Конструкция и расчет планера самолета
Конструкция и расчет планера самолета
1
Министерство общего образования Российской Федерации
Новосибирский государственный технический университет
КОНСТРУКЦИЯ И РАСЧЕТ
ЭЛЕМЕНТОВ ПЛАНЕРА САМОЛЕТА НА ПРОЧНОСТЬ.
КРЫЛО.
Методические указания к выполнению курсовых
и дипломных проектов для студентов
III- V курсов (специальность 1301)
факультета летательных аппаратов
Новосибирск
2000
Составители: В.А. Бернс канд.техн.наук,
Е.Г. Подружин канд.техн.наук,
Б.К. Смирнов, техн.наук.
Рецензент: В.Л. Присекин, д-р.техн.наук, проф.
Работа выполнена на кафедре
самолето- и вертолетостроения
Новосибирский государственный
технический университет, 2000 г.
ЗАДАЧИ, СОДЕРЖАНИЕ И ПОРЯДОК ВЫПОЛНЕНИЯ
КУРСОВОГО ПРОЕКТА
Цель курсового проекта - более глубокое и детальное ознакомление студентов с особенностями конструкции самолета и овладение практическими приемами расчета на прочность элементов планера самолета.
Задание на курсовой проект предусматривает решение следующих задач:
Выбор прототипа самолета по его характеристикам, являющимися исходными данными к проекту.
Определение массовых и геометрических характеристик самолета, необходимых для расчета нагрузок, по выбранному прототипу, компоновка крыла.
Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности для заданного расчетного случая.
Определение нагрузок, действующих на крыло при выполнении самолетом заданного маневра, построение эпюр.
выбор типа конструктивно-силовой схемы крыла (лонжеронное, кессонное, моноблочное) и подбор параметров сечения (расстояния от корня крыла до расчетного сечения задается преподавателем).
Расчет сечения крыла на изгиб.
Расчет сечения крыла на сдвиг.
расчет сечения крыла на кручение.
Проверка обшивки крыла и стенок лонжерона на прочность и устойчивость.
Расчет на прочность элементов крыла (по указанию преподавателя).
Примечания.
Все расчеты проводятся на ПЭВМ, в пояснительную записку вставляется распечатка результатов расчета.
Необходимый объем расчетов из перечисленных разделов проекта назначается преподавателем индивидуально.
Оформление расчетно-пояснительной записки производится в соответствии с ГОСТ 2.105-79.
Защита курсового проекта проводится публично, всеми студентами группы в одно время.
Обозначения:
L - размах крыла;
S - площадь крыла;
- удлинение крыла;
- сужение крыла;
- относительная толщина профиля сечения крыла;
- относительная толщина профиля соответственно в корневом и
концевом сечениях крыла;
0,25 - стреловидность крыла по линии четвертей хорд;
G- взлетный вес самолета;
Gкр.- вес крыла;
b- текущая хорда крыла;
bкорн.- корневая хорда крыла;
bконц.- концевая хорда крыла;
f- коэффициент безопасности;
- максимальная эксплуатационная перегрузка в направлении оси Y;
P э- эксплуатационная нагрузка;
P - расчетная нагрузка;
- относительная циркуляция прямого плоского крыла;
- относительная циркуляция крыла с учетом стреловидности;
qаэр - погонная аэродинамическая нагрузка на крыло;
Qаэр- перерезывающая сила в сечении крыла от аэродинамической нагрузки;
Mаэр- момент аэродинамической нагрузки в сечении крыла;
qкр- погонная нагрузка от веса крыла;
Qкр - перерезывающая сила от веса крыла;
Mкр- момент силы веса в сечении крыла;
qтопл погонная нагрузка от веса баков с топливом;
Gтопл- вес топлива в крыльевых баках;
Qтопл - перерезывающая сила от веса баков с топливом;
Gагр - вес агрегатов и сосредоточенных грузов;
Mтопл - момент сил веса баков с топливом;
Qсоср - перерезывающая сила от сосредоточенных масс;
Mсоср - момент сосредоточенных инерционных сил;
N - растягивающее усилие, действующее в панели крыла;
- толщина обшивки;
H - высота лонжерона;
e - шаг стрингеров;
a - расстояние между нервюрами;
n - число стрингеров;
Fстр - площадь сечения стрингера;
Fл-н - площадь сечения полки лонжерона;
ст - толщина стенки лонжерона;
в - напряжение предела прочности материала;
кр , кр - напряжения потери устойчивости соответственно при сжатии и сдвиге;
E - модуль продольной упругости;
G - модуль сдвига;
- коэффициент Пуассона.
