Федеральное агентство по образованию

Государственное образовательное учреждение высшего

профессионального образования

Самарский государственный аэрокосмический университет

имени академика С.П. Королева

( Национальный исследовательский университет имени академика С. П. Королёва )

Факультет инженеров воздушного транспорта

Кафедра прочности летательных аппаратов

Проектировочный и поверочный расчет крыла

Пояснительная записка к курсовой работе

по курсу «Конструкция и прочность летательных аппаратов»

Выполнил: студент гр. 34

Проверил: доцент

Скворцов Ю.В.

Самара 20

ЗАДАНИЕ

Рисунок 1 - Проекции самолета

РЕФЕРАТ

Пояснительная записка 41 с, 13 рисунков, 11 таблиц, 4 источника, 2 приложения.

Графическая часть: 6 листов формата А4.

ПРОФИЛЬ КРЫЛА, СИЛОВАЯ СХЕМА КРЫЛА, НОРМЫ ПРОЧНОСТИ, МАКСИМАЛЬНАЯ ЭКСПЛУАТАЦИОННАЯ ПЕРЕГРУЗКА, КОЭФФИЦИЕНТ БЕЗОПАСНОСТИ, ЭПЮРА, МАССОВАЯ И ПЕРЕРЕЗЫВАЮЩАЯ СИЛЫ, ИЗГИБАЮЩИЙ И КРУТЯЩИЙ МОМЕНТЫ, ПОЯС ЛОНЖЕРОНА, ОБШИВКА, СТРИНГЕР, ПОТЕРЯ УСТОЙЧИВОСТИ, НОРМАЛЬНЫЕ НАПРЯЖЕНИЯ, КАСАТЕЛЬНЫЕ НАПРЯЖЕНИЯ.

Объектом исследования является крыло самолета Локхид L-1011 Тристар.

Цель работы - произвести проектировочный и проверочный расчет данного объекта исследования. В проектировочном расчете нагрузка по размаху крыла распределена пропорционально хордам, а в проверочном расчете пропорционально относительной циркуляции крыла.

При вычислении силовых факторов использовался приближенный метод интегрирования и метод трапеций. Напряжения в расчетном сечении рассчитывались по балочной теории методом последовательных приближений.

В результате работы:

- построена проекция спрямленного крыла самолета

- определены аэродинамические и массовые нагрузки крыла самолета по случаю А и А`;

- построены эпюры перерезывающих сил и изгибающих моментов для случая А;

- построены эпюры крутящих моментов для случая С;

- построены эпюры перерезывающих сил, изгибающих моментов для случая А`;

- построен график распределения циркуляции по размаху крыл;

- построен профиль расчетного сечения крыла самолета;

- выбрана силовая схема крыла и подобраны сечения его основных элементов (площади сечений поясов лонжеронов и стрингеров, толщины обшивки и стенок лонжеронов) с учетом ограничений по прочности и устойчивости.

Новизной курсовой работы является выполнение части поверочного расчета прочности крыла в программе SIGMAT8.0.exe, которая является наиболее простой и удобной схемой дискретизации расчетного сечения и ввода исходных данных, позволяет максимально точно и быстро рассчитать на прочность любую конструкцию крыла.

Полученные результаты могут быть применены на любом авиапредприятии, в качестве предварительных расчетов моноблочного крыла самолета Локхид L-1011 Тристар.

СОДЕРЖАНИЕ

Введение . . . . . . . . . . . . . . . .. . . . . . . .. . . . . . . . . . . . ……… . . . . . . . . . . . . . .6

1 Проектировочный расчет крыла. . . . . . . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .7

1.1 Геометрические параметры крыла. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .7

1.2 Определение перерезывающих сил, изгибающих и крутящих моментов. . . . . . . . . . . . …………………………………………………………………….. . . 8

1.2.1 Построение эпюр погонных нагрузок, перерезывающих сил и изгибающих моментов. …………………………………………………………… .8

1.2.2. Построение эпюры крутящих моментов. . . . . . . . .. . . .. . …... . . . . . .14

1.3 Выбор силовой схемы крыла. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18

1.4 Построение профиля расчетного сечения . …….... . . . . . . . . . . . . . . . . .18

1.5 Подбор сечений силовых элементов моноблочного крыла. . . ….... . . .20

2 Поверочный расчет крыла. . . . . . . …….. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 32

2.1 Определение нагрузок, действующих на крыло. .. . . . . …. . . . . . . . . .32

2.2 Построение эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов... . . . 36

Список использованных источников. .. . . . . . . . . . . . . . . …………… . . . . .39

Приложение . . . . . . . . . ………………………. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 40

ВВЕДЕНИЕ

В задании на проектирование внешний облик самолета приводится в виде трех проекций, масштаб которых может быть определен по размаху крыла l.

Исходные данные для расчета крыла содержат следующие сведения о самолете:

- максимальная скорость полета V_max;

- полетная масса самолета m;

- масса крыла m_к и его размах l;

- относительная толщина крыла в центральном сечении (%);

- относительная толщина крыла в концевом сечении (%);

- максимальная эксплуатационная перегрузка n ^э_{y max};

- максимальное значение коэффициента аэродинамической подъемной силы крыла С_{у мах};

- коэффициент аэродинамического момента профиля крыла без учета влияния сжимаемости воздуха С_м0;

- производная от коэффициента аэродинамического момента по коэффициенту аэродинамической подъемной силы без учета влияния сжимаемости воздуха dC_m/dC_y;

- максимальная высота полета Н.

