Предварительный расчет крыла

Техническое описание конструкции самолета «Су-26»

Самолет Су-26 (Рисунок 1,2) - одноместный спортивно-пилотажный самолет для акробатического пилотажа. Данный самолёт по аэродинамическим характеристикам относится к нормальной (классической) схеме. Для этой схемы характерным является расположение горизонтального оперения за крылом.

Большая тяговооруженность в сочетании с оптимальной нагрузкой на крыло и отличной управляемостью позволяет выполнять на нем комплексы фигур высшего пилотажа любой сложности.

Самолет создан в конструкторском бюро имени П.0.Сухого специально для тренировок и участия в международных соревнованиях летчиков-спортсменов экстра-класса.

Самолет проектировался с учетом требований соревнований мирового уровня и обладает характеристиками, достаточными для наиболее полного проявления мастерства спортсмена:

• тяговооруженность самолета такова, что дает возможность выполнять пилотаж без потери высоты, обеспечивает большую скороподъемность, хорошие разгонные характеристики и выполнение фигур пилотажа при наборе высоты и на вертикали;
• эффективность элеронов обеспечивает высокую угловую скорость крена, четкую фиксацию и выполнение многократных вращений;
• небольшие нагрузки на органы управления способствуют чистоте и четкости фигур пилотажа, делают самолет легким и удобным в пилотировании;
• необычайно высокая прочность конструкции в сочетании с наклоном сиденья летчика под углом 45° позволяет выполнять пилотаж с перегрузками +I2/-I0;
• руговой обзор через фонарь и прозрачные боковые и нижние панели фюзеляжа позволяет пилоту свободно ориентироваться при любых эволюциях самолета.

Самолет Су-26 - свободнонесущий моноплан со среднерасположенным крылом и неубирающимся шасси рессорного типа с хвостовым колесом.

Конструкция самолета выполнена из современных композиционных материалов - углепластиков, органопластиков, а также из традиционных материалов - стали и титановых сплавов. Доля веса композиционных материалов в конструкции превышает 50 %.

На самолете установлен поршневой двигатель М-14П воздушного охлаждения мощностью 360 л.с. с винтом изменяемого шага. Самолет имеет необходимое пилотажно-навигационное оборудование.

Достоинствами самолета являются простота обслуживания, надежность узлов, агрегатов и систем.

Мягкая амортизация рессорного шасси, низкое давление в пневматиках колес, небольшая взлетно-посадочная дистанция позволяют эксплуатировать самолет на аэродромах ограниченных размеров и без искусственного покрытия.

Для увеличения дальности полета на самолет может быть установлен подвесной топливный бак. Самолет оснащен автоматическим воздушным винтом В-530ТА-Д35 производства СССР.

Рисунок 1 Общий вид самолета

Рисунок 2 Общий вид самолета

 

Данная курсовая работа имеет целью углубление и закрепление знаний, полученных при изучении курса «Прочность конструкций», развитие навыков самостоятельной работы с технической документацией и справочно-нормативными материалами.

Курсовая работа состоит в решении трех задач, связанных с построением расчетных эпюр поперечной силы, изгибающего и крутящего моментов. Также мы произведем предварительный расчет крыла.

 

Предварительный расчет крыла

 

1.1 Определение геометрии крыла

,

где -удлинение крыла,

L – размах крыла, м, L=8 м,

S – площадь крыла, м² , S=12 м^2.

,

где η - сужение крыла

b_o - корневая хорда, м, b_o= 5,43 м,

b_k - концевая хорда, м, b_k=2,5 м.

Удлинение крыла

Угол стреловидности: 0⁰

 

1.2 Определение нагрузок, действующих на крыло

 

Нагрузки, действующие на крыло: для заданного случая нагружения определяем коэффициенты безопасности и максимальной эксплуатационной перегрузки . Величины эксплуатационных перегрузок в зависимости от максимального скоростного напора и полётной массы определим по таблице типов самолетов.

Для данного типа самолёта принимаем n^э = 8.

Исходя из случая нагружения, коэффициент безопасности выбираем f=2.

