкции, действующие на нее внешние нагрузки, устройство конструкции и, наконец, ее прочность и жесткость. Знание всех этих сторон работы авиационных конструкций необходимо инженеру для понимания и грамотного решения вопросов конструкции и прочности самолетов и вертолетов, которые могут встретиться в его практической деятельности при эксплуатации ЛА гражданской авиации.
В данной работе проведем расчет внутренних силовых факторов крыла большого удлинения. При расчетах будем руководствоваться разделом авиационных правил АП-25, где нормируются нагрузки для самолетов.
Исходные данные
В данной работе будут рассчитаны внутренние силовые факторы в крыле тяжелого пассажирского самолета, прототипом которого является Ан-140 (рис.1). По расположению крыла относительно фюзеляжа самолет – высокоплан. Силовая установка представлена двумя турбореактивными двухконтурными двигателями ТВ3-117ВМА-СБМ1. Летательный аппарат показан на рис.1.
Характеристики проектируемого летательного аппарата получены из рачетно-графической работы «Приближенное определение основных параметров самолета»: , , , , ., , , , [1].
Рис. 1. Изображение самолёта Ан-140
Ан-140 — турбовинтовой региональный грузопассажирский самолёт, разработанный АНТК «Антонов».
Предназначен для пассажирских и грузопассажирских перевозок на расстояние до 3700 км. Ан-140 разрабатывался как замена устаревшим самолётам Ан-24 и Ан-26.Самолёт имеет трёхстоечное шасси повышенной проходимости с пневматиками низкого давления. Конструкция Ан-140 включает вспомогательную силовую установку, расположенную в хвостовой части фюзеляжа и обеспечивающую автономную эксплуатацию самолёта на необорудованных аэродромах.
К основным особенностям самолёта Ан-140 можно отнести:
- использование в условиях высокогорья, жаркого и холодного климата, на небольших аэродромах, включая малооборудованные с короткими ВПП (в том числе неподготовленные) с невысокой прочностью покрытия (включая грунтовые);
- обеспечение высокого уровня комфорта за счёт низкого уровня шума и вибрации в салоне, современного интерьера, оптимального шага и размещения кресел, прекрасной вентиляции и освещения, соответствующих современным международным стандартам и требованиям;
- высокую топливную эффективность;
- высокую эксплуатационную технологичность, ресурс и надёжность;
- низкий уровень затрат на техническое обслуживание и эксплуатацию.
Виды самолета показаны на рисунке 2.
Рис. 2. Общий вид самолета
Для данного самолета выбран профиль крыла – NACA 2212 с характеристиками указанными в таблице 1[2].
Таблица 1
|
-0,01 |
0,13 |
0,29 |
0,43 |
0,59 |
0,73 |
0,88 |
1,02 |
1,30 |
1,42 |
1,6 |
1,4 |
|
|
-2 |
0 |
2 |
4 |
6 |
8 |
10 |
12 |
16 |
18 |
21 |
22 |
Используя табличные данные, получим ,
- ГРАНИЦЫ ДОПУСТИМЫХ СКОРОСТЕЙ И ПЕРЕГРУЗОК
1.1. Категория самолета. Обоснование выбора норм летной годности самолета
Определение нагрузок и т.д. следует проводить в соответствии с требованиями авиационных правил, часть 25 (АП-25) – требования к тяжелым самолетам и к самолетам с реактивными двигателями.
1.2. Построение огибающей предельных полетных условий V – n
1.2.1. Расчет максимальной и минимальной маневренных перегрузок
Эксплуатационную маневренную перегрузку для любой скорости вплоть до VD определим по формуле (1.1)
где - взлетная масса самолета.
Следует помнить о том, что согласно авиационным правилам минимальное значение маневренной перегрузки составляет 2.5.
Минимальная эксплуатационная маневренная перегрузка для любой скорости вплоть до VD должна быть не меньше, чем – 1,0.