ПОРЯДОК ПРОЧНОСТНОГО РАСЧЕТА НА ПЭВМ
Расчет крыла самолета производится на ПЭВМ . Расчет разбит на несколько этапов. На первом этапе определяются нагрузки, действующие на крыло. Необходимая для этого информация вводится в ПЭВМ в диалоговом режиме в ответ на запросы появляющиеся на экране компьютера после запуска программы NAGR.EXE. В дальнейшем создается файл данных NAGR.DAT, куда заносится вводимая информация и в последующих расчетах можно менять исходные данные в файле данных.
Прежде чем воспользоваться программой NAGR.EXE, необходимо подготовить исходные данные к расчету нагрузок, что включает в себя выбор прототипа самолета, установление массовых и геометрических характеристик самолета, компоновку крыла, назначение величин эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности
При расчете нагрузок в ПЭВМ заносятся (бесформатный ввод) следующие параметры:
корневая и концевая хорды [м];
размах крыла [м];
коэффициент безопасности [б/р];
взлетный вес самолета [т];
эксплуатационная перегрузка [б/р];
относительная циркуляция ( 11 значений из табл. 1) [б/р];
угол стреловидности по линии четвертей хорд крыла [град];
относительная толщина профиля в корневом и концевом сечениях [б/р];
вес крыла [т];
количество топливных баков в крыле [б/р];
удельный вес топлива [т/м3];
относительные координаты начальных и концевых хорд баков [б/р];
начальные хорды баков [м];
концевые хорды баков [м];
расстояние от условной оси (рис.1) до линии ц.т. топлива в корневом и концевом сечениях крыла [м];
количество агрегатов [б/р];
вес агрегатов [т];
относительные координаты агрегатов [б/р];
расстояние от условной оси до ц.т. агрегатов [м];
расстояние от условной оси до линии ц. д. в корневом и концевом сечениях крыла [м];
расстояние от условной оси до линии ц. ж. в корневом и концевом сечениях крыла [м];
расстояние от условной оси до линии ц. т. в корневом и концевом сечениях крыла [м];
Результаты расчетов по программе NAGR.EXE заносятся в файл NAGR.DAT, в котором приведены с соответствующими комментариями введенные на первом этапе данные, а также выводятся рассчитанные программой площадь крыла, его сужение, удлинение, эксплуатационная и разрушающая нагрузки, действующие в крыле, и таблицы нагрузок, действующих в крыле от различных силовых факторов:
таблица аэродинамических нагрузок (табл.1);
таблица нагрузок от веса конструкции крыла (табл.2);
таблица нагрузок от веса баков с топливом (табл.3);
таблица нагрузок от сосредоточенных сил (табл.4)
таблица суммарных перерезывающих сил и изгибающих моментов от всех силовых факторов (табл.5);
таблица моментов всех сил, действующих на крыло, относительно оси zусл. (табл.6);
таблица изгибающих и крутящих моментов, действующих в сечениях нормальных оси жесткости крыла (табл.7);
На втором этапе с помощью программы REDUC.EXE осуществляется расчет крыла на изгиб методом редукционных коэффициентов. Подготовка исходных данных для программы REDUC.EXE заключается в выборе типа силовой схемы крыла, подборе параметров расчетного сечения (см. п. 5.1-5.3). Методика расчета сечения крыла на изгиб методом редукционных коэффициентов изложена в п. 6.1.