Расчётную перегрузку определим по формуле .

Следовательно n^р = 8 × 2 = 16.

Случай соответствует криволинейному полёту с (отклоненные элероны или выход из пикирования) и с максимально возможной скоростью, соответствующей скоростному потоку q_max.max. Заданными величинами являются , ; .

Этот случай характерен для нагружения хвостовой части крыла. Вследствие перемещения назад центра давления на крыло действует значительный крутящий момент.

Расчетная аэродинамическая нагрузка прямого крыла определяется по формуле:

,

где G – вес самолета, кг, G = 17000 кг,

относительная циркуляция по размаху прямого крыла, учитывающая изменение коэффициента подъемной силы крыла по размаху и сужению крыла.

Для стреловидного крыла значение должно быть уточнено поправкой, учитывающей стреловидность крыла . Значения величин и снимаем с графиков. Тогда рассчитываем по формуле:

Массовые силы конструкции крыла определяем по формуле:

,

где - вес крыла, = 0,11 .

Массовые силы от веса топлива определяем по формуле:

,

где - вес топлива, , кг.

Все расчеты сводим в таблицу 1.

Таблица 1

 

Величина	2z/l		0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,65	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9	0,95
	-	1,24	1,22	1,18	1,15	1,1	1,02	0,9	0,85	0,77	0,65	0,58	0,45	0,34	0,13
	-	-0,3	-,018	-0,09	-0,02	0,05	0,1	0,14	0,145	0,15	0,15	0,13	0,11	0,09	0,05
	-	0,094	1,04	1,09	1,13	1,15	1,12	1,04	0,995	0,92	0,8	0,71	0,56	0,43	0,18
		1118,6	1236,7	1297,1	1344,7	1368,5	1332,8	1236,7	1184,1	1094,8		844,9	666.4	511,7	214,2
		3355,8	3712,8	3891,3	4034,1	4105,5	3998,4	3712,8	3552,15	3284,4		2534,7	1999,2		642,6
		6711,6	7425,6	7782,6	8068,2		7996,8	7425,6	7104,3	6568,8		5069,4	3998,4	3073,2	1285,2

 

По расчетным данным строим эпюру расчетной аэродинамической погонной нагрузки, эпюру расчетной массовой погонной нагрузки, эпюру расчетной суммарной погонной нагрузки (рис. 1).

Рис.1 Эпюры , и

 

1.3 Построение расчетных эпюр

 

Исходными данными для расчета крыла на прочность являются эпюры перерезывающих сил , изгибающих и крутящих моментов , построенные вдоль размаха крыла.

При построении эпюр крыло представляют как двухопорную балку с консолями, нагруженную распределенными и сосредоточенными силами. Опорами являются узлы крепления крыла к фюзеляжу.

Определяем реакции опор:

.

кг

Эпюры , нужно строить от суммарной нагрузки

.

Используя дифференциальные зависимости:

; ,

получаем выражения и для любого сечения крыла:

; .

Для каждого участка находим приращение перерезывающей силы:

 

.

Суммируя значения от свободного конца и учитывая значения сосредоточенных грузов и реакций фюзеляжа, получаем значение перерезывающей силы в произвольном - ом сечении крыла

.

Аналогично определяем значение изгибающего момента в любом сечении крыла:

, .

 

Приняв количество сечений i = 10, ∆z = 0,5 м.

С учётом стреловидности крыла перерезывающую силу и изгибающий момент определим по формулам:

; ,

где - угол стреловидности.

Результаты сведены в таблицу 2.

Таблица 2

 

	6711,6	7068,6	0,5
0,1	7425,6	7604,1	0,5
0,2	7782,6	7925,4	0,5
0,3	8068,2	8139,6	0,5
0,4		8103,9	0.5
0,5	7996,8	7711,2	0,5
0,6	7425,6	7265,1	0,5
0,7	6568,8	6140,4	0,25
0,8	5069,4	4533,9	0,25
0,9	3073,2	2185,8	0,25

 

По полученным данным строим эпюру изгибающих моментов (рис.2).

Для построения эпюр крутящих моментов, истинный крутящий момент должен быть определён относительно центра изгиба (жёсткости). Примем координату положения линии центров изгиба (жёсткости):

х_ж = 0,38 в _СЕЧ.

Тогда а = 0,2b_СЕЧ, а₁ = 0,4b_СЕЧ.

Погонный крутящий момент в любом сечении относительно линии центров изгиба, оси определяется следующим образом:

.

Полный крутящий момент будет равен:

.

При наличии стреловидности : .

Эпюра строится только до борта фюзеляжа. При определении также удобно пользоваться методом трапеций с применением таблицы 3:

Где ; .

Таблица 3

 

0,2			0,34	0,35				0,5
0,3			0,3	0,33				0,5
0,4			0,26	0,3				0,5
0,5			0,24	0,26				0,5
0,6			0,23	0,24				0,5
0,7			0,21	0,22				0,5
0,8			0,18	0,2				0,5
0,9			0,15	0,18				0,5
			0,13	0,15				0,5

 

Рис. 2 Эпюры погонного крутящего момента m и крутящего момента .

1.4 Проектировочный расчет крыла

На данном этапе подберём величины площади поперечных сечений силовых элементов крыла. Силовая схема крыла – двухлонжеронная, аэродинамический профиль сечения NASA2411 .

Определяем угол конусности крыла:

где -относительная толщина профиля.

Отсюда .

Перерезывающая сила в расчетном сечении равна:

 

где и -высота первого и второго лонжеронов,

- модуль упругости материалов поясов.

 

 

От перерезывающих сил в стенках лонжеронов действуют погонные касательные силы:

и ;

;

.

Погонные касательные силы в стенках лонжеронов от крутящего момента:

,

где -площадь контура межлонжеронной части сечения.

 

.

Суммарные касательные потоки в стенках лонжеронов от перерезывающих сил и крутящих моментов:

 

Толщины стенок лонжеронов и обшивки определяются по следующим формулам:

где - разрушающее касательное напряжение.

Получим

Берем шаг стрингеров 118 мм, получаем количество стрингеров

Определяем силы, действующие на верхней и нижней панелях крыла:

Где высота сечения,

- число стрингеров,

- ширина межлонжеронной части крыла.

Коэффициент 0,9 в величине учитывает ослабление обшивки отверстиями под заклепки.

Суммарная площадь растянутых и сжатых поясов лонжеронов:

 

- для сжатых поясов,

- для растянутых поясов,

где принимаем равным .

 

Проверочный расчёт крыла

 

2.1 Расчёт на изгиб методом редукционных коэффициентов В.Н. Беляева

Крыло изгибается моментом в плоскости . Это сечение отнесём к произвольной системе координат . Обозначим в произвольной системе координат через и координаты центра масс сечения, а через и - координаты центров масс поясов лонжеронов и стрингеров, которые совместно с присоединённой обшивкой воспринимают изгибающий момент. Задаемся редукционные коэффициенты первого приближения для всех элементов:

а) для поясов лонжеронов ;

б) сжатую обшивку присоединим к стрингерам в виде полос шириной ;

в) для сжатых стрингеров с присоединённой обшивкой берём редукционный коэффициент первого приближения , (т.к. материал стрингеров и лонжеронов одинаков, для стрингеров D16T, для лонжеронов D16T) считаем, что они не теряют устойчивость;

Вычисляем приведённые площади сечения первого приближения по формуле:

.

Находим главные центральные оси сечения:

а) в произвольных осях координат определяем координаты центров тяжести всех элементов редукционного сечения в первом приближении .

б) определяем центр масс редуцированного сечения в первом приближении:

.

в) вычисляем координаты центров тяжести элементов в новых главных осях, параллельных прежним, допуская, что угол поворота главных осей невелик

 

г) определяем характеристики сечения в новых главных осях:

.

д) рассчитываем напряжения первого приближения для всех элементов по формуле:

,

где - коэффициент, учитывающий несимметричность крыла.

Результаты расчета сведём в таблицу 4 (Приложение А).