1.2.2. Определение расчетных скоростей полета
Все расчетные скорости являются индикаторными. Так называются скорости, определяемые по формуле:
,
где – индикаторная скорость; – действительная скорость; – плотность воздуха на высоте полёта, – плотность воздуха на уровне моря . Крейсерская индикаторная скорость будет равна:
Согласно АП-25 индикаторная скорость должна уступать скорости не мене чем на 81 км/ч. Тогда используем соотношение:
При определении скорости нужно выполнить два условия:
.
Обозначим скорости , которые удовлетворяют неравенству , тогда:
.
Скорость удовлетворяет соотношению
,
где – ускорение свободного падения;
– плотность воздуха на уровне океана;
– масса самолета.
Посчитаем скорости , , . Из выражения получим:
При определении скорости сваливания , исходя из того, что при горизонтальном полете . Тогда имеем:
Для конкретизации скорости необходимо знать и . Согласно АП-25 Посчитаем :
1.2.3. Расчет перегрузок при полете в неспокойном воздухе
Перегрузки , , вычислим с помощью формулы :
где индикаторная скорость самолета;
максимальная скорость порыва, согласно параграфа 25.341 (а) Норм АП-25 берется в метрах за секунду согласно графиков, которые зависят от вида расчетной скорости;
коэффициент ослабления порыва;
аэродинамический коэффициент, который задан в начальных данных;
ускорение свободного падения;
летная масса самолёта;
площадь крыла в плане.
В АП-25 для коэффициента приведено эмпирические формулы:
где средняя геометрическая хорда ( – размах крыла), тогда:
Найдем перегрузку в точке 3. Для этого используем формулу и рис. 1.1 – 1.3.
Рис. 1.1. Зависимость для скорости
Рис. 1.2. Зависимость для скорости
Рис. 1.3. Зависимость для скорости
При вычислениях перегрузки удобно использовать постоянную величину
Начнем с вычислений для скорости . При использовании графика на рисунке 1.1 определим расчетную индикаторную скорость порыва , которая соответствует расчетной скорости полета Поскольку высота полета самолета находится в интервале [6096, 15240 м], следует применить линейную интерполяцию. Используем способ, суть которого ясна с рисунка 1.1. Очевидно, что
Значения х найдем, исходя их подобия треугольников:
Найдем для скорости
Вычислим для скорости
Для каждой скорости учтем сжимаемость воздуха:
Используем соотношения:
.
Согласно с выражением найдем коэффициенты с учётом сжимаемости воздуха:
Определив , , скорректируем болтаночные перегрузки:
1.2.4. Определение максимальной и минимальной эксплуатационных перегрузок
По результатам расчетов значение максимальной маневреной положительной перегрузки составляет , а отрицательной - . Выполним графические построения полетных огибающих:
Рис. 1.4. Огибающая области V-n для маневренных перегрузок
Рис. 1.5. Огибающая области V-n для болтаночных перегрузок
- РАСЧЕТ НАГРУЗОК НА КРЫЛО САМОЛЕТА
2.1 Спрямление крыла по 50% корневой (бортовой) и концевой хордам крыла
Поскольку стреловидность крыла данного самолета по четверти ходы не более 15° (рис. 2.1), то вводить эквивалентное равновеликое по площади прямое крыло не стоит.
Геометрические данные консоли приведены на рисунке 2.1.
Рис. 2.1. Консоль крыла самолёта
Площадь крыла: 60.77 . Размах спрямленной консоли 12.95 м, корневая хорда 3.45 м, концевая хорда 1.43 м.
2.2 Профиль крыла в масштабе с указанием расположения лонжеронов, поперечно сечения топливного бака, точки приложения равнодействующей нагрузки от веса топлива
Сечение крыла представляет собой аэродинамический профиль NACA – 2212 c относительной толщиной профиля . Лонжероны в крыле располагаем: передний лонжерон на расстоянии 15% хорды от носка крыла; задний лонжерон на расстоянии 70% хорды от носка крыла. Точки приложения равнодействующей нагрузки от веса топлива показаны на рис. 2.4.
