Конструкция и расчет планера самолета (стр. 1 из 7)
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:
1. Выбор прототипа самолета по его характеристикам, являющимися исходными данными к проекту.
2. Определение массовых и геометрических характеристик самолета, необходимых для расчета нагрузок, по выбранному прототипу, компоновка крыла.
3. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности для заданного расчетного случая.
4. Определение нагрузок, действующих на крыло при выполнении самолетом заданного маневра, построение эпюр.
5. выбор типа конструктивно-силовой схемы крыла (лонжеронное, кессонное, моноблочное) и подбор параметров сечения (расстояния от корня крыла до расчетного сечения задается преподавателем).
6. Расчет сечения крыла на изгиб.
7. Расчет сечения крыла на сдвиг.
8. расчет сечения крыла на кручение.
9. Проверка обшивки крыла и стенок лонжерона на прочность и устойчивость.
10. Расчет на прочность элементов крыла (по указанию преподавателя).
Примечания.
1. Все расчеты проводятся на ПЭВМ, в пояснительную записку вставляется распечатка результатов расчета.
2. Необходимый объем расчетов из перечисленных разделов проекта назначается преподавателем индивидуально.
3. Оформление расчетно-пояснительной записки производится в соответствии с ГОСТ 2.105-79.
4. Защита курсового проекта проводится публично, всеми студентами группы в одно время.
Обозначения:
L - размах крыла;
S - площадь крыла;
l- удлинение крыла;
h- сужение крыла;
- относительная толщина профиля сечения крыла; 
- относительная толщина профиля соответственно в корневом иконцевом сечениях крыла;
c0,25 - 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;
d - 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;
dст - толщина стенки лонжерона;
sв - напряжение предела прочности материала;
sкр , tкр - напряжения потери устойчивости соответственно при сжатии и сдвиге;
E - модуль продольной упругости;
G - модуль сдвига;
n - 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 [кг×см];
- 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;