Файл: Курсовая Прочность конструкций.docx

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РФ

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ

ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

«ВОРОНЕЖСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ»

(ГОУВПО «ВГТУ»)

ИМАТ

Кафедра самолето- и вертолетостроения

КУРСОВАЯ РАБОТА

по дисциплине «Прочность конструкций»

Тема: «Расчет крыла на прочность»

Разработал студент СД-121 А.И. Лукьяненко

Руководитель к.т.н. А.П. Будник

Защищен ___________________ Оценка ___________________________________

дата

Воронеж 2015

Содержание

Введение 3

1 Предварительный расчёт крыла 7

1.1 Определение геометрии крыла 7

1.2 Определение нагрузок, действующих на крыло 7

1.3 Построение расчётных эпюр 10

1.4 Проектировочный расчёт крыла 15

2 Проверочный расчёт крыла 18

2.1Определение касательных напряжений 18

Заключение 24

Список литературы 25

Приложение А 26

Приложение Б 28

Введение

К самолету, как летательному аппарату, предъявляются весьма сложные и разнообразные требования. Многие из этих требований являются противоречивыми, например, самолет должен иметь хорошие летные данные и одновременно с этим должен быть достаточно прочным в эксплуатации и иметь минимальную массу при относительно небольших миделях конструкций (крыла и т. д.).

Прочность конструкций является одним из основных факторов обеспечения безопасности полета любого летательного аппарата.

Непрерывный рост скорости и высоты полета самолетов оказывает решающее влияние на изменения их аэродинамической компоновки и конструктивно-силовых схем. Это влияние приводит к значительным изменениям формы в плане и толщины профилей крыла, формы и удлинения фюзеляжей. Все это требует дальнейшего развития и совершенствования методов расчета на прочность авиационных конструкций.

Современные методы расчета самолета на прочность в основном опираются на теорию расчета тонкостенных конструкций, разработанную советскими учеными В. Н. Беляевым, В. 3. Власовым, В. Ф. Болховитиновым, А. А. Уманским, A.M. Черемухиным, Л. И. Балабухом, С. Н. Каном, И.А.Свердловым, И. Ф. Образцовым и др.

Основная роль в разработке и внедрении практических методов расчета и испытаний самолетных конструкций принадлежит коллективам авиационных научно-исследовательских организаций и опытно-конструкторских бюро.

Силами этих организаций и ОКБ или под их руководством проведены обширные теоретические и экспериментальные исследования нагружений самолета в процессе эксплуатации, позволившие сформулировать основной для расчета на прочность документ «Нормы прочности самолетов».

Целью проектировочного расчета является подбор геометрических размеров крыла, площадей отдельных элементов крыла (площади стрингеров, поясов лонжерона, толщины обшивки и стенки лонжерона), исходя из предельных нагрузок на конструкцию.

Для проверки правильности результатов проектировочного расчета проводится проверочный (поверочный) расчет. Целью поверочного расчета является определение напряжений в сечениях элементов конструкции и сравнение их с разрушающими напряжениями, а также определение запаса прочности конструкции в целом и ее элементов.

Объектом курсового проектирования является крыло самолёта Су-26.

1. Техническое описание конструкции самолета «Су-26»

Самолет Су-26 (Рисунок 1,2) - одноместный спортивно-пилотажный самолет для акробатического пилотажа. Данный самолёт по аэродинамическим характеристикам относится к нормальной (классической) схеме. Для этой схемы характерным является расположение горизонтального оперения за крылом.

Большая тяговооруженность в сочетании с оптимальной нагрузкой на крыло и отличной управляемостью позволяет выполнять на нем комплексы фигур высшего пилотажа любой сложности.

Самолет создан в конструкторском бюро имени П.0.Сухого специально для тренировок и участия в международных соревнованиях летчиков-спортсменов экстра-класса.

