При построении эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов ГО рассматривается как балка на двух опорах. Опорами являются стыковочные
Узлы ВО . Балки нагружены распределенной нагрузкой, которая определяется по формуле:
(2.21)
Разбиваем ГО на части. Интегрируем численным методом эпюру и получаем эпюру перерезывающих сил и изгибающих моментов .
Результаты расчета приведены в таблице 7.
(2.22)
(2.23)
Таблица 7.
Перерезывающие силы и изгибающие моменты
|
0 |
486,59 |
289847,01 |
68421678 |
||||||
|
1 |
40 |
459,77/881,57 |
395,04 |
15801,45 |
274045,56 |
281946,28 |
11277851,25 |
57143827 |
|
|
2 |
48 |
830,16 |
782,16 |
37543,51 |
236502,05 |
255273,80 |
12253142,46 |
44890685 |
|
|
3 |
47 |
778,74 |
735,17 |
34553,03 |
201949,02 |
219225,53 |
10303600,04 |
34587085 |
|
|
4 |
47 |
727,33 |
688,19 |
32344,70 |
169604,31 |
185776,67 |
8731503,335 |
25855581 |
|
|
5 |
47 |
675,92 |
641,20 |
30136,38 |
139467,94 |
154536,12 |
7263197,873 |
18592383 |
|
|
6 |
47 |
624,5 |
594,21 |
27928,06 |
111539,88 |
125503,91 |
5898683,655 |
12693700 |
|
|
7 |
47 |
573,09 |
547,23 |
25719,73 |
85820,15 |
98680,01 |
4637960,679 |
8055739 |
|
|
8 |
47 |
521,67 |
500,24 |
23511,41 |
62308,74 |
74064,45 |
3481028,947 |
4574710 |
|
|
9 |
47 |
470,26 |
453,26 |
21303,08 |
41005,66 |
51657,20 |
2427888,458 |
2146822 |
|
|
10 |
47 |
418,86 |
406,27 |
19094,76 |
21910,90 |
31458,28 |
1478539,212 |
668282,5 |
|
|
11 |
61 |
367,24 |
359,20 |
21910,90 |
0,00 |
10955,45 |
668282,5143 |
0 |
|
Крутящий момент вычисляется по формуле:
(2.24)
|
№ |
|||||||
|
0 |
0 |
188 |
11212,28 |
5425158,09 |
|||
|
1 |
40 |
177,64 |
10010,59/19751,44 |
10611,44 |
424457,54 |
5000700,56 |
|
|
2 |
48 |
167,28 |
17514,81 |
18633,12 |
894389,94 |
4106310,61 |
|
|
3 |
47 |
156,92 |
15412,53 |
16463,67 |
773792,34 |
3332518,27 |
|
|
4 |
47 |
146,56 |
13444,61 |
14428,57 |
678142,73 |
2654375,54 |
|
|
5 |
47 |
136,2 |
11611,05 |
12527,83 |
588808,00 |
2065567,54 |
|
|
6 |
47 |
125,84 |
9911,85 |
10761,45 |
505788,14 |
1559779,40 |
|
|
7 |
47 |
115,48 |
8347,01 |
9129,43 |
429083,15 |
1130696,25 |
|
|
8 |
47 |
105,12 |
6916,53 |
7631,77 |
358693,04 |
772003,21 |
|
|
9 |
47 |
94,76 |
5620,40 |
6268,46 |
294617,80 |
477385,41 |
|
|
10 |
47 |
84,4 |
4458,64 |
5039,52 |
236857,43 |
240527,98 |
|
|
11 |
61 |
74 |
3427,53 |
3943,08 |
240527,98 |
0,00 |
|
- Таблица 8.
Крутящие моменты
Для безмоментного профиля эпюра крутящих моментов строится для случая В. Погонные крутящие моменты определяются по формуле:
(2.25)
где , , ,
X ж -Хд = 0,4 — 0,2 = 0,2
X м -Хж = 0,5 — 0,4 = 0,1
X т -Хж = 0,45 — 0,4 = 0,05
Результаты расчета приведены в таблице 8.
Таблица 9.