Рис. 2.4. Расположение погонной воздушной, от веса топлива и от веса крыла в расчетных сечениях
2.3 Определение объема и длины топливного бака с учетом веса топлива
Топливо в крыле располагаем пропорционально площадям межлонжеронной части крыла. Запишем геометрические параметры расчетных сечений в таблицу 2.
Таблица 2
|
№ сечения |
z, м |
b(z), м |
bл(z), м |
H1, м |
H2,м |
Sб, м2 |
|
0 |
0 |
3.45 |
1.898 |
0.369 |
0.253 |
0.59 |
|
1 |
0.1 |
3.248 |
1.786 |
0.347 |
0.238 |
0.523 |
|
2 |
0.2 |
3.046 |
1.675 |
0.326 |
0.223 |
0.46 |
|
3 |
0.3 |
2.844 |
1.564 |
0.304 |
0.208 |
0.401 |
|
4 |
0.4 |
2.642 |
1.453 |
0.282 |
0.194 |
0.346 |
|
5 |
0.5 |
2.44 |
1.342 |
0.261 |
0.179 |
0.295 |
|
6 |
0.6 |
2.238 |
1.231 |
0.239 |
0.164 |
0.248 |
|
7 |
0.7 |
2.036 |
1.12 |
0.218 |
0.149 |
0.205 |
|
8 |
0.8 |
1.834 |
1.009 |
0.196 |
0.134 |
0.167 |
|
9 |
0.9 |
1.632 |
0.898 |
0.174 |
0.12 |
0.132 |
|
10 |
0.95 |
1.531 |
0.842 |
0.164 |
0.112 |
0.116 |
|
11 |
1 |
1.43 |
0.787 |
0.153 |
0.105 |
0.101 |
Топливный бак рассматривается как усечённая пирамида высотой, равной длине бака . Площадь большего основания равна , площадь меньшего – . Распределенную нагрузку от топлива (кг/м) получим по формуле .
где – удельный вес топлива (для керосина );
– площадь поперечного сечения бака с координатой .
По исходным данным на летательном аппарате максимальное количество топлива 12949 кг, соответственно объёмом 16.186 м3, для консоли 8.093 м3.
Определим объем топлива, которое можно расположить в крыле.
Такому объему соответствует масса в 3100 кг (3.875 м3). Далее в расчетах принимаем, что в крыле расположено 50% от возможного количества топлива (1550 кг), а остаток топлива 6749 кг можно расположить в фюзеляже. В случае если самолет летит на максимальную дальность, вес топлива можно заменить полезной нагрузкой.
Построим эпюру распределения топлива
Рис. 2.5. Эпюра погонной массы топлива по длине консоли
В данном случае масса бака в консоли равна: . Центр тяжести бака: .
2.4 Схема консоли спрямленного крыла вид сверху с размерами
Графически покажем консоль (вид сверху). Укажем расположение лонжеронов оси приведения и ось действия нагрузки от веса топлива (рис. 2.6).
Рис. 2.6. Схема консоли спрямленного крыла с размерами
2.5 Расчет эксплуатационных равнодействующих нагрузок на крыло
2.5.1 Определение подъемной силы на крыло самолета с учетом уравновешивающей нагрузки на горизонтальное оперение
На крыло воздействуют распределённые по поверхности воздушные и массовые силы. Массовые силы – это силы от веса крыла, от помещаемого в нём топлива, а также сосредоточенные силы от масс агрегатов, расположенных на крыле.
Эксплуатационное максимальное значение подъемной силы
где – нагрузка на горизонтальное оперение (уравновешивающая);
– максимальная перегрузка, возможная при эксплуатации;
– полётный вес самолёта.
В первом приближении нагрузка на горизонтальное оперение принята равной 5% от подъемной силы. Соответственно при эксплуатационной перегрузке подъёмная сила крыла:
При расчётной перегрузке:
где – коэффициент безопасности.
2.5.2 Определение равнодействующей нагрузки на крыло самолета и грузы, размещенные в нем
Определим эксплуатационные и расчётные значения равнодействующей массовой нагрузки на крыло от веса крыла и нагрузки от сосредоточенных грузов (двигателей). Вес крыла и вес двигателя заданы в исходных данных и равны соответственно 4126 кг и 1040 кг. Тогда:
При расчётной перегрузке:
.
где – коэффициент безопасности.
2.6 Расчет эксплуатационных распределенных нагрузок по размаху консоли крыла
2.6.1 Построение эпюры относительной циркуляции с учётом сужения и стреловидности
Существенное влияние на распределение воздушной нагрузки оказывает стреловидность крыла. Относительная циркуляция в этом случае определяется по формуле
,
где – поправка по длине крыла, имеющие следующие параметры: удлинение λ = 5, сужение η = 2, угол стреловидности по четверти хорды χ = 45⁰;
– относительная циркуляция по размаху трапециевидного крыла;
– угол стреловидности по четверти хорды.
Для выбранного самолёта-прототипа сужение крыла η = 2.413, применив линейную интерполяцию, рассчитаем циркуляцию и занесем данные в таблицу 3.
Таблица 3
|
Номер сечения |
0 |
1 |
2 |
3 |
4 |
5 |
6 |
7 |
8 |
9 |
10 |
11 |
|
-0.235 |
-0.175 |
-0.123 |
-0.072 |
-0.025 |
0.025 |
0.073 |
0.111 |
0.135 |
0.14 |
0.125 |
0 |
|
|
-0.021 |
-0.016 |
-0.011 |
-0.006 |
-0.002 |
0.002 |
0.006 |
0.01 |
0.012 |
0.012 |
0.011 |
0 |
|
|
1.302 |
1.29 |
1.259 |
1.203 |
1.138 |
1.058 |
0.96 |
0.88 |
0.778 |
0.634 |
0.492 |
0 |
|
|
1.281 |
1.275 |
1.248 |
1.197 |
1.135 |
1.06 |
0.966 |
0.89 |
0.79 |
0.646 |
0.503 |
0 |
По результирующем значениям циркуляции построим эпюру на рис. 2.7.
Рис. 2.7. Эпюра относительной циркуляции по размаху консоли
2.6.2 Распределение воздушной нагрузки
По длине крыла нагрузка Y распределяется по закону относительной циркуляции с учётом нагрузки от горизонтального оперения:
,
где – подъемная сила крыла, – удвоенная длина консоли крыла, – относительная циркуляция.
Используя значения относительной циркуляции получим , а также покажем графическую зависимость от . При расчете воздушной нагрузки на крыло учитывается дополнительная воздушная нагрузка от ГО в размере 5%. Полученные значения запишем в таблицу 4.
Таблица 4
|
Номер сечения |
0 |
1 |
2 |
3 |
4 |
5 |
6 |
7 |
8 |
9 |
10 |
11 |
|
1.281 |
1.275 |
1.248 |
1.197 |
1.135 |
1.06 |
0.966 |
0.89 |
0.79 |
0.646 |
0.503 |
0 |
|
|
43.43 |
43.23 |
42.32 |
40.58 |
38.5 |
35.96 |
32.76 |
30.19 |
26.8 |
21.92 |
17.06 |
0 |
2.6.3 Распределение массовой нагрузки от веса конструкции крыла
В приближенных расчетах можно считать, что погонная нагрузка массовых сил крыла пропорциональна хордам. Воспользуемся формулой и результаты запишем в таблицу 5. Тогда:
где вес крыла, площадь крыла.
Таблица 5
|
Номер сечения |
0 |
1 |
2 |
3 |
4 |
5 |
6 |
7 |
8 |
9 |
10 |
11 |
|
3.45 |
3.25 |
3.05 |
2.84 |
2.64 |
2.44 |
2.24 |
2.04 |
1.83 |
1.63 |
1.53 |
1.43 |
|
|
5.52 |
5.2 |
4.88 |
4.55 |
4.23 |
3.91 |
3.58 |
3.26 |
2.94 |
2.61 |
2.45 |
2.29 |
2.6.4 Распределение массовой нагрузки от веса топлива
Следует учесть, что в расчетах кессон-баки в крыле заполнены топливом на 50%.
