ОГЛАВЛЕНИЕ

ВВЕДЕНИЕ 5

1. ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЙ РАСЧЁТ КРЫЛА 6

1.1. Определение геометрии крыла, нахождение нагрузок 6

1.2. Построение расчётных эпюр , , 20

1.3. Определение нормальных напряжений при изгибе 23

4. Графоаналитический метод определения нормальных напряжений 28

2. ПРОЕКТИРОВОЧНЫЙ РАСЧЁТ КРЫЛА 32

3. ПРОВЕРОЧНЫЙ РАСЧЁТ КРЫЛА 35

3.1. Расчёт на изгиб методом редукционных коэффициентов В. Н. Беляева 35

3.2. Определение касательных напряжений от сдвига 39

3.3. Определение касательных напряжений от кручения 43

3.4. Разрушающие напряжения 46

4. РАСЧЁТ ЛОНЖЕРОНОВ 47

5. РАСЧЁТ НЕРВЮР 49

6. ПРОЕКТИРОВОЧНЫЙ РАСЧЁТ НА СДВИГ ТОНКОСТЕННЫХ БАЛОК МИНИМАЛЬНОГО ВЕСА 54

7. РАСЧЁТ КРЫЛА С ТРЁХСЛОЙНОЙ ОБШИВКОЙ 58

8. РАСЧЁТ ФЮЗЕЛЯЖА 59

8.1. Проектировочный расчёт фюзеляжа 62

8.2. Определение напряжений в элементах конструкции фюзеляжа 63

8.3. Расчёт шпангоутов 65

9. РАСЧЁТ ОПЕРЕНИЯ 66

9.1. Порядок расчёта оперения 67

9.2. Расчёт управляемого стабилизатора 71

ЗАКЛЮЧЕНИЕ 77

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 78

ВВЕДЕНИЕ

Учебное пособие в основном предназначено для использования при вы-

полнении дипломных и курсовых проектов, лабораторных и практических работ студентами специальностям 160201 и 340100 “Самолёто и вертолётостроение” и «»Управление качеством, хотя оно может быть полезно работникам авиационных конструкторских бюро. Пособие написано в соответствии с Государственным образовательным стандартом по данной специальности.

В учебном пособии предлагается методика расчёта крыла, фюзеляжа и элементов конструкции самолёта. Параметры определяются на основе экстраполяции статистически обработанных данных по самолёту-прототипу. Расчёт любого элемента конструкции на прочность состоит в определении напряжений, возникающих от нагружения и сравнения их с разрушающими. Расчёт крыла предусматривает определение расчётных нагрузок и построение эпюр нагрузок, действующих на крыло. Проводится проектировочный расчёт для подбора величины площади поперечных сечений силовых элементов. Приводится методика проверочного расчёта крыла.

В пособии приведены методики расчёта фюзеляжа, оперения, стабилизатора и тонкостенных балок.

1. Предварительный расчёт крыла

1.1. Определение геометрии крыла, нахождение нагрузок

Крыло представляет собой тонкостенную, каркасированную оболочечную конструкцию.

Продольный набор состоит из стрингеров и лонжеронов, а поперечный - из нервюр. Элементы каркаса соединены между собой. Каркас обшит тонкой листовой обшивкой. Воздушная нагрузка воспринимается обшивкой как пластиной, опёртой на стрингеры и нервюры. С обшивки нагрузка передаётся на стрингеры. Стрингеры и пояса лонжеронов испытывают поперечный изгиб и передают свою нагрузку нервюрам. Последние передают её на стенки лонжеронов и обшивку. Обшивка загружается касательными усилиями от крутящего момента, которые суммируются от нервюры к нервюре и передаются замкнутым контуром обшивки на бортовую нервюру, а с неё на узлы крепления крыла к фюзеляжу. Стенки лонжеронов работают на сдвиг. Панели крыла работают на растяжение-сжатие. Таким образом, в каждом поперечном сечении крыла внешние нагрузки , и уравновешиваются внутренними силами (рис. 2).

Расчёт конструкции на прочность состоит в определении напряжений, возникающих от нагружения, и сравнения их с разрушающими.

Расчёт крыла начинается с определения его геометрии – подсчитывается площадь, удлинение, сужение. Для заданной схемы крыла по аналогам, прототипам и формулам проектирования определяем геометрию крыла [1]:

- удлинение крыла,

где - размах, ;

- площадь крыла, ;

- сужение крыла,

где , - корневая и концевая хорды.

Нагрузки, действующие на крыло: для заданного случая нагружения по [2] определяются коэффициенты безопасности и максимальной эксплуатационной перегрузки . Величины эксплуатационных перегрузок в зависимости от максимального скоростного напора и полётной массы приведена в табл. 1.

Таблица 1

Тип самолета	nЭМАХ
Легкий учебный самолет	8-9
Легкий скоростной пассажирский самолет	4-6
Средний пассажирский самолет	3-4
Тяжелый пассажирский самолет	2-3

При выборе величины коэффициента безопасности следует помнить, что соответветствующие максимально возможной эксплуатационной нагрузке напряжения в элементах конструкции должны быть близки к пределу пропорциональности , и не превосходить предела текучести.

Коэффициент безопасности следует выбирать в пределах 1,5-2. Если внешняя нагрузка часто повторяется и действует продолжительное время, то . Если нагрузка повторяется часто, но действует кратковременно, то Если нагрузка возникает редко и действует кратковременно, то

Расчётная перегрузка определяется по формуле .

Для определения внешних нагрузок установлены наиболее тяжёлые расчётные случаи: полётные ( , и др.) и посадочные ( и др.).

