21

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА

ФГОУ ВПО САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ

Курсовой проект по дисциплине:

Конструкция и прочность летательных аппаратов

На тему:

«Расчет прочности крыла самолета Ан-24 при попадании самолета в горизонтальном полете в турбулентной атмосфере»

Выполнил: студент факультета

ИТФ 861 группы

Амугу Манга Ж.Ф

Проверил: преп кафедры 24

Якущенко В.Ф

Санкт-Петербург

2010

Содержание:

1. СПИСОК АББРЕВИАТУР ……………………………………………….….3

1. Летные характеристики самолета

2. Геометрические характеристики силовых элементов крыла

2. ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ ………………………………………………………4

2.1-Летные характеристики самолета

2.2-Геометрические характеристики силовых элементов крыла

3. РАСЧЕТ………………………………………………………………………….6

3.1- Расчет нагрузок в горизонтальном полете в турбулентной атмосфере

3.2- Расчет нагрузок, действующих на крыло в различных условиях эксплуатации

3.3- Расчетно-силовая схема крыла

3.4- Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов

4-.АНАЛИЗ И ПОДСЧЕТ ФАКТИЧЕСКИХ НАПРЯЖЕНИЙ………….…18

Определение напряжений в сечениях крыла

5- ЗАКЛЮЧЕНИЕ………………………………………………………….…...21

6-СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ……….…………..…22

1-СПИСОК АББРЕВИАТУР

РЛЭ – руководство по летной эксплуатации;

ВС – воздушное судно;

ц.м. – центр масс;

ц.д. – центр давления;

ц.ж. – центр жесткости

Л.А- летательные аппараты

2-ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ

Тип ВС: Ан-24

Вариант нагружения: горизонтальный полет в турбулентной атмосфере

2.1. Летные характеристики самолета

Максимальная взлетная масса т_взл, кг 21000

Максимальная масса топлива т _Тмах, кг 4200

Площадь крыла S, м² 75

Размах крыла (реальный) l, м 29,2

Длина средней аэродинамической хорды bсах, м 2,93

Диаметр фюзеляжа dф, м 2,76

Предельно передняя эксплуатационная центровка Xпп, % 15

Предельно задняя эксплуатационная центровка Xпз, % 33

Расстояние для средней центровки lго, м 14,84

Расстояние для средней центровки lво, м 13,81

Расстояние от ц.д. вертикального оперения до оси фюзеляжа hво, м 4,1

Расстояние от оси двигателя до оси ВС lд, м 2,55

Максимальная вертикальная эксплуатационная перегрузка (по РЛЭ) nмах 3,07

Расстояние от оси двигателя до ц.м. ВС hэ, м 0,908

Тяга I двигателя Rdмах, кН 38

Крейсерская скорость V_крейс, км/ч 460

Коэффициент лобового сопротивления в полете Cx 0,04956

Плотность наружного воздуха (крейс.) ρ_н, кг/м³ 0,656

Размах элеронов между ц.д. lэ, м 23,6

Колея шасси К, м 7,9

Расстояние от оси шасси до ц.ж. крыла r_ш, м 0,4

Скорость восходящего вертикального порыва W, м/с 17

Высота полета H_пол , м7000