Координаты центров жесткости, давления, масс, тяжести для ГО
|
№ |
Xж |
Xд |
Xм |
Xт |
|
|
0 |
71,44 |
47 |
78,96 |
78,96 |
|
|
1 |
67,5032 |
44,41 |
74,6088 |
74,6088 |
|
|
2 |
63,5664 |
41,82 |
70,2576 |
70,2576 |
|
|
3 |
59,6296 |
39,23 |
65,9064 |
65,9064 |
|
|
4 |
55,6928 |
36,64 |
61,5552 |
61,5552 |
|
|
5 |
51,756 |
34,05 |
57,204 |
57,204 |
|
|
6 |
47,8192 |
31,46 |
52,8528 |
52,8528 |
|
|
7 |
43,8824 |
28,87 |
48,5016 |
48,5016 |
|
|
8 |
39,9456 |
26,28 |
44,1504 |
44,1504 |
|
|
9 |
36,0088 |
23,69 |
39,7992 |
39,7992 |
|
|
10 |
32,072 |
21,1 |
35,448 |
35,448 |
|
|
11 |
28,12 |
18,5 |
31,08 |
31,08 |
|
Лонжероны в моноблочных и кессонных крыльях воспринимают порядка 10-20% изгибающего момента. Остальную нагрузку воспринимают на себя стрингеры и обшивка. Если лонжероны не подвержены общей потери устойчивости, так как лонжероны подкреплены в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, а возможна лишь местная потеря устойчивости, значение которой может быть значительно ниже, чем в лонжеронных крыльях, то стрингеры, закрепленные только по нервюрам, способны терять устойчивость при напряжениях значительно меньших, чем разрушающие.
Следовательно, моноблочные крылья позволяют в большей степени использовать работоспособность материала. Но, с другой стороны дробление материала ведёт к уменьшению критических напряжений при сжатии и тем самым не позволяет получить высокие напряжения в продольных элементах конструкции крыла.
При небольших удельных давлениях на крыло, лонжеронное крыло будет легче по массе, чем моноблочное, но при росте удельного давления, более выгодным оказывается моноблочное крыло, а при повышенных требованиях к жесткости крыла и при больших взлетных массах и скоростях, единственно возможным.
Моноблочное и кессонное крыло принципиально друг от друга ни чем не отличаются, разница состоит лишь в том, что в моноблочном крыле нормальные усилия при изгибе воспринимаются обшивкой и подкрепляющими её стрингерами по всему контуру поперечного сечения крыла, а в кессонном крыле обшивкой и стрингерами лишь в межлонжеронной зоне контура, а остальная часть контура с более тонкой обшивкой слабее подкреплена и в работе на изгиб практически не участвует.
Исходя из опыта проектирования крыльев, можно дать следующие рекомендации по расположению продольного набора в сечении крыла:
- в двухлонжеронном крыле передний лонжерон располагается на ;
- задний лонжерон — на ;
- в трехлонжеронном крыле передний на ;
- средний — на ;
- а последний на .
Расстояние между стрингерами в лонжеронных крыльях составляет при расстоянии между нервюрами , а в моноблочных крыльях при .
3.1 Подбор сечений элементов силовой схемы ГО
Расчёт производим для сечения с максимальными нагрузками.
Исходные данные для сечения ГО:
М x p =68421678 кг*см=684216,78 кг·м
М z p = 5425158,09 кг*см=54251,58 кг·м
Q x p = 289847,01 кг
H 1 = 0,192 м
H 2 = 0,126 м
Определение толщины обшивки лонжеронного ГО.
Толщину обшивки определяют по формуле Бредта, по величине крутящего момента в расчётном сечении ГО:
(3.1)
принимаем толщину обшивки s об = 1 мм;
— где — удвоенная площадь, ограниченная частью контура сечения, расположенного между началом носка и задним лонжероном или между лонжеронами, в зависимости от конструкции крыла (в первом случае носок жёстко завязан с лонжероном, во втором случае носок не включается в общую работу крыла, а является как бы аэродинамическим обтекателем).
Разрушающие касательные напряжения можно принять:
при у в = 42 кг/мм2 = 42·106 кг/м2 .
- предел прочности материала. Нижний предел относится к тонкой обшивке (), а верхний — к более толстой ().
3.2.1 Подбор поясов лонжеронов и стрингеров в растянутой зоне .
Необходимая площадь сечения первого лонжерона в растянутой зоне определяется по формуле:
=5,3см 2 (3.2)
где коэффициент, определяющий долю нормальной силы, приходящейся на пояса лонжеронов. Обычно принимают ;
- большая из высот лонжеронов.
Нормальная сила N в расчётном сечении определяем исходя из величины изгибающего момента действующего в сечении для расчётного случая А.
(3.3)
здесь средняя высота лонжеронов.
Потребная площадь сечения растянутого пояса любого i-го лонжерона находится из равенства:
(3.4)
По значениям найденных площадей выбирают размеры прессованных профилей .
Необходимая площадь сечения стрингеров определяется по формуле:
(3.5)
где число стрингеров в растянутой зоне крыла;
m = 5 при расстоянии между стрингерами в стр = 156 мм.
разрушающее напряжение материала стрингера.
