Проектировочный расчет крыла
Эпюра поперечных сил получена методом графического интегрирования эпюры суммарной погонной нагрузки на крыло, затем к ней прибавлены местные нагрузки от расположенных на крыле агрегатов — в данном случае на крыле нет никаких агрегатов. Величины поперечной силы и изгибающего момента в расчётном сечении крыла Величины поперечной силы и изгибающего момента в расчётном сечении крыла — в зоне — сняты… Читать ещё >
Проектировочный расчет крыла (реферат, курсовая, диплом, контрольная)
Основные данные F16
Таблица 1
Размах крыла, м | 9.45 | |
Длина, м | 15.03 | |
Высота, м | 5.09 | |
Площадь крыла, м2 | 27.87 | |
Взлетный вес, кг | ||
Масса топлива, кг | ||
Масса крыла, кг | ||
Крейсерская скорость, км/ч | ||
Потолок практический, м | ||
Экипаж, чел. | ||
1. Определение поперечной силы и изгибающего момента в расчётном сечении крыла
1.1 Определение подъёмной силы крыла
Величина подъёмной силы крыла определяется формулой:
(1)
где — полётный вес самолёта;
— эксплуатационная перегрузка;
— коэффициент безопасности;
; .
(2)
;
.
1.2 Эпюра воздушной нагрузки на крыло
Разбиваем крыло на 10 условных сечений, и измеряем на чертеже (см приложение) длины полученных хорд bi, в дальнейшем подставляем их в формулы (3), (4), (5). Сами же подсчеты произведены в программном приложении Microsoft Excel (таблица 2.).
Распределение воздушной нагрузки на крыло в первом приближении принимается пропорциональным хордам и вычисляется по формуле:
(3),
где — величина погонной воздушной нагрузки на крыло;
— величина хорды сечения;
1.3 Эпюра нагрузки от массы крыла
Величина погонной нагрузки на крыло от его собственного веса определяется формулой:
(4)
где — вес крыла.
.
1.4 Эпюра нагрузки от массы топлива
Величина погонной нагрузки на крыло от веса топлива определяется формулой:
(5)
где — вес топлива.
.
1.5 Суммарная эпюра погонной нагрузки на крыло
Суммарная эпюра погонной нагрузки получена сложением эпюр погонной нагрузки на крыло от воздушной нагрузки, нагрузок от массы крыла и массы топлива.
1.6 Эпюра поперечных сил
Эпюра поперечных сил получена методом графического интегрирования эпюры суммарной погонной нагрузки на крыло, затем к ней прибавлены местные нагрузки от расположенных на крыле агрегатов — в данном случае на крыле нет никаких агрегатов.
1.7 Эпюра изгибающих моментов Эпюра изгибающих моментов получена методом графического интегрирования эпюры поперечных сил.
Таблица 1.2
Точка | bсах, м | tв | tкр | tтопл | t | Q, Т | М, Т*м | |
0,3 657 | 0,269 655 | 0,1 889 516 | 0,30 291 | 0,220 468 | 0,759 692 | 1,574 681 | ||
0,0346 | 0,255 128 | 0,1 787 729 | 0,2 866 | 0,208 592 | 0,658 326 | 1,239 674 | ||
0,3 262 | 0,240 529 | 0,1 685 425 | 0,27 019 | 0,196 655 | 0,562 587 | 0,951 234 | ||
0,3 064 | 0,225 929 | 0,1 583 122 | 0,25 379 | 0,184 718 | 0,472 488 | 0,706 697 | ||
0,2 865 | 0,211 255 | 0,1 480 301 | 0,23 731 | 0,172 721 | 0,388 043 | 0,503 397 | ||
0,2 667 | 0,196 655 | 0,1 377 998 | 0,22 091 | 0,160 784 | 0,309 252 | 0,338 661 | ||
0,2 469 | 0,182 056 | 0,1 275 694 | 0,20 451 | 0,148 848 | 0,236 101 | 0,209 821 | ||
0,0227 | 0,167 382 | 0,1 172 874 | 0,18 803 | 0,136 851 | 0,168 605 | 0,114 209 | ||
0,0207 | 0,152 635 | 0,1 069 537 | 0,17 146 | 0,124 793 | 0,106 792 | 0,49 147 | ||
0,1 874 | 0,138 182 | 0,968 267 | 0,15 523 | 0,112 977 | 0,50 619 | 0,11 959 | ||
0,0168 | 0,123 877 | 0,86 803 | 0,13 916 | 0,101 281 | ||||
1.8 Величины поперечной силы и изгибающего момента в расчётном сечении крыла Величины поперечной силы и изгибающего момента в расчётном сечении крыла — в зоне — сняты с полученных эпюр поперечной силы и изгибающего момента и составляют:
.
2. Проектировочный расчёт крыла в зоне
2.1 Исходные данные подъемный крыло сечение обшивка Длина хорды в заданном сечении: .
Величина усилий в заданном сечении:; .
Доля изгибающего момента, воспринимаемого лонжеронами: ж=50%.
Материал силовых элементов: Д16Т,, .
Положения лонжеронов: 1-го; 2-го .
Редукционные коэффициенты поясов лонжеронов, стрингеров и обшивок:
при работе на растяжение:;; ;
при работе на сжатие:;; .
Число стрингеров:, шаг h=0,098 м.
2.2 Расчёт основных размеров сечения
;
;
.
2.3 Замена кессонной части крыла прямоугольным сечением из двух поясов и двух стенок
.
2.4 Замена действия действием пары сил и
.
2.5 Подбор размеров силовых элементов нижнего пояса
.
2.5.1 Определение размеров нижних поясов лонжеронов
;
;
;
2.5.2 Форма и размеры нижних поясов лонжеронов
;
;
;
;
;
;
;
.
2.5.3 Подбор стрингеров
;
;
подходит профиль 410 018, .
2.5.4 Определение толщины обшивки
;
;
подходит обшивка толщиной 0,8 мм.
2.6 Подбор размеров силовых элементов верхнего пояса
.
2.6.1 Определение размеров верхних поясов лонжеронов
;
;
.
2.6.2 Форма и размеры верхних поясов лонжеронов
;
;
;
;
;
;
;
.
2.6.3 Подбор стрингеров
;
;
подходит профиль 710 022, .
2.6.4 Определение толщины обшивки
;
;
;
подходит обшивка толщиной 1 мм.
2.7 Толщины стенок лонжеронов
;
.
3. Расчёт размеров соединительных болтов ОЧК крыла с центропланом
3.1 Расчет болтов для лонжеронов
Продольная сила в сечении соединения ОЧК с центропланом:
Так как лонжероны (верхние) воспринимают половину нагрузки, приходящей на верхний пояс, а количество болтов — 4 (см приложение), то диаметр болта определим из условия прочности по нормальным напряжениям.
Предположим, болты из стали 30ХГСА — допустимое напряжение (запас прочности учтен в п. 1.1), где .
откуда
3.2.Расчет болтов для фитинга обшивки
Так как обшивка воспринимает половину нагрузки, приходящей на верхний пояс, а количество болтов — 7 (см приложение), шаг 90 мм, то диаметр болта определим из условия прочности по нормальным напряжениям.
откуда