Тогда топливо в крыле располагаем пропорционально хордам крыла.
где – погонная масса топлива в сечении начала топливного бака;
–погонная масса топлива с учетом перегрузки в сечении конца топливного бака.
Следует учесть, что в расчетах кессон-баки в крыле заполнены топливом на 50%.
Результаты расчетов приведены в таблице 6.
Таблица 6
|
Номер сечения |
0 |
1 |
2 |
3 |
4 |
5 |
6 |
7 |
8 |
9 |
10 |
11 |
|
0.59 |
0.52 |
0.46 |
0.4 |
0.35 |
0.3 |
0.25 |
0.21 |
0.17 |
0.13 |
0.12 |
0.1 |
|
|
4.43 |
4.17 |
3.91 |
3.65 |
3.39 |
3.13 |
2.87 |
2.61 |
2.35 |
2.09 |
0 |
0 |
2.6.5 Расчет суммарной распределенной нагрузки вдоль консоли крыла
Суммарная погонная нагрузка на крыло находится по формуле:
,
Начало координат поместим в корне крыла, сечения нумеруем от корня в направлении конца крыла, начиная с i = 0 .
Результаты расчетов заносим в таблицу 7.
Таблица 7
|
i |
∆zi, м |
b(z), м |
qyв, кН/м |
qyкр, кН/м |
qyтоп, кН/м |
q, кН/м |
|
|
0 |
0 |
0 |
3.45 |
43.431 |
5.524 |
4.428 |
33.479 |
|
1 |
0.1 |
1.295 |
3.248 |
43.227 |
5.201 |
4.169 |
33.858 |
|
2 |
0.2 |
1.295 |
3.046 |
42.319 |
4.877 |
3.91 |
33.531 |
|
3 |
0.3 |
1.295 |
2.844 |
40.579 |
4.554 |
3.651 |
32.374 |
|
4 |
0.4 |
1.295 |
2.642 |
38.502 |
4.23 |
3.391 |
30.88 |
|
5 |
0.5 |
1.295 |
2.44 |
35.961 |
3.907 |
3.132 |
28.922 |
|
6 |
0.6 |
1.295 |
2.238 |
32.764 |
3.584 |
2.873 |
26.308 |
|
7 |
0.7 |
1.295 |
2.036 |
30.186 |
3.26 |
2.613 |
24.313 |
|
8 |
0.8 |
1.295 |
1.834 |
26.804 |
2.937 |
2.354 |
21.513 |
|
9 |
0.9 |
1.295 |
1.632 |
21.918 |
2.613 |
2.095 |
17.21 |
|
10 |
0.95 |
0.647 |
1.531 |
17.065 |
2.451 |
0 |
14.613 |
|
11 |
1 |
0.648 |
1.43 |
0 |
2.29 |
0 |
-2.29 |
2.6.6 Построение эпюры воздушной, массовой и суммарной распределенных нагрузок
Рис. 2.8. Эпюры воздушной, массовой и суммарной распределенных нагрузок
2.7 Расчет эксплуатационных внутренних факторов по размаху консоли крыла с учётом распределенных и сосредоточенных нагрузок
2.7.1 Расчет и построение эпюры поперечных сил
При определении закона распределения поперечных сил по длине крыла вначале находим функции от воздействия распределенной нагрузки. Для этого табличным способом вычисляем интегралы методом трапеций
Расчет производим по следующим формулам:
;
; , , .
Результаты вычислений запишем в таблицу 8. Эпюра поперечных сил приведена на рис. 2.8.
2.7.2 Расчет и построение эпюры изгибающих моментов
Определив значения поперечных сил, перейдем к расчету изгибающих моментов.
Аналогично рассчитываем величины изгибающих моментов:
, , .
Результаты вычислений запишем в таблицу 8. Эпюра поперечных сил и изгибающих моментов приведена на рис. 2.9.
