Построение эпюр крутящих моментов

ВВЕДЕНИЕ

В данной курсовой работе требуется рассмотреть методы расчёта прочности элементов конструкции летательного аппарата с использованием ЭВМ. Целью данной курсовой работы является приобретение практических навыков в проведении прочностных расчётов элементов конструкции самолета, и закрепить умение эффективно использовать разработанные для ЭВМ программы по расчёту самолёта на прочность.

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ГЕОМЕТРИИ СЕЧЕНИЙ ОСНОВНЫХ СИЛОВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ КРЫЛА

Геометрические параметры крыла

По чертежу самолета Бе-32, приведенного в задании, найдем его геометрические параметры крыла:

- размах крыла l = 17м;

- центральная хорда b₀ = 2,25м;

- толщина профиля в плоскости симметрии самолета с₀= 0,36, относительная толщина = 16%;

- концевая хорда крыла b_к = 0,9м;

- толщина профиля в концевом сечении крыла c_к = 0,135, относительная толщина

= 15% ;

- площадь крыла S определится по формуле:

- cужение крыла η вычислится по формуле:

- удлинение крыла:

- величина хорды в расчетном сечении определится по формуле:

- толщина крыла в расчетном сечении:

- относительная толщина в расчетном сечении:

Имея значения и , строим профиль крыла в расчетном сечении (рисунок 1). При этом ординаты у_в и у_н находятся из уравнений, описывающих формулу профиля. В данном случае заданы относительные координаты эпюрного профиля и в % хорды: , ,

где , ;

= 4,25 м - расстояние от плоскости симметрии самолета до расчетного сечения.

Координаты эпюрного профиля (в % хорды) даны в задании.

Таблица 1 – Координаты профиля крыла

x, м	, м	, м

0,01975	0,048843	-0,02503
0,0395	0,070956	-0,03694
0,079	0,097686	-0,04763
0,158	0,133893	-0,06002
0,237	0,15552	-0,06318
0,316	0,164754	-0,06755
0,474	0,169371	-0,07363
0,632	0,164025	-0,07169
0,79	0,149688	-0,0661
0,948	0,129762	-0,05589
1,106	0,104247	-0,04398
1,264	0,077517	-0,03426
1,422	0,03888	-0,01798
1,58

Рисунок 1 – Профиль крыла в расчетном сечении

Построение эпюр погонных нагрузок, перерезывающих сил и изгибающих моментов

Для определения интенсивности нормальной расчетной нагрузки можно воспользоваться формулами:

где коэффициент безопасности f и эксплуатационная перегрузка n^эсоответствуют полетному случаю А: f = 1,5; n^э= n^э_max= 2,6;

m– полетная масса самолета, m= 7300 кг;

m_кр– масса крыла, m_кр= 876 кг.

Для вычисления перерезывающих сил Q_n^pи изгибающих моментов M_t^pв сечениях крыла используем численное интегрирование по методу трапеций:

где

Учет действия сосредоточенных нагрузок P_ni^pот агрегатов, расположенных в крыле, произведем путем построения расслоенных эпюр. При этом: где m_jмасса каждого агрегата, расположенного в крыле. Тогда имеем:

- нагрузка, действующая от топливного бака;

- нагрузка от двигателя и шасси;

- нагрузка от топливного бака.

Схема крыла в плане изображена на рисунке 2.

Рисунок 2 - Вид консоли крыла в плане

Расчеты в сведены в таблицу 2, а эпюры изображены на рисунке 3.

Построение эпюр крутящих моментов

Для крыла с моментным профилем погонный крутящий момент с определяется для случая С по формулам:

для части крыла без элерона:

для части крыла с элероном:

где - коэффициент момента профиля крыла при нулевой подъемной силе, взятый с учетом сжимаемости;

- коэффициент момента профиля, обусловленный отклонением элерона на угол ;

- предельно допустимый скоростной напор:

Коэффициент определяется по формуле:

- коэффициент момента профиля при нулевой подъемной силе без учета сжимаемости, берется из профильной характеристики . Поправочный коэффициент определяется по графику [1].

где - эффективный угол отклонения элерона:

Для определения угла отклонения элерона нормы прочности задают формулу: .

Здесь берется для профиля крыла по середине размаха элерона без поправки на сжимаемость воздуха.

Значение в зависимости от отношения хорды элерона к хорде крыла в сечении берутся из графика [1].

Произведем расчеты:

Величину крутящего момента в сечениях крыла вычислим по формуле:

Результаты вычислений занесем в таблицу 2 и представим в виде эпюр на рисунке 3.

Рисунок 3 – Эпюры воздушной нагрузки, перерезывающих сил, изгибающего, погонного крутящего и крутящего моментов

ПРОЕКТИРОВОЧНЫЙ РАСЧЕТ КРЫЛА

Силовая схема крыла

Спроектируем двухлонжеронную схему конструкции крыла. Передний лонжерон располагается на 0,2b(z), что в расчетном сечении соответствует расстоянию от носка профиля x₁ = 316 мм. Высота первого лонжерона H₁ = 0,232 мм. Второй лонжерон располагается на 0,7b(z), x₂ = 1106мм, его высота H₂ = 148 мм.

Расстояние между стрингерами b_стр примем равным 135 мм, число стрингеров m в межлонжеронном пространстве на каждой панели обшивки равно 5. Расстояние между нервюрами a = 300 мм.

Все элементы конструкции крыла подбираются из Д16Т с пределом прочности σ_в = 440 МПа.

Разрушающее нормальное напряжение: σ_разр = 0,9σ_в = 0,9 · 440 = 396 МПа.

Разрушающее касательное напряжение для обшивки:

Разрушающее касательное напряжение для стрингера: