Проектировочный расчет крыла самолёта на прочность Су-. Пояснительная записка к курсовому проекту по дисциплине Прочность конструкций Проектировочный расчет крыла самолёта на прочность Су26 Содержание

• Название: Пояснительная записка к курсовому проекту по дисциплине Прочность конструкций Проектировочный расчет крыла самолёта на прочность Су26 Содержание
• Дата: 16.06.2021
• Размер: 1.11 Mb.
• Имя файла: Проектировочный расчет крыла самолёта на прочность Су- .doc
• Тип: Пояснительная записка; #218083
• страница: 5 из 5

4. Подбор сечений элементов крыла

Подбор сечений поясов лонжеронов и стрингеров производится отдельно для растянутой и сжатой зон сечения крыла.

4.1 Подбор сечений поясов лонжеронов в растянутой зоне крыла

Площади сечений элементов продольного набора крыла определяют, исходя из осевого усилия Ν, приходящегося на панель крыла
Ν = Ν_{обшивки} + Ν_поясов + Ν_{стрингеров}
Осевое усилие N определяется, исходя из величины изгибающего момента по формуле:
, (18)
(19)
где ; - габаритные высоты соответственно первого и второго лонжеронов в рассматриваемом сечении крыла; - коэффициент для поясов таврового сечения - учитывает разность высот и точек приложения равнодействующих осевых усилий в первом и втором лонжеронах в растянутой и сжатой панелях крыла.

мм

кг

Площадь сечения пояса первого лонжерона определяем по формуле:
, (20)
где - коэффициент, определяющий долю осевого усилия N на пояса лонжеронов растянутой зоны; принимаем к = 0,5.

мм

Из конструктивных соображений и безопасности полета принимаем площадь сечения пояса первого лонжерона в растянутой зоне равное 240 мм².

Величина изгибающего момента в заданном сечении (0,6) определяется по эпюре для рассматриваемого сечения крыла.

Площадь перечного сечения пояса второго лонжерона определяется обратно пропорционально квадрату отношений высот первого и второго лонжеронов, исходя из формулы
. (21)
мм,

принимаем 160 мм².

4.2 Подбор сечений стрингеров

При расчете площадей сечений стрингеров в растянутой зоне крыла исходим из условия, что расстояние между стрингерами (шаг стрингеров) равен 125 мм, количество стрингеров m = 5. Панель расположена между лонжеронами (рисунок 5).


750







Р исунок 5 - Обшивка со стрингерами
Площадь поперечного сечения стрингера определится по формуле:
, (22)
где σ^п_пч, σ ^об_пч, σ^стр_пч – пределы прочности материалов поясов лонжеронов, обшивки и стрингеров; - коэффициент, учитывающий неполную работу обшивки, определяется в зависимости от толщины обшивки δ_об по таблице 10[1]: δ_об = 0,6. Так как элементы крыла изготовлены из однородного материала Д16Т, то σ^п_пч,=σ ^об_пч,=σ^стр_пч = 42кг/мм².

Принимаем F_стр = 140 мм².

4.3 Подбор сечений поясов лонжеронов в сжатой зоне

Подбор сечений поясов лонжеронов в сжатой зоне проводится, исходя из критических напряжений σ_кр в элементах продольного набора крыла.

Площадь пояса первого лонжерона сжатой зоны определяется:
, (23)
, (24)
где σ_кр ^стр, σ_кр^п – критические напряжения в стрингерах и поясах лонжеронов; F_{стр+обш} – приведенная площадь обшивки и стрингера

Количество стрингеров в сжатой зоне (m = 5) принимается равным их количеству в растянутой зоне.

кг.

Площадь поперечного сечения пояса второго лонжерона сжатой зоны определяется из соотношения:
. (25)
Принимаем, что для поясов лонжеронов критические напряжения равны пределу прочности материала поясов

.
Площадь учитывает площадь поперечного сечения стрингеров и приведенную площадь обшивки :
В_пр ; ; ; (26)
где Е_обш, Е_стр – модули упругости первого рода материала обшивки и стрингеров

мм

мм

мм².

мм²

Из конструктивных соображений и безопасности полета принимаем площадь сечения пояса первого лонжерона в сжатой зоне равное 230 мм².

мм².

Принимаем 100 мм².

ритические напряжения в стрингере вычисляют, исходя из расчета стрингеров на местную и общую потерю устойчивости и затем выбирают минимальное значение.

Местная потеря устойчивости в стрингере может возникнуть только для висячей полки уголка
(27)
где к = 0,46 для висячей полки уголка, в и δ - высота и толщина полки.



Критические напряжения при общей потере устойчивости стрингера вычисляют как для балки, защемленной по концам
, (28)
где: с – коэффициент, учитывающий заделку, для жесткой заделки равен 4; - шаг нервюр; - радиус инерции; - момент инерции висячей полки стрингера относительно оси х (рисунок 6); F – площадь сечения стрингера
о бшивка полка стрингера



Рисунок 6 - Иллюстрация определения момента инерции
Найдем момент инерции висячей полки стрингера относительно оси х:







Для расчета критических напряжений в обшивке используют формулу
(29)
полагают и - расстояние между стрингерами, δ – толщина обшивки.



Затем проверяем нижнюю панель крыла на сжатие по расчетному случаю Д, чтобы определить правильно ли выбраны площади сечений элементов крыла для отрицательных нагрузок. Панель удовлетворяет случаю Д, если выполняется неравенство

, где .






Условие выполняется, следовательно, площади сечений элементов крыла для отрицательных нагрузок выбраны правильно.

4.4 Подбор толщин стенок лонжеронов

Подбор толщин стенок лонжеронов ведется из условия работы их на сдвиг под действием поперечной силы Q_у (с учетом конусности крыла).

Толщина стенки первого лонжерона
; ; (30)
где Т_ст1 – поперечная сила, действующая на стенку первого лонжерона,
- расчетный изгибающий момент, определенный по эпюре для рассматри

ваемого сечения крыла, - поперечная сила, определенная по эпюре для рассматриваемого сечения крыла, - средний угол конусности крыла, равный полусумме углов конусности переднего и заднего лонжеронов.

Приближенно угол конусности крыла вычисляют по формуле
(31)
где с_к; с_кц – относительные толщины корневого и концевого сечения крыла; в_к; в_кц - корневая и концевая хорды крыла.









Разрушающее касательное напряжение для стенок принимают





Толщина стенки второго лонжерона определяется аналогично
; ; (32)






Полученные в результате расчета толщины стенок первого и второго лонжеронов округляем до ближайших, больших стандартных толщин обшивок: принимаем δ_{ст 1}= 1,5 мм, δ_{ст 2} = 1,0 мм.

Список литературы

1. 
   Проектировочный расчет крыла самолета на прочность: Методические указания к выполнению курсового проекта по дисциплине "Расчет самолета на прочность" / Сост.: Р.И. Гусева. – Комсомольск-на-Амуре: ГОУВПО "КНАГТУ", 2006. – 26 с.
   
2. 
   Летные и технико-экономические характеристики «Су-26»
   
3. 
   Стригунов В.М. Расчет самолета на прочность: Учебник для авиационных вузов. – М.; Машиностроение, 1984. – 376 с., ил.
   
4. 
   С.Н. Кан, И.А. Свердлов. Расчет самолета на прочность: Учебник для авиационных вузов. – М., Машиностроение, 1966 – 520 с., ил.
   
5. 
   Шульженко М.Н., Конструкция самолетов.Изд. 3-е, перераб. и доп. – М.: Машиностроение, 1971. – 416 с.