Пояснительнаязаписка к курсовому проекту
натему:
«Расчетна прочность крыла большого
удлиненияи шасси транспортного самолета АН–148»
Харьков2011 г.
/>/>/>Содержание/>/> Общие сведенья осамолётеЗаданиеГеометрическиеданные крылаОпределениенагрузок на крылоРаспределение воздушнойнагрузки по длине крылаРаспределениемассовой нагрузки по конструкции крылаПостроение эпюрпоперечных сил, изгибающих и приведенных моментовПроектировочныйрасчет сечения крылаПодборпродольного силового набора в растянутой зоне Подбор продольногосилового набора в сжатой зонеПодбор толщинстенок лонжероновОпределениерасстояния между нервюрамиПроверочныйрасчет крылаПроверочныйрасчет на касательные напряженияРасчет центражесткости сечения крылаЗаключение опрочности крылаПроектировочныйрасчет стоек шассиИсходные данныеПодбор колесОпределениепараметров амортизатораОпределениенагрузок на стойкуПостроение эпюризгибающих моментовПодборпараметров поперечного сечения элементовПостроение эпюрыосевой силыПроверочныйрасчет штокаПроверочныйрасчет цилиндраЗаключение опрочности шассиРасчет осиколеса на ресурсПриложение 1Приложение 2
/>/>/>/>Задание
1. Рассчитать напрочность крыло большого удлинения транспортного самолета: определитьгеометрические параметры и весовые данные крыла; определить нагрузки ипостроить эпюры поперечных сил, изгибающих и приведенных моментов по длинекрыла; провести проектировочный и проверочный расчет поперечного сечения крыла.
Запрототип принять пассажирский самолёт АН-148.
Взлетнаямасса самолета />.
Расчетныйслучай А.
/>/>/>Коэффициент максимальной эксплутационной перегрузки длянеманевренного пассажирского самолета, согласно НЛГС, />, коэффициент безопасности />.
Общиесведения о самолёте-прототипе
/>/>/>/>/>АН-148
/>
Базовым вариантомявляется региональный самолет Ан-148-100, обеспечивающий перевозку водноклассной компоновке от 70 пассажиров с шагом кресел 864 мм (34‘’) до 80 пассажиров с шагом кресел 762 мм (30‘’). С целью обеспечения гибкостиудовлетворения требований различных авиакомпаний, а также с целью сниженияэксплуатационных затрат и повышения рентабельности перевозок предусматриваетсясертификация базового самолета в вариантах с максимальной дальностью полета от2200 до 5100 км. Крейсерская скорость полета 820-870 км/ч. Проведенные маркетинговые исследования показали, что базовый самолет по своимтехнико-экономическим характеристикам отвечает требованиям большого количестваавиакомпаний.
Самолет Ан-148-100выполнен по схеме высокоплана с двигателями Д-436-148, размещенными на пилонахпод крылом. Это позволяет повысить уровень защищенности двигателей иконструкции крыла от повреждений посторонними предметами. Наличиевспомогательной силовой установки, бортовой системы регистрации состояниясамолета, а также высокий уровень эксплуатабельности и надежности системпозволяют использовать Ан-148-100 на сети технически слабооснащенныхаэродромов.
Современноепилотажно-навигационное и радиосвязное оборудование, применениемногофункциональных индикаторов, электродистанционных систем управления полетомсамолета позволяют использовать Ан-148-100 на любых воздушных трассах, впростых и сложных метеоусловиях, днем и ночью, в том числе на маршрутах свысокой интенсивностью полетов при высоком уровне комфорта для экипажа.
Комфорт пассажирамобеспечивается на уровне комфорта на магистральных самолетах и достигнутрациональной компоновкой и составом сервисных помещений, глубокойэргономической оптимизацией общего и индивидуального пространства пассажирскогосалона, применением современных кресел, дизайна и материалов интерьера, а такжесозданием комфортных климатических условий и низкого уровня шума. Рациональновыбранная длина пассажирского салона и размещение пассажиров в ряду по схеме2+3 позволяют силами эксплуатанта получить различные одноклассные и смешанныекомпоновки в диапазоне 55-80 пассажиров с салонами экономического, бизнес ипервого класса. Высокая степень преемственности конструктивно-технологическихрешений и эксплуатационной унификации Ан-148-100 с успешно эксплуатируемымисамолетами «Ан», использованием «Hi-Tech» компонентов оборудования и системотечественного и зарубежного производств обеспечивают самолету Ан-148-100высокий конкурентный уровень экономической эффективности, технического иэксплуатационного совершенства.
