Проектировочный расчет крыла самолёта на прочность Су-. Пояснительная записка к курсовому проекту по дисциплине Прочность конструкций Проектировочный расчет крыла самолёта на прочность Су26 Содержание
 Скачать 1.11 Mb.
|
1.3 Нагрузки при болтанкеВеличина болтаночной перегрузки определяется по формуле , (1)где кg =  - коэффициент ослабления порыва;  - массовый параметр самолета; S - площадь крыла, м2; l - размах крыла, м; bсгх =  - средняя геометрическая хорда крыла, bсгх = 1,567 м;  - плотность воздуха, =0,93 кг/м3 при Н = 3000 м;   - производная коэффициента подъемной силы крыла по углу атаки, рад-1: берём приближенно = 0,55 ; W — эффективная скорость вертикального порыва, м/с; V - индикаторная скорость полета самолета, м/с.Определяем величины болтаночной перегрузки при разных скоростях. Скорость вертикальных воздушных порывов для однократной болтанки принимаем W = 10м/с ([2], с.22). Рассчитаем массовый параметр самолета при V = 69,44 м/с (250 км/ч); 80,6 м/с (290 км/ч); 86,11 м/с (310 км/ч).  кg =   при V = 69,44 м/с (250 км/ч); при V = 80,56 м/с (290 км/ч); при V = 86,11 м/с (310 км/ч);Затем строим диаграммы "скорости-перегрузки" при маневре и при болтанке - V-n (Приложение 1 и 2), которые называются диаграммами ICАО. Условие прочности самолета должно соблюдаться при всех комбинациях воздушной скорости (скоростного напора) и перегрузок на границе и внутри области диаграмм при совершении маневров и в болтанку. Теоретический аэродинамический контур крыла самолета «Су-26» строим согласно таблицы геометрии контура крыла и аэродинамических характеристик профиля (таблицы 2 [1]), необходимые расчетные данные сводим в таблицу 5. При отсутствии продувок в области отрицательных углов атаки можем принять суmin = -суmax (для симметричных профилей). 2. Определение нагрузок на крылоПриведенный метод расчета применим для двухлонжеронных стреловидных и трапециевидной формы в плане крыльев, но все нагрузки рассчитываем для настоящего крыла Су-26. При определении величины подъемной силы Y и распределения её по размаху крыла в виде аэродинамической нагрузки  в расчет вводится полная площадь крыла, включая подфюзеляжную часть.Таблица 5 – Геометрические характеристики профиля NACA – 009
Все случаи нагружения крыла в полете отражены в Нормах прочности (Авиационные правила) и сведены к шести случаям: случаи А, А', В, С, Д, Д'. Случаи А, А' характерны наибольшими изгибающими моментами и максимальными перегрузками (выход из пикирования, полет с набором высоты). Случаи В, С отличаются большими крутящими моментами (отвесное пикирование, полет с резким отклонением элеронов). Случаи Д, Д' характерны отрицательными перегрузками (вход в пикирования в нижней точке). Вся нагрузка, действующая на крыло (воздушная, сосредоточенная и массовая), преобразуется к перерезывающей (поперечной) силе Qy, изгибающим Мх , крутящим Мкр моментам и осевой силе N. В курсовом проекте необходимо определить воздушные  и инерционные нагрузки, изгибающие Мх и крутящие моменты Мкр и перерезывающую силу Qy, действующие в каждом сечении крыла (рисунок 3).                             q       Рисунок 3 - Расчетная схема нагружения крыла Перерезывающие силы и изгибающие моменты вызывают изгиб крыла, совокупность касательных сил – его кручение. Под действием изгибающего момента возникают осевые усилия в поясах лонжеронов (верхние пояса сжаты, нижние растянуты), стрингерах и частично в обшивках .Перерезывающая сила воспринимается стенками лонжеронов и обшивкой, в них возникают сдвиговые стенки и касательные усилия q.Нервюры крыла, выполненные в виде плоских балок, необходимы для сохранения профиля крыла, создания жесткости крыла и передачи нагрузок на другие элементы крыла. Обшивка воспринимает кручение, некоторую часть осевых усилий и служит для придания обтекаемой формы крыла. В курсовом проекте необходимо определить воздушные нагрузки для случаев А и В. Значение  выбираем в зависимости от веса самолёта и скоростного напора  по таблице 5[1], отсюда = 912,64 кг/м2.В случае А:  ;  ;  ; (2)Значение принимаем су = 0,55 , тогда:  .В случае В:  ;  ; ; (3)Значение принимаем су = 0,55  .Расчет нагрузок сводим в таблицу 6. То результатом расчета воздушных нагрузок строим эпюру распределения погонных воздушных нагрузок  по размаху крыла.Применяя метод интегрирования (таблица 7), получаем значения поперечной силы  и изгибающего момента  , строим эпюры силовых факторов и по размаху крыла. (4)  (6) (5)  (7)С эпюр  и  снимаем величины поперечной силы и изгибающего момента в рассматриваемом сечении крыла.Подбор сечения элементов крыла производим из условий работы крыла на изгиб и кручение. Таблица 6 Расчет воздушных нагрузок
|
, 
(0,43)
(0,40)
(А)