Цель работы:

Закрепление знаний, полученных в теоретическом курсе «Прочность ЛА», и приобретение практических навыков расчета на прочность авиационных конструкций.

Исходные данные:

Основные параметры самолета и крыла:

4	0,12	0,18	0,04	3	16	10,58	2

2,16	0,86	110	75	6	25	25	25	+4	+2

Форма профиля несущей поверхности (в % от хорды).

Несимметричный профиль 2312.

	0	2,5	10	15	20	30	40	50	70	100
	0	3,11	5,86	6,89	7,54	8,00	7,77	7,14	5,02	0
	0	3,16	3,52	3,82	3,94	4,00	3,84	3,45	2,31	0

Задание:

1. Определить максимальную эксплуатационную перегрузку для данного типа самолета и расчетного случая А'. Установить коэффициент безопасности.

2. Определить внешние расчетные нагрузки на крыло

3. Построить эпюры

4. Произвести проверочный расчет заданного сечения крыла: определить нормальные и касательные напряжения в элементах крыла и сравнить их с максимально допустимыми для данных элементов.

5. Получить коэффициент запаса прочности для каждого конструктивного элемента крыла.

6. Произвести проверку расчета касательных напряжений.

1. Определение максимальной эксплуатационной перегрузки и установление коэффициента безопасности Определение максимальной эксплуатационной перегрузки

Все самолеты в зависимости от полетной массы и скорости полета могут быть разбиты на три класса.

Класса А — маневренные самолеты.

Класс Б — ограниченно маневренные самолеты.

Класс В — неманевренные самолеты.

Для каждого типа самолета в зависимости от полетной массы G и максимального скоростного напора задается величина макси­мальной эксплуатационной перегрузки . Следовательно: где G — полетная масса самолета;

— максималь­ный скоростной напор при горизонтальном полете.

Величины эксплуатационных перегрузок для каждого типа са­молета задаются “Нормами прочности”.

Для ориентировочного выбора эксплуатационных перегрузок пассажирских и учебных тренировочных самолетов используем таблицу:

Тип самолета
Легкий учебный трениро­вочный самолет	8…9
Легкий скоростной пасса­жирский самолет	4…6
Средний пассажирский самолет	3…4
Тяжелый пассажирский	2…3

Для нашего случая

Определение коэффициента безопасности

Коэффициент безопасности показывает, во сколько раз разрушающая нагрузка больше максимально возможной эксплуатационной нагрузки, действующей на самолет:

где — разрушающая (расчетная) нагрузка; — максимально возможная эксплуатационная нагрузка;

— коэффициент безопасности.

Опыт эксплуатации самолетов и вышесказанное говорит о том, что коэффициент безопасности следует выбирать в пределах 1,5...2,0. Если внешняя нагрузка, действующая на самолет, часто повторяется и действует продолжительное время, то = 2,0. Если нагрузка повторяется часто, но действует кратковременно, то = 1,65...1,8. Если нагрузка возникает редко и действует кратковременно, то f = 1,5.

Для расчетного случая А' принято брать f = 1,5.

2.Определение внешних расчетных нагрузок, действующих на крыло

На крыло самолета действуют нагрузки:

- аэродинами­ческие распределенные нагрузки ;

-массовые распределенные нагрузки от собственного веса крыла и веса топливных баков , расположенных в крыле;

- силы от веса грузов, находящихся внутри или вне крыла .

Для расчета на прочность необходимо определить величину этих нагрузок, характер распределения их по размаху крыла, место приложения по хорде крыла и направление их действия.

Распределение аэродинамической нагрузки по размаху крыла

Аэродинамическая погонная нагрузка по размаху плоского крыла распределяется пропорционально относительной циркуля­ции прямого крыла.

.

Относительная циркуляция крыла учитывает изменение коэффициента подъемной силы с_{у кр} по размаху крыла и сужение крыла η.

Зависимость , где z — текущая координата по полуразмаху крыла L/2; — сужение крыла.

При распределении аэродинамической нагрузки по размаху крыла следует учитывать влияние фюзеляжа и гондол двигателей, которое особенно велико при полетах на малых углах атаки, когда подъемная сила Y_кр в основном создается за счет разрежения на верхней поверхности крыла.

Фюзеляж и гондолы двигателей перераспределяют аэродинамическую нагрузку по размаху крыла и догружают его консоли. Учет влияния фюзеляжа и мотогондол производится по графику:

Из рассмотрения видно, что уменьшение величин погонной аэродинамической нагрузки над фюзеляжем и гондолами двигателей можно приближенно распределить по размаху крыла по закону треугольника. Площадь заштрихованного треугольника должна равняться сумме площадей «провалов» кривой над половиной фюзеляжа и гондол двигателей, а именно:

, отсюда

Чтобы получить истинную кривую распределения циркуляции по размаху крыла, нужно в каждом сечении прибавить соответ­ствующую ординату, взятую из треугольника.

Величины провалов h₁ и h₂ в значительной степени зависят от скорости полета: где — высота провалов на кривой на участке фюзеляжа и гондол двигателей;

— коэффициент, зависящий от с_{у кр}, который ориентировочно можно принимать по таблице ниже.

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

Таким образом, величина погонной аэродинамической нагрузки с учетом влияния фюзеляжа и гондол двигателей определяется формулой: