МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ

РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ АВТОНОМНОЕ

ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ

«САМАРСКИЙ НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ

УНИВЕРСИТЕТ ИМЕНИ АКАДЕМИКА С.П. КОРОЛЕВА»

Институт ракетно-космической техники

Кафедра космического машиностроения

РАСЧЕТНО-ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА

к курсовой работе по дисциплине

«Прочность ракетно-космической техники»

Вариант № 7-7

Выполнил:

студент группы 1406

Преподаватель:

Самара 2018

РЕФЕРАТ

Курсовой проект

Пояснительная записка: 56 с., 28 рисунок, 7 таблиц, 4 источника.

ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ, ПРОДОЛЬНАЯ ПЕРЕГРУЗКА, НОРМАЛЬНАЯ ПЕРЕГРУЗКА, ПЕРЕРЕЗЫВАЮЩАЯ СИЛА, ИЗГИБАЮЩИЙ МОМЕНТ, НЕГЕРМЕТИЧНЫЙ ОТСЕК, ОБШИВКА, ЛОНЖЕРОН, СТРИНГЕР, РАСЧЁТНЫЙ СЛУЧАЙ, МЕТОД ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНЫХ ПРИБЛИЖЕНИЙ, ШПАНГОУТ, БАК, ОБЕЧАЙКА, ДНИЩЕ, УСТОЙЧИВОСТЬ

Данная работа состоит из 4-х частей.

Первая часть. Определены внутренние силовые факторы в корпусе двухступенчатой ракеты. При определении осевых усилий корпус представляется в виде невесомого стержня, при вычислении перерезывающей силы и изгибающего момента используется расчетная схема балки.

Вторая часть работы посвящена расчёту на прочность кругового шпангоута. С помощью ЭВМ определены законы изменения погонной касательной силы, изгибающего момента, перерезывающей силы и продольной силы. Выполнен подбор сечения и поверочный расчёт шпангоута.

В третьей части работы рассматривается методика расчёта на прочность и устойчивость топливных баков летательных аппаратов. Выполнен подбор основных геометрических характеристик бака. При помощи ЭВМ выполнен расчет величины нормальных и касательных напряжений методом последовательных приближений.

В четвёртой части работы рассматривается методика расчёта на прочность негерметичных отсеков летательных аппаратов. Выполнен подбор толщины обшивки, площади сечения лонжеронов, выбор типа и определение количества стрингеров. Для наиболее опасного расчётного случая выполнен расчёт величины нормальных и касательных напряжений методом последовательных приближений. Определён запас прочности наиболее нагруженных силовых элементов

Оглавление

ВЕДЕНИЕ 4

1 РАСЧЁТ НАГРУЗОК 6

1.1 Графическое изображение летательного аппарата и эпюра погонной массы 6

1.2 Определение продольной перегрузки и эпюра осевых сил N по длине летательного аппарата 6

1.2.1 Расчет продольных аэродинамических нагрузок и осевых сил обусловленных ими 6

1.2.2 Определение силы, обусловленной массой конструкции 13

1.2.3 Определение силы, обусловленной давлением наддува 14

1.2.4 Определение силы, обусловленной влиянием массы топлива 15

1.2.5 Определение силы, обусловленной тягой двигателя 16

1.3.1 Определение осевой силы 18

1.3.2 Проверка правильности построения эпюр 13

1.4 Расчет нормальной перегрузки и величины углового ускорения 14

2 РАСЧЕТ ШПАНГОУТА 20

2.1 Графическое изображение расчетной схемы 20

2.2 Определение с помощью ЭВМ закона изменения погонной касательной силы , изгибающего момента , перерезывающей силы и продольной силы. Посторенние эпюр , , и . 21

2.3 Подбор сечения шпангоута 26

2.4 Подбор диаметра заклепки сборки шпангоута 29

2.5 Подбор диаметра заклепки, крепящей шпангоут к обшивке 30

2.6 Проверочный расчет шпангоута 31

3 РАСЧЕТ БАКА 39

3.1 Подбор толщин обечайки, днища и площади сечения шпангоута бака и расчет напряжений в обечайки 39

3.2 Расчет бака на устойчивость под действием нормальных и касательных напряжений 47

4 РАСЧЕТ НЕГЕРМЕТИЧНОГО ОТСЕКА 54

4.1 Подбор толщины обшивки и площади сечения лонжеронов, 54

выбор типа и определение количества стрингеров. 54

4.2. Расчет для наиболее опасного расчетного случая нормальный и касательных напряжений методом последовательных приближений. 60

Ведение

Данная работа посвящена разным этапам расчёта как летательного аппарата в целом так и отдельных его частей. Для всего летательного аппарата выполнен расчёт нагрузок и внутренних силовых факторов в его поперечном сечении. Рассмотрена методика расчёта на прочность негерметичных отсеков летательных аппаратов. Изложена методика расчета силовых шпангоутов. Рассмотрен расчёт на прочность и устойчивость топливных баков летательных аппаратов.

Для уменьшения времени вычислений, и улучшения качества результатов в курсовой работе используются мощные программные пакеты для математических расчетов MicrosoftExcel, Мathcad. Они относятся к классу систем высокого уровня, являются мощными современными средствами приближенного решения разнообразных задач и позволяют строить графики, помогающие наглядно представить результаты.

1 РАСЧЁТ НАГРУЗОК

1.1 Графическое изображение летательного аппарата и эпюра погонной массы

Рассмотрим летательный аппарат, схема которого представлена на рисунке 1.1.

Рисунок 1.1 – Схема ЛА и эпюра погонной массы

1.2 Определение продольной перегрузки и эпюра осевых сил N по длине летательного аппарата

1.2.1 Расчет продольных аэродинамических нагрузок и осевых сил обусловленных ими

Данных летательный аппарат состоит из 2-х конических и 2-х цилиндрических участков

Для начала определим условия полета летательного аппарата и угол атаки, скоростной напор и число Маха, по формулам:

,

где - угол атаки на данной высоте;

- угол атаки при полете в спокойном воздухе, рад;

- дополнительный угол атаки, рад.

Дополнительный угол атаки, зависящий от скорости ветра, может быть определен по формуле:

где u = 60 м/с – скорость ветра;

=600 м/с -скорость полета.

При , получаем:

;

Скоростной напор вычисляется по формуле:

,

где - скоростной напор,

- плотность воздушной среды, ;

Для высоты полета H=10,0 км, получаем кг/м³.

Число Маха определяется по формуле:

,

где - скорость звука, м/с.

Для высоты полета Н=10,0 км, получаем м/с.

Продольную силу Х действующую на корпус летательного аппарата можно представить в виде суммы трех составляющих:

где - сила, от воздействия нормального давления на боковую поверхность аппарата;

- сила, вызванная поверхностным трением;

- сила, вызванная давлением на донный срез корпуса ЛА.

Сила для линейно расширяющегося (сужающегося) участка определяется по формуле:

,

где - угол конусности участка, рад;

- площади оснований конуса, .

Для цилиндрических участков сила

Угол конусности определяется по формуле:

,

где – радиусы оснований конуса,

- длина конуса.

Определим углы конусности расширяющихся (сужающихся) участков ЛА:

Для участка 0-1, представленного на рисунке 1.2 он будет равен:

Рисунок 1.2 – Участок 0-1

рад,

где м – радиус основания конуса,

м – длина участка 0-1.

Для участка 5-7, представленного на рисунке 1.3 он будет равен:

Рисунок 1.3 – Участок 5-7

рад;

где м – радиус основания конуса,

м – радиус основания конуса,

м – длина участка 5-7.

Определим площади оснований конусов:

Найдем силы нормального давления:

Н;

_Н;

Определим полную продольную аэродинамическую силу от действия нормального давления для всего аппарата:

Н.

Продольную силу , вызванную трением, можно представить как некоторую долю от

силы всего летательного аппарата:

Н,

где - опытный коэффициент, значение которого находятся в пределах 0,2…0,6,

принимаем .

Силу, вызванную давлением на донный срез ЛА можно представить как некоторую долю от суммы сил и всего летательного аппарата:

Н,

где - коэффициент, который изменяется в пределах 0,15…0,25; принимаем .

Полная продольная сила Х корпуса летательного аппарата будет равна:

Н.

Продольная перегрузка определяется по формуле:

где – тяга двигателя, кН;

= 11483,3 кг - масса летательного аппарата на расчетный момент времени.

Продольная аэродинамическая сила отсеченной части конструкции может быть определена по формуле:

где - координата, отчитывающаяся от носка ракеты;

- полная погонная аэродинамическая нагрузка на корпус ЛА.

Полная погонная аэродинамическая нагрузка определяется по формуле:

,

где - продольная погонная нагрузка, вызванная силами давления на боковую поверхность ЛА;

- продольная погонная нагрузка от сил трения.

Нагрузка в случае конического тела определяется по формуле:

Коэффициент определяется по формуле:

где и - радиусы оснований конического участка, а - текущий радиус.

В точке 0 продольная погонная нагрузка, вызванная силами трения на боковую поверхность .

В сечении шпангоута № 1, изображенного на рисунке 1.4, погонная нагрузка, вызванная силами трения на боковую поверхность будет равна:

Рисунок 1.4 – Участок 0-1

В сечениях шпангоутов № 5 и №7, изображенных на рисунке 1.5, погонная нагрузка, вызванная силами трения на боковую поверхность будет равна:

Рисунок 1.5 – Участок 5-7

Погонная нагрузка , вызванная поверхностным трением, определяется по формуле:

где F – половина площади продольного сечения летательного аппарата;

- текущий радиус .

где – длина участка 0-1,

– длина участка 1-5,

– длина участка 5-7,

– длина участка 7-12.

Тогда на участке 1-5 будет равна

На участке 7-12:

Складывая значения и , получим полную погонную аэродинамическую нагрузку на корпус летательного аппарата.

Эпюры погонных нагрузок , , а также результат их суммирования представлены на рисунке 1.6.

Рисунок 1.6 – Эпюры погонных нагрузок

Продольная аэродинамическая сила представлена на рисунке 1.7.