При определении нормальных сил , воспринимаемых поясами лонжеронов можно воспользоваться формулой:
(3.6)
Усилие, приходящееся на обшивку определяется по формуле:
(3.7)
где расстояние между передним и задним лонжероном;
редукционный коэффициент, значение которого можно взять из таблиц
Таблица 9.
Значения в растянутой зоне
|
1,0 |
1,0-1,5 |
2,0 |
||
|
0,6-0,7 |
0,85-0,9 |
1,0 |
||
3.2.2 Подбор поясов лонжеронов и стрингеров в сжатой зоне
Принимаем, что в сжатой зоне площади сечений стрингера и расстояния между ними такие же, как и в растянутой зоне. В этом случае расчет сжатой зоны сводится к подбору поясов лонжеронов.
Потребные площади сечений поясов вычисляем по следующей формуле:
(3.8)
(3.9)
В качестве разрушающего напряжения сжатого пояса лонжерона можно взять временное сопротивление материала, если они достаточно массивны. Если же пояса лонжеронов выполнены из профилей недостаточно большого сечения, то разрушающие напряжения принимаются равными критическим напряжениям местной потери устойчивости, которые определяются только при известной форме и размерах сечения. Поэтому в первом приближении принимаем форму и размеры пояса как для растянутой зоны и определяем для этого пояса критические напряжения местной потери устойчивости. Если критические напряжения меньше чем , то необходимо увеличить площади поясов и определить критические напряжения для нового профиля, затем определить несущую способность поясов и сравнить с несущей способностью растянутой зоны. Должно быть соблюдено условие:
После чего делается проверка на устойчивость:
(3.10)
Если это условие не выполняется, то следует увеличить сечения поясов, или стрингеров, или количество стрингеров.
=0,77 см 2 (3.11)
приведенная площадь стрингера с присоединенной к нему обшивкой:
Приведенная ширина обшивки определяется по формуле:
(3.12)
расстояние между стрингерами;
ц об — редукционный коэффициент
(3.13)
Критические напряжения в обшивке можно вычислить:
(3.14)
Величина берется равной минимальному критическому напряжению местной или общей потери устойчивости стрингера.
В первом приближении приведенную ширину обшивки можно принять равной:
Подбор элементов продольного набора для случаев А или А’, при которых нижняя панель растянута, а верхняя сжата. После подбора элементов продольного набора необходимо выполнить проверку на потерю устойчивости нижней панели для случая Д по формуле:
(3.15)
N Д = 0,5N A
504110 > 237870
Условие выполняется , значит элементы продольного набора нижней панели не нуждаются в усилении.
3.3Определение толщины стенок лонжеронов
Толщина стенок лонжеронов определяется из расчета на сдвиг от изгиба, при условии, что перерезывающая сила воспринимается только стенками лонжеронов.
Перерезывающая сила перераспределяется пропорционально их изгибной жесткости:
(3.16)
Q 1
Q 2
где перерезывающая сила в расчетном сечении. Тогда толщина стенки i- го лонжерона:
(3.17)
;
Принимаем стандартные толщины: д 1 = 1,2мм и д 2 = 1 мм
можно принять равным .
После определения стандартной толщины стенки , необходимо провести проверку на устойчивость при работе на сдвиг:
(3.18)
ф 1 = 12,79 кг/мм2 < 13,62 кг/мм2 — при установке 10и стоек с шагом 53мм.
ф 2 = 6,24кг/мм2 < 10,47 кг/мм2 — при установке 10и стоек с шагом 53мм.
величина критического напряжения стенки при сдвиге.
Если стенка заднего лонжерона окажется тоньше обшивки, то необходимо принять толщину стенки этого лонжерона равной толщине обшивки, так как эта стенка входит в контур воспринимающий крутящий момент. Это касается и стенки 1-го лонжерона, если в конструкции заложен неработающий носок.
4. ВЫБОР И РАСЧЕТ КРОНШТЕЙНА
4.1 Определение диаметра болта
P эл =q·Sэл = 499,21
- 0,86 = 429,3 кг (4.1)
==3,2мм (4.2)
где — диаметр болта;
R — сила среза болта;
- число плоскостей среза болта;
- расчётное напряжение среза болта (примерно ).
Принимаем
4.2 Определение геометрических параметров проушины
Проушины с подшипниками качения применяются в соединениях типа «ухо» в кронштейнах с подвижными соединениями, в которых действуют небольшие нагрузки (кронштейны подвески рулей, элеронов и др.).
Радиальные ориентирующиеся подшипники с выступающим внутренним кольцом позволяют компенсировать угловые деформации оси вращения.
Подшипники качения, применяемые в кронштейнах такого типа, работают с небольшими скоростями, поэтому их подбирают по разрушающим нагрузкам.
