Пояснительная записка

К курсовому проекту по конструкции и проектированию летательных аппаратов

на тему: Конструкция и расчёт элементов планера самолёта на прочность. Крыло

1. Выбор прототипа самолета по его характеристикам

Для реализации курсовой работы был выбран прототип самолета Пе‑2.

Пе‑2 – цельнометаллический моноплан с двумя двигателями M‑105ПА по 1100 л.с., со средним расположением крыла и двухкилевым хвостовым разнесённым оперением. Фронтовой пикирующий бомбардировщик.

Экипаж самолета состоит из 3 человек; крыло трапециевидное, двухлонжеронное; оперение двухкилевое; шасси состоит из двух основных подкрыльных опор и задней рулевой опоры.

Исходные данные к проекту

Размах крыла: м

Хорда корневая: м

Хорда концевая: м

Взлетный вес: т

2. Установление массовых и геометрических характеристик самолета, компоновка крыла

С использованием найденных геометрических характеристик выполнили эскиз крыла в масштабе 1:23, произвели компоновку. Геометрические характеристики крыла, необходимые для его построения, определили по формулам:

Здесь η – сужение крыла, S – площадь крыла, λ – удлинение крыла.

Вес агрегатов (двигателей) берется 10–13% от веса крыла.

Вес крыла берется 15–17% от взлетного веса самолета.

Угол стреловидности крыла задан по линии, проходящей через четверть хорд. На крыле, вычерченном в масштабе, нанесены линия центров тяжести; линия, проходящая через четверть хорд; линия центров давления; ось жёсткости; условные оси координат; обозначен центр масс двигателей.

3. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности

В зависимости от степени потребной маневренности все самолеты делятся на три класса:

А – маневренные самолеты, совершающие резкие маневры, например, истребители;

Б – ограниченно маневренные самолеты, которые совершают маневр, в основном, в горизонтальной плоскости;

В - неманевренные самолеты, не совершающие сколь-нибудь резкого маневра.

Выбранный нами прототип самолета Пе‑2 является транспортным самолетом и относится к классу А ( ). Кратковременно перегрузка может достигать 10…11 единиц.

Коэффициент безопасности обычно равен f=1,5. Такие значения коэффициента безопасности перекрывают возможные неточности: в производстве, в определении значений , в выдерживании прочностных характеристик материалов и т.д.

Максимальная эксплуатационная перегрузка при маневре самолета с убранной взлетно-посадочной механизацией определяется по формуле:

Расчетным случаем является случай А – криволинейный полет, соответствующий выходу самолета из пикирования или полету в неспокойном воздухе. Коэффициент безопасности будет .

Расчет крыла самолета производиться на ПЭВМ. Расчет разбит на несколько этапов. На первом этапе определяются нагрузки, действующие на крыло. Необходимая для этого информация вводится в ПЭВМ в диалоговом режиме в программе NAGR.EXE. В дальнейшем создается файл данных «Файл данных.txt», куда заносится вводимая информация. В последующих расчетах можно менять исходные данные в файле данных.

Прежде чем воспользоваться программой NAGR.EXE, необходимо подготовить исходные данные к расчету нагрузок, что включает в себя выбор прототипа самолета, установление массовых и геометрических характеристик самолета, компоновку крыла, назначение величин эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Все это было определено ранее.

При расчете нагрузок в ПЭВМ заносятся следующие параметры:

– Хорда корневая: м

– Хорда концевая: м

– Размах крыла: м

– Коэффициент безопасности: ;

– Взлетный вес: т;

– Эксплуатационная перегрузка: ;

– Угол стреловидности по линии четвертей хорд крыла: ;

– Относительная толщина профиля в корневом сечении: ;

– Относительная толщина профиля в концевом сечении: ;

– Вес крыла:  т;

– Топливных баков в крыле нет;

– Количество агрегатов: 4 шт.:

1) Бомба ОФАБ 500

Вес бомбы: 0,515 т;

Относительные координаты бомбы: 0,045;

Расстояние от условной оси до ц.т. бомбы: 0,850 м;

2) Бомба ОФАБ 250

Вес бомбы: 0,266 т;

Относительные координаты бомбы: 0,10;

Расстояние от условной оси до ц.т. бомбы: 0,750 м;

3) Мотогондола (Поршневой двигатель М‑105ПА и стойка шасси)

Вес агрегатов: 0,570+0,350=0,920 т;

Относительные координаты: 0,390;

Расстояние от условной оси до ц.т. агрегата: 0,680 м;

4) Пулемет Шпитального ШКАС 5 шт.

Вес агрегата: 0,0105 х 5 =0,0525 т;

Относительные координаты: 0,640;

Расстояние от условной оси до ц.т. пулемётов: 1,288 м;

– Расстояние от условной оси до линии ц.д. в корне и конце крыла: 1,150 м, 0,839 м;

– Расстояние от условной оси до линии ц.ж. в корне и конце крыла: 1,380 м, 0,955 м;

– Расстояние от условной оси до линии ц.т. в корне и конце крыла: 1,587 м, 1,017 м;

– Относительная циркуляция, заданная для 11 сечений крыла:

	при
0	1.321
0.1	1.3124
0.2	1.2858
0.3	1.2395
0.4	1.1713
0.5	1.0811
0.6	0.9727
0.7	0.8622
0.8	0.7241
0.9	0.5664
0.95	0.447
1.0	0.000