Проектировочный расчет крыла самолёта на прочность Су-26

Министерство образования и науки Российской Федерации

Государственное образовательное учреждение

высшего профессионального учреждения

«Комсомольский-на-Амуре государственный

технический университет»

Факультет Авиа - и кораблестроение

Кафедра Технология самолетостроения

ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА

к курсовому проекту

по дисциплине «Прочность конструкций»

Проектировочный расчет крыла самолёта на прочность «Су-26»

С одержание

Введение

1. Техническое описание конструкции самолета «Су-26»

1.1 Определение перегрузок

1.2 Маневренная нагрузка

1.3 Нагрузки при болтанке

2. Определение нагрузок на крыло

3. Определение крутящего момента и подбор толщины обшивки крыла

4. Подбор сечений элементов крыла

4.1 Подбор сечений поясов лонжеронов в растянутой зоне крыла

4.2 Подбор сечений стрингеров

4.3 Подбор сечений поясов лонжеронов в сжатой зоне

4.4 Подбор толщин стенок лонжеронов

Список литературы

3. Определение крутящего момента и подбор толщины обшивки крыла

Обшивка крыла в общем случае работает на кручение и растяжение - сжатие. Подбор толщины обшивки δ_обш производится по наибольшему крутящему моменту, который возникает в расчетных случаях В и С по формуле Бредта:

(8)

где - расчетный крутящий момент в рассматриваемом сечении;

Ω - площадь контура крыла, работающего на кручение;

- разрушающее напряжение материала обшивки, работающего на кручение, сдвиг, кг/мм² .

Для определения площади контура, работающего на кручение, вычерчиваем в масштабе профиль расчетного сечения крыла .

Работающим на кручение считается контур от носка сечения (или от первого лонжерона) до заднего лонжерона (рисунок 4).

Рисунок 4 - Определение контура, работающего на кручение

Положение переднего и заднего лонжеронов выбираем из конструктивных соображений: 30% для переднего и 70% для заднего лонжерона. Площадь контура Ω непосредственно вычисляем по чертежу контура крыла.

Вычисление крутящего момента

Расчет крутящего момента в рассматриваемом сечении проводим в зависимости от моментных характеристик профиля крыла.

Для симметричного профиля крыла наибольший крутящий момент возникает для расчетного случая В (полет с отклоненными элевонами). Для определения крутящего момента в сечении необходимо рассчитать погонный крутящий момент по размаху крыла.

Погонный крутящий момент в случае В определяется по формуле (без учета агрегатов или грузов, расположенных на крыле):

, (9)

где и - координаты центра масс и центра жесткости сечения, в проектировочном расчете они выбираются по статистике; - координата центра давления сечения крыла; - воздушная аэродинамическая нагрузка в сечении крыла; - распределенная инерционная нагрузка от веса крыла.

Относительные координаты центров тяжести и жесткости выбираем по статистике:

; .

Принимаем ; .

Сжимаемость воздушного потока при полете самолета влияет на положение центра давления Х_д .

Учет сжимаемости воздуха на положение центра давления на дозвуковых скоростях полета производится за счет поправочного коэффициента

, (10)

Коэффициент определяется по специальный графикам, прилагаемым в Нормах Прочности, а величина определяется как абсолютная величина тангенса угла наклона моментной кривой к оси .

Величина ,

где коэффициент определяется либо по специальному графику, либо по формуле:

, (11)

где М - число Маха.

где а – скорость звука, при Н = 3000 м; а = 328,56 м/с.

.

оэффициент определяем в зависимости от отношения хорды элевона к хорде крыла по формулам:

; (12)

; .

Значение производной берется с графика в Нормах Прочности. Отношение = - добавка, которая учитывает угол отклонения элевонов, и определяется по плановой проекции крыла.

Положение относительной координаты центра давления для дозвуковых самолетов, в частности «Су-26», по статистическим данным выбираем равным 0,26.

В случае В коэффициент подъемной силы сечения принимается равным коэффициенту подъемной силы крыла .

; , (13)

где q_{тах тах} – максимально допустимый скоростной напор; n^э _тах - максимальная эксплуатационная перегрузка; V² _тах – максимальная скорость полета самолета; - массовая плотность воздуха на уровне земли; G_сам – взлетный вес самолета.

Распределение воздушной и массовой нагрузок по размаху крыла в проектировочном расчете производится пропорционально хордам крыла:

; , (14)

где коэффициент безопасности .

Массовыми нагрузками крыла по сравнению с аэродинамическими нагрузками при проектировочном расчете пренебрегают.

Вычисление крутящих моментов и проводят по формуле (15) методом табличного интегрирования (таблица 8).

Таблица 8 Расчет крутящих моментов

Внимание, отключите Adblock

Вы посетили наш сайт со включенным блокировщиком рекламы!
Ссылка для скачивания станет доступной сразу после отключения Adblock!

Скачать Курсовые работы по промышленности и производствуМинистерство образования и науки Российской Федерации Государственное образовательное учреждение высшего профессионального учреждения

z

0,1

0,2

0,3