Студопедия

Главная страница Случайная страница

КАТЕГОРИИ:

АвтомобилиАстрономияБиологияГеографияДом и садДругие языкиДругоеИнформатикаИсторияКультураЛитератураЛогикаМатематикаМедицинаМеталлургияМеханикаОбразованиеОхрана трудаПедагогикаПолитикаПравоПсихологияРелигияРиторикаСоциологияСпортСтроительствоТехнологияТуризмФизикаФилософияФинансыХимияЧерчениеЭкологияЭкономикаЭлектроника






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 nЭymax. Определяются прототипом и классом самолета. Вес агрегата Gагр.

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);

Vпол - 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.


Поделиться с друзьями:

mylektsii.su - Мои Лекции - 2015-2024 год. (0.008 сек.)Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав Пожаловаться на материал