Разработка конструкции крыла самолёта специального назначения с 12 тонной коммерческой нагрузкой, также в данной работе выполнен прочностной расчёт 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 - несущая поверхность, которая создает аэродинамическую подъемную силу, обеспечивающую полет самолета. Крыло также принимает участие в обеспечении поперечной устойчивости и управляемости самолета. Оно может использоваться для крепления двигателей, опор шасси, для размещения топлива, оборудования, вооружения и другой полезной нагрузки. Крыло должно обладать высокой несущей способностью и минимальным аэродинамическим сопротивлением на основных режимах полета, иметь достаточную прочность и жесткость при наименьшей массе конструкции, а также хорошие технологические и эксплуатационные качества.

С точки зрения строительной механики крыло представляет собой консольно закрепленный брус, загруженный перечисленными выше нагрузками, которые вызывают деформации изгиба и кручения.

Величина действующих сил, их распределение по размаху и хорде определяются при проведении прочностного расчета крыла. Отдельно рассматривается общая силовая работа крыла как бруса и работа его элементов при восприятии местной воздушной нагрузки.

Целью курсового проектирования является разработка конструкции крыла самолёта специального назначения с 12 тонной коммерческой нагрузкой, также в данной работе будет выполнен прочностной расчёт 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, а именно:

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 обьемов для центральной части крыла в фюзеляже (при однолонжеронном крыле обьемы в фюзеляже требуются минимальные)

требования жесткости

Наиболее употребительными являются следующие конструктивно-силовые схемы свободнонесущих крыльев:

однолонжеронная

моноблочная или кессонная

однолонжеронная с "внутренним подкосом"

многолонжеронная

Однолонжеронная схема Крыло однолонжеронной схемы по существу является обычно (при применении жесткой обшивки) крылом смешанной схемы: у корня или вблизи вырезов в обшивке - однолонжеронной схемы, а на конце крыла - моноблочной. Лонжерон расположен в этой схеме вблизи максимальной толщины профиля, и его пояса воспринимают (у корня) полную величину нормальных сил от изгибающего момента. Для восприятия (совместно со стенкой лонжерона) перерезывающих сил и нормальных сил от момента, действующего в плоскости хорд крыла, устанавливаются одна или две продольные стенки.

Моноблочная и кессонная схема 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.

Однолонжеронная схема в внутренним подкосом. Эта схема применима для стреловидных крыльев с углом стреловидности не менее 35 градусов. Внутренний подкос - опора лонжерона в виде конца защемленной балки, идущей обычно перпендикулярно оси самолета на расстоянии 0,3 - 0,5 (в зависимости от величины угла стреловидности и сужения крыла) полуразмаха от оси симметрии самолета.

Многолонжеронная схема Многолонжеронная схема для прямых и стреловидных крыльев современных самолетов не используется. С конструктивной точки зрения многолонжеронная схема представляется целесообразной для треугольных крыльев малого удлинения.

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 самолёта специального назначения с 12 тонной коммерческой нагрузкой.

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 – 28, в растянутой – 23. 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.