Таблица 8
|
i |
∆zi, м |
q, кН/м |
∆Qi, кН |
Qi, кН |
∆Мi, кНм |
Mi, кНм |
|
|
0 |
0 |
0 |
33.479 |
0 |
347.164 |
0 |
1931.02 |
|
1 |
0.1 |
1.295 |
33.858 |
43.6 |
303.564 |
421.346 |
1509.674 |
|
2 |
0.2 |
1.295 |
33.531 |
43.634 |
259.929 |
364.862 |
1144.812 |
|
3 |
0.3 |
1.295 |
32.374 |
42.674 |
217.255 |
308.977 |
835.835 |
|
4 |
0.4 |
1.295 |
30.88 |
40.957 |
176.298 |
254.826 |
581.009 |
|
5 |
0.5 |
1.295 |
28.922 |
38.722 |
137.576 |
203.233 |
377.776 |
|
6 |
0.6 |
1.295 |
26.308 |
35.762 |
101.814 |
155.005 |
222.771 |
|
7 |
0.7 |
1.295 |
24.313 |
32.777 |
69.037 |
110.626 |
112.145 |
|
8 |
0.8 |
1.295 |
21.513 |
29.672 |
39.365 |
70.191 |
41.954 |
|
9 |
0.9 |
1.295 |
17.21 |
25.073 |
14.292 |
34.743 |
7.211 |
|
10 |
0.95 |
0.647 |
14.613 |
10.303 |
3.99 |
5.919 |
1.292 |
|
11 |
1 |
0.648 |
-2.29 |
3.99 |
0 |
1.292 |
0 |
Рис. 2.9. Эпюры поперечных сил и изгибающих моментов
2.7.3 Расчет и построение эпюры приведенного момента
При построении эпюры приведенных моментов зададимся положением оси приведения. Ось проходит через переднюю кромку крыла параллельно оси “z”.
Для погонных приведенных моментов
где , , – расстояние в сечении от оси приведения до линии действия , и соответственно.
Определяются эти расстояния с помощью соотношений:
где относительная координата центра давления, которая зависит от профиля крыла и угла атаки ( берем среднее значение ). Интегрируя эпюру , получаем приведенные моменты , от воздействия распределенных нагрузок. Схема расчета имеет вид:
;
Результаты вычислений запишем в таблицу 9. Эпюра приведенных моментов показана на рис. 2.10.
Таблица 9
|
i |
e, м |
qyв, кН/м
|
d, м |
qyкр, кН/м
|
Xтопл, м |
qyтоп, кН/м
|
, кН |
∆Мz, кН∙м |
Мz, кН∙м |
|
0 |
0.863 |
43.431 |
1.38 |
5.524 |
1.553 |
4.428 |
22.961 |
0 |
318.903 |
|
1 |
0.903 |
43.227 |
1.39 |
5.201 |
1.552 |
4.169 |
25.316 |
31.26 |
287.643 |
|
2 |
0.943 |
42.319 |
1.4 |
4.877 |
1.552 |
3.91 |
26.997 |
33.873 |
253.771 |
|
3 |
0.983 |
40.579 |
1.409 |
4.554 |
1.551 |
3.651 |
27.794 |
35.477 |
218.294 |
|
4 |
1.023 |
38.502 |
1.419 |
4.23 |
1.551 |
3.391 |
28.113 |
36.2 |
182.094 |
|
5 |
1.063 |
35.961 |
1.429 |
3.907 |
1.551 |
3.132 |
27.78 |
36.191 |
145.903 |
|
6 |
1.103 |
32.764 |
1.439 |
3.584 |
1.55 |
2.873 |
26.524 |
35.162 |
110.741 |
|
7 |
1.143 |
30.186 |
1.448 |
3.26 |
1.55 |
2.613 |
25.727 |
33.833 |
76.908 |
|
8 |
1.183 |
26.804 |
1.458 |
2.937 |
1.55 |
2.354 |
23.777 |
32.054 |
44.854 |
|
9 |
1.223 |
21.918 |
1.468 |
2.613 |
1.549 |
2.095 |
19.724 |
28.167 |
16.687 |
|
10 |
1.243 |
17.065 |
1.473 |
2.451 |
1.549 |
0 |
17.602 |
12.084 |
4.603 |
|
11 |
1.263 |
0 |
1.478 |
2.29 |
1.549 |
0 |
-3.383 |
4.603 |
0 |
Рис. 2.10. Эпюра приведенных моментов
2.8 Определение точек приложения равнодействующей нагрузки по сечениям крыла
Крутящий момент возникает из-за того, что поперечная сила приложена не в центре жесткости сечения. Поэтому точка приложения поперечной силы определена как:
- расстояние от точки приложения поперечной силы до оси приведения
Результат определения точки приложения поперечной силы по сечениям представлен в таблице 10, а также графически на рисунке 2.11. Значения в таблице с учетом веса и координаты расположения двигателя ( ).