 

2.2 Определение касательных напряжений от сдвига

Расчёт начинаем с выбора основной системы конструкции: сделаем разрезы по хорде от носка крыла, которые превращают сечения в открытый контур рисунок. 1.

 

Рисунок 1

В местах разрезов прикладываем замыкающие интенсивности и (погонные касательные усилия ), уравновешивающие поперечную силу , приложенную в центре жёсткости крыла. Поперечная сила, обусловливающая изгибающий момент, вызывает так же сдвиг и кручение сечения.

Расписываем погонные касательные усилия в панелях контура:

,

где - касательные потоки в открытом контуре;

- замыкающие погонные потоки ( принимает значения и ).

Погонная касательная сила в любой панели при сдвиге замкнутого контура равна погонной касательной силе в том же незамкнутом контуре, плюс замыкающие погонные силы (), причём каждая замыкающая сила добавляется только на тех панелях контура, которые являются элементом, замыкающим его.

Замыкающие погонные потоки определяются из системы канонических уравнений для произвольного многосвязного контура из контуров, в данном случае – для двухсвязного контура:

где .

Здесь - длина панели; - модуль упругости рода; - толщина панели;

- погонная сила в панели, возникающая в незамкнутом контуре.

Для двухсвязного контура канонические уравнения имеют вид:

,

.

Здесь - перерезывающая сила в сечении; - статический момент относительно оси всех площадей редуцированного сечения рассматриваемой части конструкции; - момент инерции приведённого сечения относительно главной центральной оси,

где (суммирование ведётся по контуру , замыкаемому потоком ).

 

(суммирование ведётся по контуру , замыкаемому потоком ).

Решаем систему канонических уравнений, зная все коэффициенты.

Зная замыкающие погонные касательные усилия, определяем касательные напряжения в консолях и запас прочности:

,

.

Все расчеты сведем в таблицу 5 (Приложение Б).

Таким образом, касательные напряжения не превышают разрушающих ни в одной панели, конструкция способна выдерживать заданную нагрузку и хорошо работает на сдвиг.

 

2.3 Определение касательных напряжений от кручения

Кручение конструкции, в результате которого в её нормальном сечении возникают только касательные напряжения, называется свободным. Такое напряжённо-деформированное состояние конструкция испытывает вдали от заделки крыла, от его крепления к фюзеляжу.

Распишем погонные касательные потоки по панелям сечения (по аналогии с расчётом на сдвиг), только здесь в потоках будет отсутствовать поток в открытом контуре .

Для определения неизвестных погонных замыкающих потоков составляем канонические уравнения:

,

.

Коэффициенты соответственно равны коэффициентам канонических уравнений для сдвига.

Третьим уравнением для определения трёх неизвестных , и будет уравнение равновесия:

.

В правую часть уравнения равновесия входит координата центра жёсткости сечения .

Координата центра жёсткости сечения определится выражением:

.

Решение уравнения даёт погонные замыкающие касательные потоки , . Зная их, определяем погонные касательные усилия в панелях контуров, а далее определяем касательные напряжения:

.

Расчёт сводится в таблицу 6.

 

Таблица 6

Номер
	-130			0,08			1,39
				0,08			1,04
	-1167			0,08			11,6
				0,12			1,65
				0,12			1,65
				0,12			1,66
	176,5			0,12			1,67
				0,12			1,86
				0,12			1,55
	-49			0,12			1,95
	-188			0,12			2,18
	-22			0,12			1,19
	-206			0,12			2,2
	-223			0,12			2,25
	-239			0,12			2,27
	-231			0,12			2,26
	-302			0,12			2,4
	-214			0,08			2,23
	-198			0,08			2,2

Вычисляем величины касательных критических напряжений и запас прочности :

,

где - коэффициент, учитывающий опирание панели ( для свободно опёртых краёв и для защемлённых краёв).

- расстояние между стрингерами в ,

- радиус кривизны панели в ,

- модуль упругости рода в

 

Заключение

В ходе выполнения работы был произведен расчет классического тонкостенного крыла на изгиб, сдвиг и кручение. Произвели проектировочный расчет для подбора величины площади поперечных сечений силовых элементов. Все вычисления были проведены по самолету Cу-26.

