Файл: Курсовая работа по дисциплине Прочность конструкций летательных аппаратов.doc

Элемент цилиндрический участка представлен на рисунке 1.3.


Рисунок 1.3
Для цилиндрического участка имеем .

Следовательно .

Участок 3 (конический)
Конический участок №3 представлен не рисунке 1.4.

Рисунок 1.4
Угол конусности вычисляется по формуле



Аналогично участкам №1 и №2 вычислим по формуле:



Где



Тогда



Погонная продольная нагрузка от нормального давления вычисляется по формуле



Определим продольную силу всего летательного аппарата путем суммирования отдельных участков.

,

где

- номер участка.

Тогда


Продольную силу , вызванную трением, можно представить как некоторую долю от силы всего летательного аппарата

.

Где

---

- опытный коэффициент. Принимаем .

Тогда



Рассчитаем погонную нагрузку , вызванную поверхностным трением

.

Где

- половина площади продольного сечения тела (рисунок 1.5)



Рисунок 1.5

Тогда

.
Тогда



Для силы, обусловленной возникновением разряжения за тупым концом основанием корпуса летательного аппарата , с достаточной степенью точности можно вычислить по следующей формуле



Где

.

Принимаем

Тогда



Подсчитаем продольную аэродинамическую силу
.

Где

– составляющая от нормального давления на боковую поверхность аппарата,

– составляющая, обусловленная поверхностным трением,

– определяется давлением на донный срез корпуса.

Тогда



Продольная перегрузка

---

вычисляется по формуле

,

где

– сила тяги двигателя летательного аппарата,

– продольная аэродинамическая сила,

– масса летательного аппарата на расчётный момент времени,

– ускорение свободного падения.

Тогда

.

Найдем полную погонную продольную аэродинамическую нагрузку на корпус летательного аппарата по участкам для построения эпюры

.

Где

– погонная продольная нагрузка от нормального давления,

– погонная продольная нагрузка, вызванная поверхностным трением.


Осевая сила, обусловленная аэродинамическими силами, действующими на отсеченную часть конструкции , может быть вычислена по формуле

.
Интегрирование проводится численно по методу трапеций. Все расчеты по представлены в таблице 1.5. в 5, 6, 7 и 8 столбцах соответственно.

1.2.2Расчет

Осевая сила, обусловленная действием массы отсеченной части конструкции, находится по формуле

---

,

где погонная масса конструкции;

ускорение силы тяжести;

масса сосредоточенных грузов;

означает суммирование в пределах отсеченной части.

В столбце 9 таблицы 1.5. занесены заданные значения погонной массы корпуса для всех расчетных сечений. Численное интегрирование этой величины проведено в столбце 10. Значения масс всех грузов, прикрепленных к корпусу, записаны в 11 столбце.

Если в сечении i к корпусу прикреплен груз, значение его массы будем заносить в строку, соответствующую расчетному сечению справа, то есть точке i´´. В столбце 12 произведено последовательное подсуммирование величин, содержащихся в столбце 11. Далее в 13 столбце сложено содержимое 10 и 12, после чего в 14 столбце найдено значение .

Значение в конечной точке будет равно

,

где масса незаполненной топливом конструкции летательного аппарата.

.

1.2.3Расчет

Осевая сила, обусловленная массой топлива в отсеченной части конструкции, вычисляется по формуле

.

Первое слагаемое в данной формуле представляет собой сумму усилий на отсеченную часть со стороны задних днищ баков, обусловленных давлением столба жидкости и подсчитываемых как

,

где

---

масса топлива в объеме днища бака;

масса топлива в объеме цилиндра с основанием, совпадающим с задним

основанием бака, и высотой, равной высоте столба жидкости в пределах

обечайки бака.

Эти величины для всех баков подсчитаны в 15 столбце таблицы 1.1.

Второе слагаемое учитывает продольную составляющую от давления жидкости на обечайку в коническом баке; для цилиндрического бака это слагаемое отсутствует. Поэтому осевую силу будем находить следующим образом (столбец 16)

.

1.2.4 Расчет и

Осевая сила, обусловленная давлением наддува баков , в пределах бака может быть вычислена по формуле

,

где текущий радиус поперечного сечения бака.

Осевая сила от тяги двигателя определяется по формуле

,

где Р – тяга двигателя.

Результаты в таблице 1.5, столбцы 17,18

Завершающим этапом вычисления продольной силы является суммирование всех ее составляющих и построение эпюры вдоль корпуса (рис. 1.6.).

Контролем правильности построения эпюры служит условие

.

Погрешность вычислений составила

.

Таблица 1.5.- . Вычисление продольной силы в расчетных сечениях корпуса летательного аппарата

№ уч-ка	длина уч-ка	Xpi, Н	Расч. сеч.	qaxp, н/м	qaxf, н/м	(- qax), н/м	Na(ξ), Н	qm, кг/м	∫qm*dξ, кг	mi, кг	∑mi, кг	10+12, кг	Nm(ξ), Н
1	2	3	4	5	6	7	8	9	10	11	12	13	14
1	4,5	34915,33 34915,33	0	0	0	0	0	0	0	0	0	0	0
			1'	15517,92	344,17	-15862,10	-35689,71	260	585	0	0	585	-12271,6
2	1,9	0 0	1"	0	344,17	-344,17	-35689,71	200	585	3803	3803	4388	-92047,2
			2'	0	344,17	-344,17	-36343,64	200	965	0	3803	4768	-100018
3	5,4	0 0	2"	0	344,17	-344,17	-36343,64	80	965	80	3883	4848	-101697
			3'	0	344,17	-344,17	-38202,16	80	1397	0	3883	5280	-110759
4	3	0 0	3"	0	344,17	-344,17	-38202,16	140,6	1397	160	4043	5440	-114115
			4'	0	344,17	-344,17	-39234,68	140,6	1818,8	0	4043	5861,8	-122963
5	1,8	0 0	4"	0	344,17	-344,17	-39234,68	140,6	1818,8	670	4713	6531,8	-137018
			5'	0	344,17	-344,17	-39854,19	140,6	2071,88	0	4713	6784,88	-142327
6	8	0 0	5"	0	344,17	-344,17	-39854,19	100	2071,88	200	4913	6984,88	-146522
			6'	0	344,17	-344,17	-42607,55	100	2871,88	0	4913	7784,88	-163304
7	3,2	0 0	6"	0	344,17	-344,17	-42607,55	200	2871,88	200	5113	7984,88	-167499
			7'	0	344,17	-344,17	-43708,90	200	3511,88	0	5113	8624,88	-180924
8	4,2	0 0	7"	0	344,17	-344,17	-43708,90	125	3511,88	200	5313	8824,88	-185120
			8'	0	344,17	-344,17	-45154,42	125	4036,88	0	5313	9349,88	-196133
9	4	4568,75	8"	979,02	344,17	-1323,19	-45154,42	150	4036,88	2350	7663	11699,88	-245429
			9'	1305,36	458,89	-1764,25	-51329,30	200	4736,88	0	7663	12399,88	-260113

---