Таблица 10
|
i |
Мz, кН∙м |
Qi, кН |
i |
Мz, кН∙м |
Qi, кН |
||
|
0 |
384.964 |
321.658 |
1.197 |
6 |
110.741 |
101.814 |
1.088 |
|
1 |
353.704 |
278.058 |
1.272 |
7 |
76.908 |
69.037 |
1.114 |
|
2 |
319.831 |
234.423 |
1.364 |
8 |
44.854 |
39.365 |
1.139 |
|
3 |
218.294 |
217.255 |
1.005 |
9 |
16.687 |
14.292 |
1.168 |
|
4 |
182.094 |
176.298 |
1.033 |
10 |
4.603 |
3.99 |
1.154 |
|
5 |
145.903 |
137.576 |
1.061 |
11 |
0 |
0 |
0 |
Рис. 2.11. Графическое изображение точек приложения равнодействующей нагрузки по сечениям крыла
2.9 Проверка правильности построения эпюр нагрузок по крылу.
Проверка правильности вычисления поперечной силы, изгибающего и крутящего: момента в корневом сечении
2.10 Определение расчетных силовых факторов по размаху консоли крыла.
Окончательные результаты расчетов ВСФ с учетом грузов на консоли приведены в таблице 11. В главе 2 были получены эксплуатационные нагрузки на крыло самолета. При проектировочном расчете пользуются расчетными нагрузками, которые получаются вследствие умножения эксплуатационных на коэффициент безопасности.
Таблица 3
|
|
Эксплуатационные ВСФ по размаху консоли |
||
|
i |
Qi, кН |
Мz, кН∙м |
Мизг, кН∙м |
|
0 |
321.658 |
384.964 |
1864.959 |
|
1 |
278.058 |
353.704 |
1476.643 |
|
2 |
234.423 |
319.831 |
1144.812 |
|
3 |
217.255 |
218.294 |
835.835 |
|
4 |
176.298 |
182.094 |
581.009 |
|
5 |
137.576 |
145.903 |
377.776 |
|
6 |
101.814 |
110.741 |
222.771 |
|
7 |
69.037 |
76.908 |
112.145 |
|
8 |
39.365 |
44.854 |
41.954 |
|
9 |
14.292 |
16.687 |
7.211 |
|
10 |
3.99 |
4.603 |
1.292 |
|
11 |
0 |
0 |
0 |
В итоге выполнения работы получены внутренние силовые факторы по размаху консоли.
Список использованной литературы
- Расчетно-графическая работа «Приближенное определение основных параметров самолета».- Х.: Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського «Харківський авіаційний інститут», 2015.-29.
- Атлас аэродинамических характеристик крыловых профилей. Кашафуддинов, Лушин. 46 стр. 1994г.
- Авиационные правила «Нормы летной годности самолетов транспортной категории». – М.: МАК, 1993.– ч. 25 (АП – 25), 483 с.
- Расчет на прочность крыла большого удлинения: Учеб.пособие /Л.А.Евсеев. – Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1985. – 106 с.
- Розрахунок навантажень на літальний апарат: Навчальний посібник / В.М. Рябченко, А.О. Кирпікін. – Х.: Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського «Харківський авіаційний інститут», 2009.-55 с.
- Расчет на прочность крыла большого удлинения: Учеб.пособие /Л.А.Евсеев. – Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1985. – 106 с.
Скачать: