Конструкции крыла учебного самолёта, прочностного расчёта элементов крыла

Содержание

Оглавление

Введение

1. Выбор прототипа самолета по его характеристикам

2. Установление массовых и геометрических характеристик самолета, компоновка крыла

3. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности

4. Определение нагрузок, действующих на крыло

4.1. Определение аэродинамических нагрузок

4.2. Определение массовых и инерционных сил

4.2.1. Определение распределенных сил от собственного веса конструкции крыла

4.2.2. Определение распределенных массовых сил от веса баков с топливом

4.2.3. Построение эпюр от сосредоточенных сил

4.3 Вычисление моментов, действующих относительно условной оси

4.3.1 Определение Mz услаэр от аэродинамических сил

4.3.2. Определение Mz усл от распределенных массовых сил крыла (Mz услкр и Mz услтопл)

4.3.3 Определение Mz усл от сосредоточенных сил

4.4 Определение расчетных значений Mизг и Mкр для заданного сечения крыла

5. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла, подбор параметров расчетного сечения

5.1 Выбор конструктивно-силовой схемы крыла

5.2 Выбор профиля расчетного сечения крыла

5.3 Подбор параметров сечения (ориентировочный расчет)

5.3.1 Определение нормальных усилий, действующих на панели крыла

5.3.2. Определение толщины обшивки

5.3.3 Определение шага стрингеров и нервюр

5.3.4 Определение площади сечения стрингеров

5.3.5 Определение площади сечения лонжеронов

5.3.6 Определение толщины стенок лонжеронов

6. Расчет сечения крыла на изгиб

6.1 Порядок расчета первого приближения

6.2 Определение критических напряжений стрингеров

7. Расчет сечения крыла на сдвиг

7.1 Порядок расчета

8. Расчет сечения крыла на кручение

8.1 Определение положения центра жесткости сечения крыла

8.2 Определение потока касательных усилий от кручения

9. Проверка обшивки и стенок лонжеронов на прочность и устойчивость

Заключение

Список использованных источников

Приложение А

Введение

Крыло — это несущая поверхность самолета, которая служит для создания аэродинамической подъемной силы, необходимой для обеспечения полета и маневров самолета на всех режимах, предусмотренных тактико-технических требований.

Актуальность данной темы заключается в том, что крыло принимает участие в обеспечении поперечной устойчивости и управляемости самолета и может быть использовано для крепления шасси, двигателей и размещения топлива и т. п.

Крыло представляет собой тонкостенную подкрепленную оболочку и состоит из каркаса и обшивки. Каркас состоит из лонжеронов, стенок и стрингеров (продольный набор) и нервюр (поперечный набор).

К самолету предъявляются разнообразные требования. Многие из этих требований являются противоречивыми, например, самолет должен иметь хорошие летные данные и одновременно с этим должен быть достаточно прочным в эксплуатации и иметь минимальную массу.

Непрерывный рост скорости и высоты полета самолетов оказывает решающее влияние на изменения их аэродинамической компоновки и конструктивно-силовых схем. Это влияние приводит к значительным изменениям формы в плане и толщины профилей крыла, формы и удлинения фюзеляжей. Все это требует дальнейшего развития и совершенствования методов расчета на прочность авиационных конструкций.

Целью курсового проектирования является разработка конструкции крыла магистрального пассажирского самолёта и выполнение прочностного расчёта элементов крыла.

В ходе курсового проекта будут рассмотрены следующих задач:

выбор прототипа самолета по его характеристикам;

определение массовых и геометрических характеристик самолета, необходимых для расчета нагрузок, по выбранному прототипу, компоновка крыла;

назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности для заданного расчетного случая;

определение нагрузок, действующих на крыло при выполнении самолетом заданного маневра, построение эпюр;

выбор типа конструктивно-силовой схемы крыла и подбор параметров сечения;

расчет сечения крыла на изгиб;

расчет сечения крыла на сдвиг;

расчет сечения крыла на кручение;

проверка обшивки крыла и стенок лонжерона на прочность и устойчивость.

5. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла, подбор параметров расчетного сечения

5.1 Выбор конструктивно-силовой схемы крыла

Выбор конструктивно-силовой схемы крыла определяется рядом условий:

компоновки самого крыла (наличием в обшивке люков для обслуживания расположенных в крыле агрегатов оборудования, наличием внутри крыла баков для топлива, ниш для убирания шасси и т д.);

компоновкой фюзеляжа (наличием достаточных объемов для центральной части крыла в фюзеляже);

требования жесткости

Наиболее употребительными являются следующие конструктивно-силовые схемы свободнонесущих крыльев:

однолонжеронная;

моноблочная или кессонная;

однолонжеронная с «внутренним подкосом»;

многолонжеронная.

Однолонжеронная схема весьма целесообразна для применения в легких спортивных и других самолетах с прямыми крыльями и достаточно большой относительной толщиной профиля (больше 8%), у которых из-за ограниченности объемов фюзеляжа трудно пропустить сквозь фюзеляж моноблок или кессон, а также во всех случаях, когда в обшивке крыла неизбежны вырезы.

Разница между моноблочным и кессонным крылом состоит в том, что в моноблочном крыле нормальные силы при изгибе воспринимаются обшивкой и подкрепляющими ее стрингерами по всему контуру поперечного сечения крыла, а в кессонном крыле нормальные силы воспринимаются обшивкой и стрингерами лишь по части контура, например носком или, как обычно, средней частью.

Кессонная схема весьма целесообразна для получения большей жесткости крыла на кручение. При одинаковом весе крыло кессонной схемы будет обладать жесткостью на кручение, примерно на 10% большей, чем крыло однолонжеронное. Для самолетов со стреловидным крылом и большим удлинением кессонное крыло может быть применено с большей эффективностью, так как для подобных крыльев с большой нагрузкой жесткость имеет большое значение в виду возможности возникновения на таких крыльях явления реверса элеронов. При небольших нагрузках на крыло кессонная схема уступает по весовым возможностям однолонжеронной. Однако следует принять во внимание то обстоятельство, что с ростом скорости, с увеличением нагрузки на крыло кессонная схема делается все выгоднее по весу, так как толщина обшивки и стрингеров с ростом нагрузки увеличивается, и критические напряжения потери местной устойчивости делаются более высокими.

В стреловидных крыльях нервюры могут быть расположены:

параллельно оси симметрии самолета или по потоку;

перпендикулярно передней кромке или к оси лонжерона.

Расположение нервюр в первом случае имеет некоторые недостатки, например нервюры в стреловидных крыльях имеют большую длину, чем во втором случае, поэтому их сложнее изготовить. Если крылья кессонные, то есть нервюры подходят к лонжеронам или к стенкам под очень острыми углами, что создает конструктивную и технологическую сложность.

Вместе с тем есть некоторые основания предполагать, что жесткость при изгибе у крыльев с расположением нервюр «по потоку» несколько выше, чем при изгибе у крыльев с нервюрами, расположенными перпендикулярно к лонжерону. При расположении нервюр по потоку в любой силовой схеме – однолонжеронной с внутренним подкосом, однолонжеронной или кессонной усиленной будет только одна нервюра – бортовая. Эта нервюра будет нагружена во-первых силами от крутящего момента, действующего в сечении по бортовой нервюре, и во-вторых силами, направленными в плоскости нервюры, получающимися вследствие разложения сил, действующих в направлении поясов лонжеронов и стрингеров (при кессонной схеме) в месте перелома лонжерона и стрингеров.

7. Расчет сечения крыла на сдвиг

Расчет сечения крыла на сдвиг ведется без учета влияния кручения (поперечная сила Q∑ считается приложенной в центре жесткости сечения, полагая, что на сдвиг работают стенки лонжеронов и обшивка).

Заключение

В данном курсовом проекте было рассчитано крыло учебного самолёта.

Были получены значения нагрузок, действующих на крыло, изгибающих моментов относительно условной оси. Выбрана конструктивно-силовая схема крыла - кессонное (с двумя лонжеронами).

В данной работе были выбраны параметры обшивки, стингеров, лонжеронов по расчётной площади в растянутой и сжатой зонах. Количество стрингеров в сжатой панели – 7, в растянутой – 6. В результате расчёта сечения крыла на изгиб было выявлено, что напряжение стрингеров в сжатой панели и растянутой не превышает напряжение общей потери устойчивости. Были проведены расчёты сечения крыла на сдвиг и кручение.

Проверка обшивки и стенок лонжеронов на прочность и устойчивость показала, что условия прочности выполняются.