Курсового проекта

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ (МИНТРАНС РОССИИ)

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА (РОСАВИАЦИЯ)

ФГБОУ ВПО «САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ»

Кафедра Авиационной техники

НАГРУЗКИ ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КРЫЛО ВОЗДУШНОГО СУДНА

И ЕГО РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ

Курсовое проектирование

Методические указания для студентов по специальности 162001 - Эксплуатация воздушных судов и организация

воздушного движения

Санкт-Петербург 2016

Цель, задачи, содержание и порядок выполнения

курсового проекта

Цель курсового проекта – более глубокое и детальное ознакомление студентов с особенностями конструкции крыла воздушного судна и овладение практическими приемами расчета на прочность элементов крыла воздушного судна.

Для достижения указанной цели, т.е. проверки возможности разрушения наиболее нагруженного сечения крыла самолета необходимо решить следующие основные задачи:

Ø выбрать расчетную схему крыла;

Ø определить силы, действующие на самолет в целом в заданном варианте его нагружения и привести их к выбранной расчетной схеме крыла;

Ø из уравнений равновесия расчетной схемы крыла определить неизвестные реакции фюзеляжа на крыло;

Ø построить эпюры поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов в сечениях крыла по его размаху;

Ø определить место расположения на размахе крыла наиболее нагруженного сечения и рассчитать наиболее опасные напряжения в элементах сечения крыла;

Ø сравнить вызванные нагружением крыла и полученные расчетом нормальные и касательные напряжения с напряжениями, при которых материал данной конструкции крыла не получит недопустимых остаточных деформаций или не разрушится;

Ø сделать вывод о работоспособности крыла данного самолета.

Курсовой проект по расчету крыла самолета на прочность состоит из следующих разделов:

Введения

1. Определения исходных данных(выбор прототипа ВС)

2. Определение и распределение аэродинамических и массовых нагрузок, действующих на крыло.

3. Выбор и обоснование конструктивно-силовой схемы крыла.

4. Вычисление и построение эпюр действующих на агрегат сил и моментов.

5. Проектировочный расчет основных силовых элементов крыла, с целью определения их размеров и сечений в характерных местах агрегата.

6. Поверочный расчет элементов спроектированного агрегата от действия внешних нагрузок.

7. Заключения

В курсовом проекте может производиться расчет следующих агрегатов:

1. Крыло легкого самолета.

2. Поворотная часть крыла или ОЧК.

3. Центроплан крыла.

В данном методическом пособии подробно рассмотрены вопросы расчета на прочность крыла самолета.

Введение

Указывается актуальность темы курсового проекта. Определяется основная цель, объект и предмет проектирования. Ставятся основные задачи

курсового проектирования

Выбор исходных данных

Представляются, коротко, сведения о воздушном судне прототипе. Общий вид воздушного судна прототипа, с указанием основных геометрических размеров. И составляется таблица основных лётно –технических характеристик воздушного судна прототипа и геометрических характеристик его крыла.

Примерный перечень характеристик указан в таблице 1.1.

Таблица 1.1

Параметр	Значение	Единица измерения
Летные-технические характеристики самолета
масса взлетная	165000	кг
масса топлива	85000	кг
площадь крыла	279, 55	м2
размах крыла	43, 3	м
угол стреловидности	35
диаметр фюзеляжа	3, 94	м
хорда корневая	9, 2	м
хорда концевая	2, 2	м
расстояние между ц.м. и г.о.	26, 4	м
расстояние между ц.м. и в..	23, 38	м
расстояние от ц.д. в.о до оси фюзеляжа	4, 7	м
расстояние от оси двигателя до ц.м. ВС	1, 92	м
расстояние от ц.д. до оси самолета	11, 0	м
тяга одного двигателя max	110(*4)	kH
размах элеронов	41, 4	м
Геометрические характеристики силовых элементов крыла
относительная толщина	0, 115
толщина верхней обшивки	0, 5	см
толщина нижней обшивки	0, 45	см
площадь стрингера на верхней панели	5, 5	см2
число стрингеров на верхней панели	17	шт
площадь стрингера на нижней панели	4, 2	см2
число стрингеров на нижней панели	15	шт
площадь передней верхней полки	13, 0	см2
площадь задней верхней полки	14, 0	см2
площадь передней нижней полки	12, 0	см2
площадь задней нижней полки	13, 0	см2
толщина передней стенки лонжерона	0, 5	см
толщина задней стенки лонжерона	0, 6	см

Основными исходными данными для расчета крыла на прочность являются:

1. Взлетный вес самолета G и максимальная эксплуатационная перегрузка n^Э_ymax. Определяются прототипом и классом самолета. Вес агрегата G_агр.

2. Расчетный случай, определяющий совокупность и характер нагрузок на самолет.

3. Геометрические параметры крыла. Определяются прототипом самолета.

Для дальнейших расчетов могут понадобятся следующие данные:

W – скорость вертикального порыва м/сек;

g – ускорение свободного падения, м/сек;

m _пол = 0, 9 ∙ m _взл, кг;

m _т = 0, 85 ∙ m _{т маx}, кг;

m _k = 0, 125 ∙ m _взл, кг;

ρ _н – атмосферное давление (кг/м³);

V_пол - скорость полета, км/ч;

длинна средней аэродинамической хорды самолета, (м);

∆ x = b _сах c - расстояние между ц.м. ВС и ц.д. общей аэродинамической подъемной силы, м;

расстояние между ц.м ВС и ц.д сили возникающей на горизонтальном оперение с учетом центровки, м;

Расстояние от ц.д вертикального оперения до оси фюзеляжа для низкоплана, м;

расстояние между ц.м ВС и ц.д сили возникающей на вертикальном оперение с учетом центровки м;

масса одной главной опоры шасси;

масса передней опоры шасси кг;

масса шасси, кг.