Самолет проектировался с учетом требований соревнований мирового уровня и обладает характеристиками, достаточными для наиболее полного проявления мастерства спортсмена:

• тяговооруженность самолета такова, что дает возможность выполнять пилотаж без потери высоты, обеспечивает большую скороподъемность, хорошие разгонные характеристики и выполнение фигур пилотажа при наборе высоты и на вертикали;

• эффективность элеронов обеспечивает высокую угловую скорость крена, четкую фиксацию и выполнение многократных вращений;

• небольшие нагрузки на органы управления способствуют чистоте и четкости фигур пилотажа, делают самолет легким и удобным в пилотировании;

• необычайно высокая прочность конструкции в сочетании с наклоном сиденья летчика под углом 45° позволяет выполнять пилотаж с перегрузками +I2/-I0;

• руговой обзор через фонарь и прозрачные боковые и нижние панели фюзеляжа позволяет пилоту свободно ориентироваться при любых эволюциях самолета.

Самолет Су-26 - свободнонесущий моноплан со среднерасположенным крылом и неубирающимся шасси рессорного типа с хвостовым колесом.

Конструкция самолета выполнена из современных композиционных материалов - углепластиков, органопластиков, а также из традиционных материалов - стали и титановых сплавов. Доля веса композиционных материалов в конструкции превышает 50 %.

На самолете установлен поршневой двигатель М-14П воздушного охлаждения мощностью 360 л.с. с винтом изменяемого шага. Самолет имеет необходимое пилотажно-навигационное оборудование.

Достоинствами самолета являются простота обслуживания, надежность узлов, агрегатов и систем.

Мягкая амортизация рессорного шасси, низкое давление в пневматиках колес, небольшая взлетно-посадочная дистанция позволяют эксплуатировать самолет на аэродромах ограниченных размеров и без искусственного покрытия.

Для увеличения дальности полета на самолет может быть установлен подвесной топливный бак. Самолет оснащен автоматическим воздушным винтом В-530ТА-Д35 производства СССР.

Рисунок 1 Общий вид самолета

Рисунок 2 Общий вид самолета

Данная курсовая работа имеет целью углубление и закрепление знаний, полученных при изучении курса «Прочность конструкций», развитие навыков самостоятельной работы с технической документацией и справочно-нормативными материалами.

Курсовая работа состоит в решении трех задач, связанных с построением расчетных эпюр поперечной силы, изгибающего и крутящего моментов. Также мы произведем предварительный расчет крыла.

1 Предварительный расчет крыла

1. Определение геометрии крыла

,

где -удлинение крыла,

L – размах крыла, м, L=8 м,

S – площадь крыла, м² , S=12 м^2.

,

где η - сужение крыла

b_o - корневая хорда, м, b_o= 5,43 м,

b_k - концевая хорда, м, b_k=2,5 м.

Удлинение крыла

Угол стреловидности: 0⁰

2. Определение нагрузок, действующих на крыло

Нагрузки, действующие на крыло: для заданного случая нагружения определяем коэффициенты безопасности и максимальной эксплуатационной перегрузки . Величины эксплуатационных перегрузок в зависимости от максимального скоростного напора и полётной массы определим по таблице типов самолетов.

Для данного типа самолёта принимаем n^э = 8.

Исходя из случая нагружения, коэффициент безопасности выбираем f=2.

Расчётную перегрузку определим по формуле .

Следовательно n^р = 8 × 2 = 16.

Случай соответствует криволинейному полёту с (отклоненные элероны или выход из пикирования) и с максимально возможной скоростью, соответствующей скоростному потоку q_max.max. Заданными величинами являются , ; .

Этот случай характерен для нагружения хвостовой части крыла. Вследствие перемещения назад центра давления на крыло действует значительный крутящий момент.

Расчетная аэродинамическая нагрузка прямого крыла определяется по формуле:

,

где G – вес самолета, кг, G = 17000 кг,

относительная циркуляция по размаху прямого крыла, учитывающая изменение коэффициента подъемной силы крыла по размаху и сужению крыла.

Для стреловидного крыла значение должно быть уточнено поправкой, учитывающей стреловидность крыла . Значения величин и снимаем с графиков. Тогда рассчитываем по формуле:

Массовые силы конструкции крыла определяем по формуле:

,

где - вес крыла, = 0,11 .

Массовые силы от веса топлива определяем по формуле:

,

где - вес топлива, , кг.

Все расчеты сводим в таблицу 1.

Таблица 1