Случай . Криволинейный полёт с углом атаки соответствующим . В нормах прочности задаются , , . По этим данным определяются эксплуатационная и расчётная подъёмная сила, скоростной напор:

;

;

;

где - плотность воздуха;

- скорость полёта.

В этом случае в большей степени нагружается передняя часть крыла. Центр давления находится в интервале:

,

где - хорда крыла в рассматриваемом сечении.

Случай служит для определения прочности переднего лонжерона и носка крыла.

В случае имеем криволинейный полёт с углом атаки (отклонённые элероны или выход из пикирования) и с максимально возможной скоростью, соответствующей скоростному потоку . Заданными величинами являются

По этим величинам определяются:

, .

Этот случай характерен для нагружения хвостовой части крыла. Вследствие перемещения назад центра давления на крыло действует значительный крутящий момент.

Случай соответствует криволинейному полёту с . Заданными величинами являются ; .

Определяются

;

;

;

.

Координата центра давления для случая определяется величиной

.

Случай : отвесное планирование с резким отклонением элеронов и максимальной скоростью полёта. В этом случае ; ; .

При несимметричном профиле и возникает пикирующий (крутящий) момент на крыле:

или

,

где - коэффициент момента;

- хорда крыла, относительно которой определён .

При симметричном профиле =0 и возникает только при отклонении элеронов:

.

Случай может оказаться расчётным по кручению.

В случае имеем угол атаки, соответствующий отрицательному . Задаются ; ; .

Случай введём в нормы прочности для проверки работы крыла на обратные нагрузки по отношению к случаю . Элементы, работающие на растяжение в случае , работают на сжатие в случае .

Случай . Конструкция нагружена обратными нагрузками. Задаются ; ; .

Определяются:

;

;

.

В случае центр давления смещён назад по сравнению со случаем . Результатом этого является возникновение значительного крутящего момента, обратного по знаку моменту в случаях и .

Величина полной расчётной воздушной нагрузки будет равна:

,

где ;

- сила лобового сопротивления;

- подъёмная сила.

Если принять приближённо, что , тогда .

Массовая расчётная нагрузка от крыла будет равна

.

Расчётные нагрузки от масс сосредоточенных грузов в крыле будут:

.

Р ис. 5а

Рис. 5б

Суммарная расчётная нагрузка крыла

.

Нагрузки, действующие на крыло и их распределение по элементам показаны на рис. 3 и 4.

Расчётная аэродинамическая погонная нагрузка прямого крыла определяется формулой

,

где - относительная циркуляция по размаху прямого крыла, учитывающая

изменение коэффициента подъёмной силы крыла по размаху и сужение крыла .

Значение величины снимаем с графиков на рис.5а и рис.5б.

Величина циркуляции должна быть уточнена поправкой, учитывающей влияние фюзеляжа и гондол двигателей :

,

где - коэффициент, который можно принимать ориентировочно по табл. 2.

Таблица 2

Тип самолета					сУ КР
		0,2	0,25	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7
Одномоторный		1,0	0,715	0,550	0,382	0,308	0,250	0,200
Двухмоторный		1,0	0,872	0,778	0,630	0,535	0,460	0,400
Четырёхмоторный		1,0	0,895	0,825	0,730	0,655	0,590	0,535

Изменение циркуляции за счёт стреловидности определяется по формуле:

,

где - изменение относительной циркуляции по размаху крыла при углах

стреловидности и (рис. 6.);

- угол стреловидности в градусах по заданной схеме крыла.

Р ис. 6

Исчерпывающие указания по корректировке величины в случае наличия крутки крыла, отклонения элеронов даются в нормах прочности.

Расчётная погонная аэродинамическая нагрузка стреловидного крыла с учётом влияния на циркуляцию крыла фюзеляжа и мотогондол имеет вид

.

Изменение циркуляции крыла за счёт закрутки подсчитывается по специальным кривым, примерный вид которых приведён на рис. 7.

Р ис. 7

Для определения погонной расчётной аэродинамической нагрузки на треугольное крыло можно пользоваться формулой

.

Массовые силы конструкции крыла можно приближённо распределять пропорционально хордам крыла

,

где - вес крыла.

По статистике .

Массовые силы от топлива, при наличии топлива в крыле, следует распределять в виде погонных нагрузок по участкам, на которых расположены топливные баки. Распределение нагрузок по сечениям производится пропорционально ширине бокового отсека

,

где и - площадь сечения и ширина сечения бака.

По статистике можно принять по табл. 3.

Таблица 3

Тип самолета	GT
Истребители	(0.25-0.3)G
Бомбардировщики средние	(0.3-0.35)G
Бомбардировщики тяжелые	(0.4-0.45)G
Транспортные тяжелые	(0.2-0.45)G
Транспортные легкие	(0.2-0.45)G
Легкие самолеты	(0.1-0.15)G

Нагрузки от собственного веса крыла приложены в центре тяжести. Для упрощения вычислений, положение центра тяжести крыла можно принимать в следующих пределах:

для прямого крыла ;

для стреловидного крыла ;

для треугольного крыла .

Положение центра тяжести топливного бака можно принять или совместить его с центром тяжести крыла.

Массовые нагрузки от сосредоточенных грузов прикладываются в центре масс этих грузов.

Для упрощения расчётов принимается, что массовые и аэродинамические нагрузки параллельны.

Алгебраическое сложение аэродинамических и массовых погонных нагрузок даёт суммарную погонную нагрузку на крыло: . Все расчёты удобно свести в табл. 4.

Таблица 4

Величина		0	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,65	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9	0,95	1
	-
	-
	-
	-
	-