Файл: Иркутский национальный исследовательский технический университет институт заочновечернего обучения Кафедра Самолётостроения и эксплуатации авиационной техники.docx
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 04.12.2023
Просмотров: 344
Скачиваний: 3
ВНИМАНИЕ! Если данный файл нарушает Ваши авторские права, то обязательно сообщите нам.
СОДЕРЖАНИЕ
2 Схематизация нагрузок, действующих на конструкцию крыла в полете
2.1 Построение эквивалентного крыла
2.2 Определение действующих нагрузок
3 Построение эпюр внутренних силовых факторов, действующих в сечениях эквивалентного полукрыла
4 Проектировочный расчет крыла
4.1 Схематизация расчетного сечения
4.2 Проектировочный расчет поясов расчетного сечения
4.2.1 Схематизация действия изгибающего момента
4.2.2 Проектировочный расчет верхнего пояса сечения
4.2.3 Проектировочный расчет полок лонжеронов
4.2.4 Проектировочный расчет нижнего пояса сечения
4.3 Проектировочный расчет стенок лонжеронов
4.4 Определение координат центров тяжести продольных элементов в сечении кессона
5 Проверочный расчет крыла на изгиб методом редукционных коэффициентов или методом В. Н. Беляева
5.1 Краткое описание методики выполнения проверочного расчета
7 Проверочный расчет крыла на сдвиг и кручение
Министерство науки и высшего образования Российской Федерации
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение
высшего образования
ИРКУТСКИЙ НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ
Институт заочно-вечернего обучения
Кафедра «Самолётостроения и эксплуатации авиационной техники»
| Допускаю к защите | |
| | подпись |
| Руководитель | О.В.Артамонов |
| | И.О.Фамилия |
Проектирование крыла самолета, прототип _____
наименование темы
ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА
к курсовой работе по дисциплине
«Конструирование самолетов»
| 1.030.00.00-ПЗ |
| обозначение документа |
| Выполнил студент группы | СМз-17-Х | | | | | ||
| | шифр группы | | подпись | | И.О.Фамилия | ||
| Нормоконтроль | | | | | О.В. Артамонов | ||
| | | | подпись | | И.О.Фамилия | ||
| Курсовая работа защищена с оценкой | | | |||||
Иркутск, 2023 г.
Министерство науки и высшего образования Российской Федерации Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования
ИРКУТСКИЙ НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ
ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ
ЗАДАНИЕ
НА КУРСОВУЮ РАБОТУ
По курсу Конструирование самолетовСтуденту
(фамилия, инициалы)Тема проекта «Проектирование крыла самолета, прототип Ан-24», вариант №30
Исходные данные
| 1 | Размах крыла, м | 29,2 |
| 2 | Коэффициент безопасности | 1,5 |
| 3 | Эксплуатационная перегрузка | 2,0 |
| 4 | Взлётная масса самолёта, кг | 21000 |
| 5 | Масса топлива, кг | 4850 |
| 6 | Масса крыла, кг | 2520 |
| 7 | Масса силовой установки, кг | 600 |
| 8 | Масса стоек шасси, кг | 400 |
| 9 | Центральная хорда, м | 3,2 |
| 10 | Концевая хорда, м | 1,1 |
| 11 | Угол стреловидности, ° | 2,50 |
Рекомендуемая литература:
1. Прочность конструкций: учеб. пособие / О.В. Артамонов. – Иркутск: Изд-во ИрГТУ, 2009. – 96с.
2. СИСТЕМА МЕНЕДЖМЕНТА КАЧЕСТВА. Учебно-методическая деятельность. Оформление курсовых проектов (работ) и выпускных квалификационных работ технических специальностей. СТО ИРНИТУ 005-2020
3. Электронный ресурс
Графическая часть на ______________ листах.
Дата выдачи задания “ ” ________________2022г.
Дата представления проекта руководителю “_____” 2022г.
Руководитель курсовой работы Артамонов О.В.
Содержание
1 Исходные данные 6
2 Схематизация нагрузок, действующих на конструкцию крыла в полете 7
2.1 Построение эквивалентного крыла 7
2.2 Определение действующих нагрузок 8
3 Построение эпюр внутренних силовых факторов, действующих в сечениях эквивалентного полукрыла 13
4 Проектировочный расчет крыла 18
4.1 Схематизация расчетного сечения 18
4.2 Проектировочный расчет поясов расчетного сечения 20
4.2.1 Схематизация действия изгибающего момента 20
4.2.2 Проектировочный расчет верхнего пояса сечения 21
4.2.3 Проектировочный расчет полок лонжеронов 26
4.2.4 Проектировочный расчет нижнего пояса сечения 27
4.3 Проектировочный расчет стенок лонжеронов 29
4.4 Определение координат центров тяжести продольных элементов в сечении кессона 30
5 Проверочный расчет крыла на изгиб методом редукционных коэффициентов или методом В. Н. Беляева 37
5.1 Краткое описание методики выполнения проверочного расчета 37
5.2 Первое приближение 38
5.3 Второе приближение 39
5.4 Третье приближение 41
5.5 Четвертое приближение 43
5.6 Пятое приближение 45
5.7 Шестое приближение 49
5.8 Седьмое приближение 51
5.9 Восьмое приближение 53
5.10 Девятое приближение 55
5.11 Десятое приближение 57
7 Проверочный расчет крыла на сдвиг и кручение 60
6 Эскизы сечения продольных ребер 64
Заключение 67
Список использованных источников 68
Выполнение курсовой работы по дисциплине Конструирование самолетов является важным этапом в обучении инженера авиационной специальности.
Целью данной курсовой работы является глубокое и детальное ознакомление с особенностями конструкции самолета и овладение практическими приемами конструирования элементов планера самолета.
Расчет на прочность – это исследование, осуществляемое с целью определения безопасной эксплуатации объекта в конкретных условиях и при конкретных нагрузках.
Расчет на прочность сводится к требованию, чтобы наибольшие напряжения в элементе конструкции (нормальные, касательные либо определенная комбинация этих напряжений) не превосходили некоторой допустимой для данного материала величины.
При создании любого инженерного устройства и ЛА, в частности, приходится иметь дело с двумя видами расчетов: проектировочным и проверочным.
Цель проектировочного расчета - определение основных размеров конструкции по ее заданным габаритным размерам и внешним нагрузкам.
На этапе проектировочного расчета на прочность известна конструктивно-компоновочная схема конструкции, но размеры ее составных частей неизвестны или требуют дальнейшего уточнения в процессе итераций.
При проверочном расчете, напротив, используется полностью готовая конструкция, с известными размерами конструктивных элементов.
Цель проверочного расчета - оценка степени массового и конструктивного совершенства готовой конструкции.
В качестве прототипа для расчетов в данной курсовой работе выбран турбовинтовой пассажирский самолет Ан-24.
Разработка нового двухдвигательного пассажирского самолёта Ан-24, предназначенного для эксплуатации на местных авиалиниях, началась в ГСОКБ-473 имени О. К. Антонова в 1958 году в соответствии с постановлением СМ СССР № 1417-656 от 18 декабря 1957 года. Согласно заданию, самолёт должен был перевозить пассажиров с эквивалентной нагрузкой 4000 кг на расстояние до 2600 км с крейсерской скоростью 450 км/ч. Предусматривалось применение двигателей АИ-24.
Первый полёт Ан-24 совершил 20 октября 1959 года, за его штурвалом находился экипаж лётчика-испытателя Г. И. Лысенко. В 1961 году проходили заводские и государственные испытания. Серийное производство самолёта началось в начале 1962 года на заводе № 473 в Киеве. В сентябре 1962 года состоялся первый технический рейс с пассажирами. 31 октября 1962 года началась эксплуатация самолёта на трассе Киев — Херсон.
Совершенствование Ан-24 в процессе серийного производства продолжалось непрерывно. За годы выпуска самолетов было разработано и введено в эксплуатацию множество модификаций самого разного назначения.
В советское время Ан-24 был одним из самых востребованных самолётов и обеспечивал треть пассажирооборота в стране. Причина высокого спроса на лайнер заключалась в его возможности совершать посадку на небольшие неподготовленные аэродромы и грунт.
Производство самолёта продолжалось до 1979 года. С 1962 по 1979 год было выпущено более 1200 машин, из них 1028 выпустил Киевский авиационный завод «Авиант». Также Ан-24 производился в Китае под названием Xian Y-7.
Эксплуатация самолета продолжается в ряде стран до сих пор.
Современные модификации самолета имеют следующие лётно-технические характеристики:
Экипаж: 3—5 человек;
Грузоподъёмность: 6500 кг;
Длина: 23,53 м;
Размах крыла: 29,20 м;
Высота: 8,32 м;
Нормальная взлётная масса: 21 000 кг;
Масса топлива во внутренних баках: 4850 кг;
Силовая установка: 2 × ТВД АИ-24;
Мощность двигателей: 2 × 2550;
Крейсерская скорость: 460 км/ч (на высоте 6000 м);
Практическая дальность: 1850 км;
Практический потолок: 7700 м.
По аэродинамической компоновке Ан-24 представляет собой двухмоторный турбовинтовой высокоплан нормальной аэродинамической схемы с углом стреловидности 6°50' по линии 25% хорд и однокилевым оперением.
Стреловидность крыла в некоторой степени снижает сопротивления крыла на режиме максимальной скорости. Но в данном случае она необходима для создания расчетного сужения крыла (η = 2,92). Наличие ее улучшает все виды устойчивости самолета.
Геометрические очертания крыла образованы набором двояковыпуклых толстых, ламинизированных профилей со средней линией, имеющей выпуклость (прогиб) вверх.
Крыло самолета цельнометаллическое, высокорасположенное свободнонесущее. Крыло имеет разъемы по нервюрам № 7 и № 12 и делится на центроплан, две средние (СЧК) и две отъемные части (ОЧК). С точки зрения силовой схемы крыло кессонного типа. На крыле крепятся главные опоры шасси и гондолы двигателей, в которые они убираются в полете.
Кессон крыла образован лонжеронами, стрингерами, нервюрами и панелями обшивки. Обшивка крыла имеет различную толщину на разных участках. Носки крыла для предотвращения обледенения имеют воздушный обогрев. В хвостовых частях крыла размещены трансмиссия управления закрылками и тяги управления элеронами.