За счёт затяжки болта (оси) и большего трения, чем в подшипнике, соединение болта с внешними проушинами можно считать неподвижными (см. рис. 29).
Поэтому для проушин с подшипниками расчётным случаем будет разрыв. Величина перемычки «е» учитывает действующую нагрузку Р, внутренние напряжения от запрессовки подшипника и технологию его заделки.
Соединения рассчитывают исходя их размеров подшипника. Наружный диаметр проушины:
= 15 + 8 = 23 мм (4.3)
где D П . — наружный диаметр подшипника,
е — размер перемычки = 4мм, для Al сплавов при нагрузке до10000Н.
Толщина проушины (см. рис.29):
= 14 + 0,4 = 14,4 мм (4.4)
Где а = 0,2 мм — для подшипников с наружным диаметром 15…30 мм;
- Размеры технологических перепадов высот проушин ? = 2 мм.
4.3 Определение геометрических параметров корпуса кронштейна
(4.5)
Принимаем
Толщина пояса кронштейна
(4.6)
(4.7)
Принимаем толщину пояса кронштейна — 5 мм
Ширина полки кронштейна определяется по формуле
(4.8)
Принимаем
4.4 Элементы крепления кронштейна к агрегату
Суммарное усилие на один болт: = = 1324,45 кг (4.9)гдеh крепл. — расстояния между болтами крепления по оси OY,
п Б — количество болтов крепления кронштейна.
Подбирается диаметр болта из условия его работы на растяжение: болт d = 6мм, материал болта — 30ХГСА, разрушающее усилие болта при t = 20С? — 1450 кг.
4.5 Определение параметров подошвы
Толщина подошвы кронштейна из условия её смятия под болтом от силы Р у :
= 0,36 мм (4.10)
где d Б — диаметр болта,
- предел прочности материала кронштейна,
n Б — количество болтов, воспринимающих силу Py ,
? = 1,4 — коэффициент, учитывающий виды нагружения подошвы (неравномерность нагружения, усилие затяжки болтов и т.д.)
Толщина подошвы из условий местного изгиба основания в зоне крепления кронштейна (от Р х ) определяется из выражения:
== 9,96 мм (4.11)
где l — расстояние от ребра до оси отверстия крепления,
В под. эф. — ширина подошвы, эффективно воспринимающая изгиб полки основания. Величина В под. эф. зависит от типа заделки основания.
При двусторонней заделке основания:
= 2·10 + 0,5·3,14·15 = 43,55 мм (4.12)
Принимаем толщину подошвы д под = 10 мм , Заключение
В данной курсовой работе выполнен анализ прототипов и выбрана аэродинамическая схема. По расчетам были определены основные геометрические параметры, тип и количество двигателей, тип механизации, значения воздушных и массовых сил, действующих на горизонтальное оперение, параметры элементов силовой схемы крыла. Также были рассчитаны и выбраны геометрические параметры кронштейна.
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ
[Электронный ресурс]//URL: https://drprom.ru/kursovaya/kursovyie-rabotyi-po-samoletostroeniyu/
1Аржаников Н.С. Садекова Г.С. Аэродинамика больших скоростей. М.: Высшая школа,1965.559с.
2.Астахов М.Ф. Справочная книга по расчету самолетов на прочность. .М.:Оборонгиз,1955.710с.
3.Бадягин А.А., Овруцкий Е.А.Проектирование пассажирских амолетов.М.:Машиностроение,1964.295с.
4.Бирюк В.И. Липин Е.К. Фролов В.М.Методы проектирования конструкции самолетов. М.:Машиностроение,1977.227с.
5.Гермейер Ю.Б. Пути развития летательных аппаратов. М.:Оборонгиз,1962.130с.
6.Горощенко Б.Т.Эскизное проектирование самолета. М.: Машиностроение.1970,327с.
7.Егер С.М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов. М.: Машиностроение, 1964.417с.
8. Егер С.М. Проектирование самолетов.М.:Машиностроение, 1983. 616с.
9.Кан С.Н.Свердлов А.И.Расчет самолета на прочность. М.:Машиностроение,1966.519с.
10.ОдиноковЮ.Г. Расчет самолета на прочность.М.:Машиностроение,1973.
11.Расчет нестреловидного крыла: Методические указания / Составитель: Е.Н. Матвеев. Ульяновск, 1998. 38с.
12. Тарасов Ю.П.,Павлов Б.А. Расчет на прочность элементов конструкции самолета. Учебное пособие. — Куйбышев:КуАИ,1988.
13. Фомин Н.А.м Проектирование самолетов.М.:Оборонгиз,1961.360с.
14.Пашковский И.М. Устойчивость и управляемость самолета. М.: Машиностроение, 1975. 323с.