Профиль крыла в расчетном сечении строится по точкам, координаты которых заданы в виде таблицы.

Приводятся массы сосредоточенных грузов в крыле m_j и координаты их центров тяжести.

В данной работе производится проектировочный и проверочный расчет прямого крыла самолета Локхид L-1011 Тристар. В проектировочном расчете нагрузка по размаху крыла распределена пропорционально хордам, а в проверочном расчете пропорционально относительной циркуляции крыла. При вычислении силовых факторов используется приближенный метод интегрирования и метод трапеций. Рассчитываются напряжения в расчетном сечении по балочной теории методом последовательных приближений. Напряжения в расчетном сечении не должны превышать допустимых значений. Определен минимальный коэффициент запаса прочности.

1 Проектировочный расчет крыла

В данном расчете определяется геометрия сечений основных силовых элементов конструкции крыла Целью расчета является подбор геометрических характеристик сечений основных элементов силовой схемы крыла (площадей сечений поясов лонжеронов и стрингеров, толщины обшивки и стенок лонжеронов) с учетом ограничений по прочности и устойчивости.

Для проведения расчета необходимы следующие исходные данные:

m - полетная масса самолета;

m _кр - масса крыла;

n ^э_{y max} - максимальной коэффициент эксплуатационной перегрузки;

q _max , V _max - максимальный скоростной напор и соответствующее ему значение индикаторной скорости;

q _{max max} ,V _{max max} - предельно допустимый скоростной напор и соответствующее ему значение предельно допустимой скорости.

При этом должно быть обеспечено определенное соотношение между скоростями V_max и V_{max max} .

Так как самолет Локхид L-1011 Тристар является пассажирским самолетом, то:

[1]

принимается:

;

1.1 Геометрические параметры крыла

С целью упрощения расчетов крыло реальной формы заменяется крылом трапециевидной формы. Спрямляя переднюю, заднюю и концевую кромки крыла стремимся к тому, чтобы при этом площадь крыла практически не изменилась.

Проекция крыла самолета Локхид L-1011 Тристар представлена на рисунке 2 в приложении А. По ней определяются основные геометрические параметры крыла:

- размах крыла l = 58 м;

- хорда b_K = 2,67 м в концевом сечении крыла;

- хорда b₀ = 10,68 м в центральном сечении.

В этих же сечениях рассчитываем толщины профилей:

определяется толщина крыла с_K в концевом сечении (z = l/2):

определяется толщина крыла с₀ в плоскости симметрии самолета (z = 0):

На миллиметровке строится проекция спрямленного крыла: вид сверху и рассчитывается его площадь с подфюзеляжной частью (приложение А):

Определяется удлинение и сужение крыла по соответствующим формулам:

Для определения величины хорды и толщины крыла в других сечении z воспользуемся выражениями:

[2]

[3]

где - безразмерная координата, определяющая положение проектируемого сечения крыла относительно продольной оси симметрии самолета.

1.2 Определение перерезывающих сил, изгибающих и крутящих моментов

Для подбора силовых элементов конструкции крыла необходимы значения перерезывающих сил, изгибающих и крутящих моментов в различных сечениях крыла.

1.2.1 Построение эпюр погонных нагрузок, перерезывающих сил и изгибающих моментов

Наибольший изгиб крыла наблюдается в расчетных случаях А и А. В проектировочном расчете расчет ведется по случаю А.

Рассматривается случай А: криволинейный полет самолета при угле атаки соответствующее первому наибольшему значению коэффициента подъемной силы:

C_ya = C_{ya max} ;

n^э_А = n^э_max =2,5 - максимальная эксплуатационная перегрузка;

f=f_A =1,5 - коэффициент безопасности.

В силу симметрии рассчитаем нагрузки и построим эпюры для одной консоли крыла.

Построение эпюр погонных нагрузок

Для проектировочного расчета считается, что аэродинамические нагрузки распределены по размаху крыла пропорционально хордам крыла

(4)

где g = 9,81 м/c² - ускорение свободного падения;

S - характерная площадь крыла.

Массовые силы крыла распределяем по тому же закону, что и аэродинамические

(5)

Результирующая погонных аэродинамических и массовых нагрузок крыла будет

(6)

Кроме распределенных нагрузок на крыло действуют и сосредоточенные массовые силы от грузов, расположенных в крыле. Согласно заданию к таким грузам относятся двигатель, два бака, антенна и подвесной бак.

Если груз имеет массу m_j , то тогда на крыло действует сила Р ^p_nj , точка приложения которой совпадает с центром масс груза

(7)

таким образом, определяются сосредоточенные массовые силы от грузов:

Крыло разбиваем на несколько участков (приложение А). Точки, соответствующие границам участков, обозначим арабскими цифрами. Их рекомендуется совмещать с центрами масс грузов в крыле, с координатами расчетного и бортового сечений, с сечениями, соответствующими концам элерона. Длинные участки разбиваются на более мелкие. В данной работе общее их количество доводится до четырнадцати.

Для каждой i –той точки находим безразмерную координату , размерные координаты z_i и значения q ^р_n и заносим их величины в таблицу 1.