Исходными данными для программы REDUC.EXE (для программы реализован ввод исходных данных в двух режимах - диалоговом и файловом) являются:
число стрингеров на верхней панели крыла [б/р];
число стрингеров на нижней панели крыла [б/р];
высоты и толщины свободных полок стрингеров в сжатой (верхней) панели крыла [см];
площади поперечных сечений стрингеров [см2];
моменты инерции стрингеров верхней панели [см4];
координаты x,y центров тяжести стрингеров [см];
модули упругости материалов стрингеров и лонжеронов [кг/см2];
толщины обшивки на верхней и нижней панелях крыла [см];
число лонжеронов [б/р];
площади поперечных сечений лонжеронов [см2];
координаты x,y центров тяжести полок лонжеронов [см];
высоты лонжеронов [см];
напряжения предела прочности для материалов лонжеронов и стрингеров [кг/см2];
изгибающий момент [кгсм];
шаг нервюр [см];
шаг стрингеров в сжатой и растянутой панелях крыла[см];
Результаты расчета программы REDUC.EXE являются таблицы помещаемые в файл REZ.DAT, в которых для каждой итерации приводятся следующие величины:
номера стрингеров и лонжеронов;
площади сечений стрингеров и лонжеронов;
суммарная площадь сечений подкрепляющих элементов с присоединенной обшивкой;
величины редукционных коэффициентов;
критические напряжения в стрингерах при общей потере устойчивости;
критические напряжения в стрингерах при местной потере устойчивости;
допускаемые напряжения в стрингерах и лонжеронах;
действительные напряжения в стрингерах и лонжеронах.
Кроме перечисленной информации формируются два файла данных CORD.DAT и DAN.DAT. В первый из этих файлов заносятся координаты x,y центров тяжести стрингеров, а во второй остальная информация, вводимая в диалоговом режиме при первом обращении к программе, что позволяет при дальнейшей работе с программой корректировать вводимую информацию более эффективно.
На третьем этапе производится расчет сечения крыла на сдвиг и кручение. Методика расчета сечения крыла на сдвиг и кручение изложена в п. 7.1, 8.1, 8.2. Программы для этих расчетов составляются самостоятельно.
На четвертом этапе производится подготовка заключения о прочности крыла. Подготовка данного заключения производится в соответствии с п. 9.
На пятом этапе производится проектирование и расчет на прочность элемента крыла. Проектированию подлежит элемент, указанный преподавателем.
Расчет на прочность элемента крыла подразумевает разработку расчетной схемы; определение нагрузок, действующих на данный элемент; расчет напряжений; подбор характеристик элемента из условия его прочности.
МЕТОДИКА РЕШЕНИЯ ЗАДАЧ КУРСОВОГО ПРОЕКТА
I. Выбор прототипа самолета по его характеристикам
Исходными данными к проекту являются следующие характеристики: размах крыла L, площадь крыла S, сужение крыла ?, относительная толщина профиля в корневом и концевом сечениях крыла, стреловидность крыла по линии четвертей хорд ?0,25 , взлетный вес самолета G, расчетный случай (А, А?, В и т.д.). По геометрическим и массовым характеристикам самолета определяется его прототип, например, по работам [9-13].
2. Установление массовых и геометрических характеристик самолета, компоновка крыла
Для найденного прототипа выясняются особенности компоновки крыла (количество и расположение двигателей, шасси, топливных баков, органов управления, механизации, сосредоточенных грузов на узлах внешней подвески), вес топлива и агрегатов, расположенных на крыле. В случае, если массовые характеристики агрегатов не удается найти в литературе, то их величины определяются (по согласованию с преподавателем) с использованием статистических данных для рассматриваемого типа самолетов [1].
С использованием найденных геометрических характеристик выполняется эскиз крыла в масштабе 1:5, 1:6, 1:10, 1:25, производится его компоновка (размещение лонжеронов, топливных баков, шасси, двигательных установок, различных грузов и т.д.). Геометрические характеристики крыла, необходимые для его построения, определяются по формулам:
, ,
Угол стреловидности крыла ? задан по линии, проходящей через четверти хорд (рис. 1). На крыле, вычерченном в масштабе, необходимо нанести линию центров тяжести, линию, проходящую через четверти хорд, линию центров давления, условные оси координат и разбить крыло на сечения ;. Здесь .
3. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности
Величина эксплуатационной перегрузки и коэффициент безопасности для заданного самолета и расчетного случая назначается с использованием работ [2,3,5,6,7] и лекционного материала. В тексте пояснительной записке необходимо обосновать выбор числовых значений этих параметров. В зависимости от степени потребной маневренности все самолеты делятся на три класса
Класс А - маневренные самолеты, к которым относятся самолеты, совершающие резкие маневры, например истребители (). Кратковременно перегрузка для таких самолетов может достигать 1011 единиц.
Класс Б - ограниченно маневренные самолеты, которые совершают маневр, в основном, в горизонтальной плоскости ().
Класс В - неманевренные самолеты, не совершающие сколь-нибудь резкого маневра ().
Транспортные и пассажирские самолеты относятся к классу В, бомбардировщики к классу Б или В. Истребители относятся к классу А.
Все разнообразие нагрузок, действующих на самолет, сводится к расчетным режимам или расчетным случаям, которые сведены в специальный документ [6]. Обозначаются расчетные случаи буквами латинского алфавита с индексами. В таблице 1 приведены некоторые расчетные случаи нагружения самолета в полете.
Коэффициент безопасности f назначается от 1,5 до 2,0 в зависимости от продолжительности действия нагрузки и повторяемости ее в процессе эксплуатации.
Максимальную эксплуатационную перегрузку при маневре самолета с убранной взлетно-посадочной механизацией определяют следующим образом
при m 8000 кг
при m 27500 кг
Для промежуточных значений полетной массы перегрузка определяется по формуле
4. Определение нагрузок, действующих на крыло
Конструкция крыла рассчитывается по разрушающим нагрузкам
,
4.1 Определение аэродинамических нагрузок
Аэродинамическая нагрузка распределяется по размаху крыла в соответствии с изменением относительной циркуляции (при вычислении коэффициента влиянием фюзеляжа и мотогондол можно пренебречь). Значения следует брать из работы [4], где они задаются в виде графиков или таблиц для различных сечений крыла в зависимости от его характеристик (удлинения, сужения, длины центроплана и т.д.). Можно воспользоваться данными приведенными в таблице 2.
Таблица 2
Распределение циркуляции по сечениям для трапецевидных крыльев
Расчетная погонная аэро-динамическая нагрузка (направление qаэр. прибли-женно можно считать перпендикулярным плос-кости хорд крыла) для плоского крыла при
(1)
Для крыльев со стрело-видностью
, (2)
где
(3)
При учете стреловидности не принимается во внимание крутка крыла. Для крыльев со стреловидностью ? › 35о формула (3) дает ошибку в значениях циркуляции до 20 %.
Методика расчета для неплоских крыльев любой формы изложена в работе [1].
По эпюре распределенных нагрузок qаэр, вычисленных для 12 сечений по формулам (1) или (2), строятся последовательно эпюры Qаэр. и Mаэр.. Используя известные дифференциальные зависимости, находим
Интегрирование проводится численно, используя метод трапеций (рис.2). По результатам вычислений строятся эпюры изгибающих моментов и перерезывающих сил.
4.2 Определение массовых и инерционных сил
4.2.1 Определение распределенных сил от собственного веса конструкции крыла. Распределение массовых сил по размаху крыла с незначительной погрешностью можно считать пропорциональным аэродинамической нагрузке
,
или пропорционально хордам
Погонная массовая нагрузка приложена по линии центров тяжести сечений, расположенной, обычно, на 40-50% хорды от носка. По аналогии с аэродинамическими силами определяются Qкр. и Mкр.. По результатам вычислений строят эпюры.
Страницы: 1, 2
|