Файл: Иркутский национальный исследовательский технический университет институт заочновечернего обучения Кафедра Самолётостроения и эксплуатации авиационной техники.docx

Площадь замкнутого контура для замыкающий панели обшивки по результатам измерений составила:

Решая приведенное уравнение относительно составляющей :

получим значение нагрузки в замыкающей панели:


Зная погонные касательные силы , найдем касательные напряжения в наиболее нагруженной панели контура:

Сравним их с критическими касательными напряжениями для этой панели контура:


Так как критические касательные напряжения больше действующих в панели:


можно сделать вывод о том, что выбранная толщина панелей обшивки и стенок лонжеронов является достаточной и прочность крыла обеспечена.

6 Эскизы сечения продольных ребер

а) верхняя полка первого лонжерона с полосой присоединенной обшивки;

б) верхний стрингер с полосой присоединенной обшивки;

в) верхняя полка второго лонжерона с полосой присоединенной обшивки;

г) нижняя полка первого лонжерона с полосой присоединенной обшивки;

д) нижний стрингер с полосой присоединенной обшивки;

е) нижняя полка второго лонжерона с полосой присоединенной обшивки.
Рисунок 6.1 - Сечения продольных ребер крыла
На основе данных, полученных в ходе выполнения проектировочного и проверочного расчетов выполняются эскизы сечений продольных ребер крыла, изображенные на рисунке 6.1.

Таким образом расчетное поперечное сечение крыла будет иметь форму представленную на рисунке 6.2.

---

Рисунок 6.2 – Расчетное поперечное сечение крыла

На основании проверочного и проектировочного расчетов выполняется построение эскиза конструктивно-силовой схемы спроектированного полукрыла (рисунок 6.3):



Рисунок 6.3 – Эскиз КСС спроектированного крыла

Заключение

Выполнение данной курсовой работы позволило приобрести и закрепить практические навыки необходимые для конструирования крыла самолета.

Первая часть курсовой работы включает в себя анализ, вычисления и построения схематизации внешних и внутренних сил, действующих на конструкцию крыла. Исходными данными для расчета послужили геометрические параметры и тактико-технические характеристики самолета-прототипа, в качестве которого выступил турбовинтовой пассажирский самолет Ан-24. На основе этих данных было построено эквивалентное полукрыло, в сечениях которого были построены эпюры соответствующих внутренних силовых факторов, а именно поперечной силы Q_y и изгибающего момент M_x, необходимые для последующих проектировочного и проектировочного расчетов, также как и геометрические размеры полученного эквивалентного полукрыла.

Исходными данными для проектировочного расчета послужили полученные на предыдущем этапе длины центральной хорды полукрыла и хорды в расчетном сечении , величины поперечной силы Q_y, изгибающего момента M_x и крутящегоM_z момента в расчетном сечении. Также в перечень исходных данных входят координаты характерных точек профиля крыла, взятые из атласа авиационных профилей. В ходе второй части курсовой работы в выбранном сечении полученного эквивалентного полукрыла определены площади поясов, толщины обшивки, количество, шаг и геометрия стрингеров, геометрия лонжеронов. Согласно полученным данным выполнено построение уточненной геометрии расчетного сечения крыла в системе автоматизированного проектирования AutoCAD. Полученные геометрические размеры, разрушающие напряжения и координаты всех продольных ребер необходимы для последующего проверочного расчета.

---

Для проверки достоверности проектировочного расчета был проведен проверочной расчет спроектированного сечения крыла на изгиб методом редукционных коэффициентов. Помимо данных, полученных в проектировочном расчете, также необходимо воспользоваться полученным в первой части значением изгибающего момента M_x в расчетном сечении для определения напряжений в продольных ребрах. Полученные данные говорят о том, что часть стрингеров верхнего пояса напряжения достигли разрушающих, поэтому такие стрингеры были редуцированы. Напряжения в поясах лонжеронов не превысили критических, поэтому, геометрия, полученная на этапе проектировочного расчета, была утверждена окончательно. Для наглядности полученных результатов были выполнены эскизы сечений продольных элементов в расчетном сечении крыла с обозначение всех размеров, полученных в ходе расчета. На этом проектирование крыла в рамках данной курсовой работы считается завершенным.

Список использованных источников

1. 
   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/ В.А. Бернс, Е.Г. Подружин, Б.К. Смирнов. – Новосибирск: НГТУ, 2000 – 31 с.
   
2. 
   Практическая аэродинамика самолета Ан-24. Богославский Л. Е. Изд. 2-е, перераб. и доп. Изд-во «Транспорт», 1972 г., - 200 с.
   
3. 
   Конструкция и прочность самолетов и вертолетов. Воскобойник М. С., Лагосюк Г. С. Миленький Ю. Д., Миртов К. Д., Осокин Д. П., Скрипка М. Л., Ушаков В. С., Черненко Ж. С. Изд-во «Транспорт», 1972 г., - 440 с.
   
4. 
   Ендогур А.И. Конструкция самолетов. Конструирование агрегатов планера: Учебник. — М.: Изд-во МАИ-ПРИНТ, 2012. - 496 с.
   
5. 
   Конструкция самолетов. Житомирский Г.И. М.: Изд-во Машиностроение, 2-е изд., 1995 г. - 415 с.
   
6. 
   Кан С.Н., Свердлов И. А. Расчет самолета на прочность: Учебник. – М. Изд. Машиностроение, 1966. - 520с.
   
7. 
   СТО 005-2020 «Система менеджмента качества. Учебно-методическая деятельность. Оформление курсовых проектов (работ) и выпускных квалификационных работ технических направлений подготовки и специальностей». – Иркутск: ИРНИТУ, 2015 - 36 с.
   

---