Тарасов Ю.Л. Расчет на прочность

Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королева

Ю. Л. Тарасов, Б. А. Лавров

РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА

Самара 2000

Министерство образования Российской федерации

Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королева

Ю. JI. Тарасов, Б. А. Лавров

РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА

Издание третье, переработанное

6 4 £ & %_о

Самара 2000

ВВ Е Д Е Н И Е

Настоящ ее пособие посвящено рассмотрению методов расчета прочности элементов конструкции самолета с использованием ЭВМ.

Внем изложены следующие вопросы:

-определение аэродинамических и массовых нагрузок крыла сам олета и построение эпю р перерезываю щ их сил, изгибающ их и крутящ их моментов;

-выбор силовой схемы крыла и подбор сечений его основных элементов;

-расчет норм альны х и касательных напряжений в сечениях

крыла;

-анализ результатов расчета и заключение о прочности сечения

крыла;

-подбор колес и основных параметров амортизации самолета;

-силовой расчет стойки шасси (определение внешних нагрузок, подбор сечений основных элементов), оценка прочности;

-определение нагрузок, действующих на оперение самолета;

-уравновеш ивание самолета, построение эпюр перерезывающих сил и изгибаю щ их моментов для фюзеляжа;

-подбор сечений основных силовых элементов стрингерного

отсека.

Цель пособия - привить студенту практические навыки в проведе­ нии прочностных расчетов элементов конструкции самолета и закрепить умение эффективно использовать разработанные для ЭВМ программы.

3

1 О П Р Е Д Е Л Е Н И Е Г Е О М Е Т Р И И С Е Ч Е Н И Й О С Н О В Н Ы Х С И Л О В Ы Х Э Л Е М Е Н Т О В

К О Н С Т Р У К Ц И И К Р Ы Л А

Целью расчета является подбор геометрических характеристик сечений основных элементов силовой схемы кры ла (площадей сечений п о ясо в ло н ж ер о н о в и с т р и н ге р о в , толщ и н ы обш и вки и стенок лонж еронов) с учетом ограничений по прочности и устойчивости.

Н иж е рассм атриваю тся кры лья больш ого удлинения (Я > 5). В практических расчетах излагаемая методика может быть применена такж е и для крыльев среднего удлинения (Я = 3...4).

Для проведения расчета необходимы следующие исходные данные:

-расчетная полетная масса самолета - т;

-масса конструкции кры ла - т к\

1.1 Геометрические параметры крыла

По чертежу крыла необходимо найти его такие геометрические параметры (рис. 1. 1), такие как:

-размах - /:

-центральная хорда - Ьа и толщ ина крыла сп в плоскости симметрии самолета (г = 0);

- концевая хорда Ьк и толщ ина кры ла cv в концевом сечении ( т = ).

_o

JD

Рисунок 1.1 - Геометрия крыла

Д ля определения величины хорды и толщины крыла в расчетном сечении z можно воспользоваться выражениями:

Здесь z = 2:

Имея значения b(z) и c(z), следует построить профиль крыла в расчетном сечении (рис. 1.2). При этом ординаты гйи у„ находятся из

5

уравнений, описываю щ их формулу профиля крыла. Если же заданы относительные координаты эпю рного профиля у, и у„ в % хорды ,

Рисунок 1.2 - Профиль сечения крыла

1.2 О пределение перерезывающ их сил, изгибающ их и крутящих

моментов

Для подбора силовых элементов конструкции крыла необходимы значения перезывающ их сил, изгибаю щ их и крутящ их моментов в различных сечениях крыла.

1.2.1 Построение эпюр погонных нагрузок, перезывающих сил

иизгибающ их моментов для нестреловидного крыла больш ого удлинения

Для определения интенсивности нормальной расчетной нагрузки q?„ можно воспользоваться формулами:

6

( 1.6)

где g - ускорение силы тяжести;

S T - площ адь крыльевого бака в плане (рис. 1. 1); т т- масса топлива в баке;

b(z) - хорда в поточном сечении крыла; bT(z) - часть хорды , занятая баком;

а - угол атаки;

В форм улах (1.4) - (1.6) индексы х, у, п указывают направление соответствую щ ей составляющей нагрузки <?в(рис. 1.3).

У

х

Рисунок 1.3 - Погонные аэродинамические силы

Н апом ним , что через /з д е с ь обозначен коэффициент безопас­ н ости , а через п ‘ - коэф ф ициент перегрузки р ассм атр и ваем о го расчетного случая.

При подборе сечений силовых элементов крыла нагрузки, а также соответствую щ ие им перерезывающие силы и изгибающие моменты находятся для расчетного случая А или А '.

Для этих случаев п - п ’л - п'л = ,а / = 1,5.

Для вычисления перерезывающих сил Qp„ и изгибающих моментов

M f в сечениях кры ла используем численное интегрирование по методу трапеций. Н а основании этого метода имеем

(1.7)

0 .8)

7

( 1 . 1 2)

здесь М* - значения изгибаю щ их моментов в сечениях кры ла от сосредоточенны х массовых сил, обусловленных наличием в крыле грузов, агрегатов и т. д.

1.2.2 П остроение эпюр крутящих моментов

Построение эпюры крутящих моментов производится для слу чая В,

если проф иль кры ла безм ом ентны й (С = 0 ). Если же С * 0, то крутящий момент получается наибольшим в случае С.

1.2.2.1Моментный профиль крыла

Для кры ла с моментным профилем погонный крутящий момент определяется для случая С по формулам:

Ф орм ула (1.11) применяется для сечений, не проходящих через элерон, а ( 1. 12) - для сечений крыла, проходящих через отклоненный элерон.

В этих выражениях С - коэффициент момента лрофилй крыла

при нулевой подъемной силе, взятый с учетом сжимаемости;

* приращ ение коэффициента момента профиля, обусловленное

Величина коэффициента момента профиля при нулевой подъем­

ной силе без учета сжимаемости Сщ берется из профильной характе­ ристики С =/( С ) при С г = 0. П оправочны й коэф ф ициент ЕДМ)

зависит от числа М аха полета и определяется по графику, представлен­ ному на рисунке 1.3 в приложении 1.5.

9