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

Для всех продольных элементов редукционные коэффициенты остаются равными редукционным коэффициентам девятого приближения, поскольку значения расчётных напряжений меньше или равны предельным. Полученные результаты редукционных коэффициентов приведены в таблице 5.10.

В десятом приближении определяется смещение центральной оси сечения относительно центральной оси девятого приближения. Поскольку ординаты продольных элементов , приведенные в таблице 4.2, определены относительно хорды, то по соответствующей формуле смещение определится как:

Определение ординат продольных ребер относительно центральной оси, -го приближения:

4. Вычисление осевого момента инерции сечения,

-го приближения:

5. Вычисление напряжений в продольных ребрах,

-го приближения:

Все результаты вычислений для десятого приближения представлены в таблице 5.10.
Таблица 5.10 – Десятое приближение



1	1	0,00139	0,2309	0,2309	-335,09	20	1	0,001349	-0,2096	-0,2096	304,08
2	0,9456	0,000273	0,2550	0,2550	-349,94	19	1	0,000255	-0,2222	-0,2222	322,36
3	0,9169	0,000273	0,2630	0,2630	-349,94	18	1	0,000255	-0,2262	-0,2262	328,17
4	0,9169	0,000273	0,2630	0,2630	-349,94	17	1	0,000255	-0,2292	-0,2292	332,52
5	0,9419	0,000273	0,2560	0,2560	-349,94	16	1	0,000255	-0,2302	-0,2302	333,97
6	0,9964	0,000273	0,2420	0,2420	-349,94	15	1	0,000255	-0,2302	-0,2302	333,97
7	1	0,000273	0,2230	0,2230	-323,63	14	1	0,000255	-0,2282	-0,2282	331,07
8	1	0,000273	0,1990	0,1990	-288,80	13	1	0,000255	-0,2252	-0,2252	326,72
9	1	0,000273	0,1730	0,1730	-251,08	12	1	0,000255	-0,2202	-0,2202	319,46
10	1	0,001178	0,1421	0,1421	-206,24	11	1	0,001133	-0,2073	-0,2073	300,74

6. Анализ результатов

-го приближения.

В верхней полке главного (первого) лонжерона напряжения меньше разрушающих:

В нижней полке главного лонжерона напряжения так же меньше разрушающих:

Напряжения в полках главного лонжерона не превышают разрушающие. Следовательно, можно выполнять девятое приближение.

Имеет место некоторый процент недонапряжения, особенно заметно недонагружение верхнего пояса заднего лонжерона.

Стрингеры с номерами 2…6 верхнего пояса редуцированы. Начиная со второго приближения все остальные продольные элементы сечения крыла стабильно недонапряжены. Поэтому значения их редукционных коэффициентов остаются неизменными. Расчёт останавливается после того, как стабилизировались значения всех характеристик сечения крыла: положение центра тяжести сечения; значение осевого момента инерции сечения; значения напряжений.

Не смотря на стабильность значений параметров, конструкция перетяжелена. При проектировании реальной конструкции следовало бы выполнить расчёты, направленные на повышение действующих напряжений вплоть до предельных. В частности, возможно снижении массы конструкции за счет уменьшение толщины обшивки нижнего пояса сечения.

7 Проверочный расчет крыла на сдвиг и кручение

Для проведения проверочного расчета крыла на сдвиг и кручения требуется определить нагрузки действующие в каждой панели обшивки в расчетном сечении крыла.

Поток касательных усилий, действующих в панелях обшивки замкнутого контура, можно определить, решив уравнение:

где

– площадь замкнутого контура до расчетной панели обшивки;

– усилие, действующее в замыкающей панели обшивки;

– усилие, действующее в k -той панели обшивки;

– площадь замкнутого контура до расчетной панели обшивки;

– крутящий момент в расчетном сечении.

Площадь замкнутого контура для панелей определяется измерением на профиле крыла в расчетном сечении построенном в масштабе 1:1 в системе автоматизированного проектирования AutoCAD с помощью встроенных программных средств. Методика измерения площади показана на рисунке 7.1, а для замыкающей панели контура и на рисунке 7.1, б для k-той панели контура. Результаты измерений приведены в таблице 7.1.

а – измерение площади замкнутого контура для замыкающей панели;

б – измерение площади замкнутого контура для k-той панели
Рисунок 7.1 – Методика определения площадей
Усилие, действующее в k-той панели обшивки определяется по формуле:

где

– поперечная сила, действующая в расчетном сечении;

– изгибающий момент, действующий в расчетном сечении;

– угол конусности крыла;

– максимальная высота профиля в рассматриваемого профиля;

– статический момент для ребра, предшествующего k-той панели;

– осевой момент инерции сечения;

В свою очередь статический момент определяется по формуле:

где

– площадь продольного ребра в последнем приближении;

– редукционный коэффициент последнего приближения;

– ордината продольного ребра в последнем приближении;

Для определения угла конусности воспользуемся соотношением:

Так как величины

неизвестны, но при расчете крыла принято допущение о том, что профиль является постоянным по всей длине сечения можно записать, что:

откуда:

Значения

определены ранее в разделе 3 данной курсовой работы и для расчетного сечения составляют:

Результаты вычислений усилий в панелях обшивки удобно представить в виде таблицы 7.2.
Таблица 7.2 – Вычисление усилий в панелях контура



2	0,014889	0,0003868	30,315205	1,983914
3	0,019103	0,0004526	32,938997	4,607705	20	0,008567	0,0003491	58,304627	29,97333
4	0,022941	0,0005184	35,5628	7,231508	19	0,009395	0,0002831	60,400199	32,06891
5	0,026821	0,0005843	38,186603	9,855312	18	0,009979	0,0003398	62,359373	34,02808
6	0,030725	0,0006501	40,810568	12,47928	17	0,010754	0,0003974	64,181116	35,84982
7	0,034280	0,0007110	43,434528	15,10324	16	0,011818	0,0004559	65,842694	37,5114
8	0,037287	0,0007653	46,05832	17,72703	15	0,012819	0,0005146	77,200138	48,86885
9	0,039776	0,0008125	48,682353	20,35106	14	0,013777	0,0005733	58,324572	29,99328
10	0,038305	0,0009799	51,237753	22,90646	13	0,015283	0,0006315	55,751828	27,42054
11	0,344439	0,0007451	53,700154	25,36886	12	0,013570	0,0006889	53,134845	24,80355