Расчёт конструкции на прочность состоит в определении напряжений, возникающих от нагружения, и сравнения их с разрушающими.

Анализируя результаты вычислений, сведённые в таблице 5, можно сделать вывод, что касательные напряжения не превышают разрушающих ни в одной панели: диапазон запаса прочности от 60 до 100%. Конструкция способна выдерживать заданную нагрузку и хорошо работает на кручение, конструкция в основном спроектирована хорошо.

 

Список литературы

 

1 Прочность конструкции. Расчёт крыла А.П. Будник, В.А. Саликов, В.И. Пентюхов, В.И. Максименков. Учеб пособие. Воронеж: Изд-во ВГТУ, 2000, 70 с.

2 Бадягин А.А. Проектирование самолётов. М., 1986.

3 Стригунов В.М. Расчёт самолёта на прочность. М.: Машиностроение, 1984.

4 Строительная механика летательных аппаратов. Под ред. И.Ф. Образцова. М.: Машиностроение, 1986.

5 Астахов М.Ф., Каравлев А.В. Справочная книга по расчету самолета на прочность: справоч. Пособие. – М.: Оборонгиз, 1954. – 702 с.

 

 

Приложение А

Σ							-640	-2804
	стр.		0,8	0,9		-33,5	-54,3	29,2	93,16	-20,3	-75,2	-12,2	242,7	-2399
	стр.		0,8	0,9		-34,5	-55,9	66,4	93,16	-20,3	-52,2	-13,2		-2595
	лонж.	2,56	0,5			-35	-91	150,8	93,16	-20,3	-35,2	-13,7	490,8	-2992
	стр.		0,8	0,9	75,8	-35,5	-57,5	122,8	93,16	-20,3	-17,4	-14,2	328,5	-2791
	стр.		0,8	0,9		-36	-58,3	160,4	93,16	-20,3	5,84	-14,7		-2889
	стр.		0,8	0,9		-35	-56,7	199,3	93,16	-20,3	29,8	-13,7	305,8	-2693
	стр.		0,8	0,9	146,7	-34	-55	237,6	93,16	-20,3	53,5	-12,7		-2497
	стр.	0,5	0,4	0,9	163,2	-33,5	-6	29,4	93,16	-20,3		-12,2		-2399
	лонж.	2,4	0,4		176,5	-33	-52,8	282,4	93,16	-20,3	83,3	-11,7	220,5	-2557
	лонж.	2,64	0,3		176,5	-11,3	-33,2	527,7	93,16	-20,3	83,3	9,96	291,7
	стр.	0,5	0,3	0,9	163,2	-9,5	-1,52	26,1	93,16	-20,3		11,8	22,1
	стр.		0,6	0,9	146,7	-9	-13		93,16	-20,3	53,5	12,3	216,4
	стр.		0,6	0,9		-8,5	-12,2		93,16	-20,3	29,8	12,8	234,5
	стр.		0,6	0,9		-8	-11,5	142,6	93,16	-20,3	5,84	13,3	253,2
	стр.		0,6	0,9	75,8	-7,5	-10,8		93,16	-20,3	-17,4	13,8	272,6
	лонж.	3,84	0,3			-8	-34		93,16	-20,3	-35,2	13,3
	стр.		0,6	0,9		-1-	-14,4		93,16	-20,3	-52,2	11,3	182,6
	стр.		0,6	0,9		-15	-21,6	25,9	93,16	-20,3	-75,2	6,26	56,4
		Fi	Fi0	Fпр
Наименование	Площадь элементов, см2	Площадь присоединенной обшивки, см2	Приведенная площадь, см2	Координаты центра тяж. эл-ов в произв. осях, см	Приведенные статические Поделиться: Воспользуйтесь поиском по сайту: ©2015 - 2025 megalektsii.ru Все авторские права принадлежат авторам лекционных материалов. Обратная связь с нами...