Техническое обслуживаниесамолета Ан-148-100 основано на удовлетворении требований международныхстандартов (ICAO, MSG-3) и обеспечивает поддержание летной годности самолета впределах жизненного цикла эксплуатации по состоянию с интенсивностью до 300 ч вмесяц с коэффициентом готовности более 99,4%, при минимизации затрат на ТО (1,3чел-ч на 1 час налета).
Семейство самолетовАн-148 также включает следующие модификации:
пассажирский самолет,обеспечивающий перевозку 40-55 пассажиров на дальность до 7000 км; административный на 10 – 30 пасс. с дальностью до 8700 км;
грузовой вариант сбоковой грузовой дверью для перевозок генеральных грузов на поддонах и вконтейнерах;
грузо-пассажирскийвариант для смешанных перевозок «пассажиры + груз».
Принципиальнойособенностью создания семейства Ан-148 является использование максимальнойунификации и преемственности агрегатов и компонентов базового самолета – крыла,оперения, фюзеляжа, силовой установки, пассажирского и самолетногооборудования.
Расчеткрыла большого удлинения/>/>/>Геометрические данные крыла
/>
/>–площадь стреловидного крыла;
/> - удлинение стреловидного крыла;
/> - размах стреловидного крыла;
/> - сужение стреловидного крыла;
/> - корневая хорда крыла;
/> - концевая хорда крыла;
/> - угол стреловидности крыла по передней кромке.
Таккак крыло данного самолета стреловидное и угол по передней кромке более 15° (рис.1), вводим эквивалентное равновеликое по площади прямое крыло, и все расчетыпроводим для этого эквивалентного крыла. Прямое крыло введем путем поворотастреловидного так, чтобы прямая проходящая по половине хорды прямого крыла былаперпендикулярна оси фюзеляжа (рис. 2). При этом размах спрямленного крыла
/>.
/> />
Площадьспрямленного крыла:
/>,
причемв качестве параметра /> примем значение,равное расстоянию от конца консоли спрямленного крыла до оси самолёта, так каксхема данного самолета – высокоплан (рис. 3)
/>. Тогда />.
Найдемотносительную координату линии центров давления. Для этого определимкоэффициент подъемной силы /> длярасчетного случая А.
/> - взлетный вес данного самолета;
/> - плотность воздуха на высоте Н = 0 км;
/> - крейсерская скорость самолета ( [/>] = кг ),
/> - скорость пикирования,
/>,
/>.
Тогда:Сх = 0,013; Сд = 0,339; α0= 2о
Лонжероныв крыле располагаем:
-переднийлонжерон на расстоянии 15% хорды от носка крыла;
-заднийлонжерон на расстоянии 75% хорды от носка крыла (рис. 5).
Врасчетном сечении (/>) высотапереднего лонжерона />, заднего- />.
/>
/>/>/>/>Определение нагрузок накрыло
Накрыло воздействуют распределенные по поверхности воздушные силы и массовые силыот конструкции крыла и от помещаемого в крыле топлива, сосредоточенные силы отмассы агрегатов, расположенных на крыле.
Массыагрегатов находим через их относительные массы от взлетной массы самолета:
/> - масса крыла;
/> - масса силовой установки;
Таккак на самолёте 2 двигателя, то массу одного двигателя примем равной
/>./>/>/>/>Распределение воздушной нагрузки по длине крыла.
Подлине крыла нагрузка /> распределяетсяпо закону относительной циркуляции:
/>,
где/> — относительнаяциркуляция,
/>.
Вслучае стреловидного крыла относительная циркуляция определяется по формуле:
/>, где /> —влияние стреловидности крыла, (/> - уголстреловидности по четверти хорды).
Таблица – Распределение воздушнойнагрузки по консоли крылаzотн 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1 Г45 -0,235 -0,175 -0,123 -0,072 -0,025 0,025 0,073 0,111 0,135 0,14 Г пл 1,3859 1,3701 1,3245 1,2524 1,1601 1,0543 0,9419 0,8271 0,7051 0,5434 Г 1,27404 1,2868 1,265952 1,218128 1,1482 1,0662 0,976648 0,879936 0,76936 0,61004 qв,H/м 36430,7 36795,5 36199,4 34831,9 32832,3 30487,6 27926,9 25161,4 21999,5 17443,9 0,0 />/>/>/>Распределениемассовой нагрузки по размаху крыла.
Вприближенных расчетах можно считать, что погонная нагрузка массовых сил крылапропорциональна хордам. Следовательно, для расчетов можно пользоватьсяформулой:
/>, где /> - хордакрыла.
Массовуюнагрузку от веса топлива распределяем пропорционально площадям поперечногосечения топливных баков
/>, где /> -удельный вес топлива.
где/> - вес топлива (длясамолёта АН 148 />).
Суммарнаяпогонная нагрузка на крыло находится по формуле:
/>.
Началокоординат поместим в корне крыла, сечения нумеруем от корня в направлении концакрыла, начиная с />.
Результатырасчетов заносим в таблицу .
Таблица
/> z, м b(z), м
/>
/>
/>
/>, кг/м
/>, кг/м
/>, кг/м
/>, кг/м 4,93 1,3435 -0,060421 1,283079 4048,02 505,33 2187,441 1355,25 0,1 1,462 4,559 1,3298 -0,044994 1,284806 4053,46 467,30 1870,603 1715,56 0,2 2,924 4,188 1,2908 -0,031625 1,259175 3972,60 429,27 1578,541 1964,79 0,2 2,924 4,188 1,2908 -0,031625 1,259175 3972,60 429,27 3543,33 0,3 4,386 3,817 1,2228 -0,018512 1,204288 3799,44 391,24 3408,20 0,4 5,848 3,446 1,1484 1,141972 3602,84 353,22 3249,62 0,4 5,848 3,446 1,1484 1,141972 3602,84 353,22 1068,742 2180,88 0,5 7,31 3,075 1,057 0,006428 1,063428 3355,03 315,19 851,0063 2188,84 0,6 8,772 2,704 0,9571 0,018769 0,975869 3078,79 277,16 658,0454 2143,59 0,7 10,234 2,333 0,8538 0,028539 0,882339 2783,71 239,13 489,86 2054,72 0,8 11,696 1,962 0,743 0,03471 0,77771 2453,62 201,11 346,45 1906,06 0,9 13,158 1,591 0,6091 0,035996 0,645096 2035,23 163,08 227,8153 1644,34 0,95 13,889 1,4055 0,4593 0,032139 0,491439 1550,45 144,06 177,7887 1228,60 1 14,62 1,22 0,00 0,00
Строимэпюры функций />, /> и /> (рис. 7)
/>
Рис.7
/>/>/>/>Суммарная погонная нагрузка на крыло />:
/>Построениеэпюр поперечных сил, изгибающих и приведенных моментов.
Приопределении закона распределения поперечных сил и изгибающих моментов по длинекрыла вначале находим функции /> и /> от воздействияраспределенной нагрузки />. Дляэтого табличным способом вычисляем интегралы методом трапеций.
/>, />,
Расчетпроизводим по следующим формулам:
/>;
/>; />,
/>, />.
Аналогичнорассчитываем величины изгибающих моментов:
/>; />;
/>, />
Полученныерезультаты заносим в таблицу 2.
Таблица2
/> z, м ΔQ, кг Q, кг ΔM, кгм M, кгм 2244,77 20592,41 196758,3 1016728 0,1 1,462 2690,34 18347,64 172115,8 819969,8 0,2 2,924 2969,13 15657,30 152033,9 647854 0,3 4,386 3127,09 12688,17 130883,4 495820,1 0,4 5,848 3194,27 53414,20 121865,8 364936,7 0,5 7,31 3167,01 43712,46 87477,02 243070,9 0,6 8,772 3068,96 34081,88 66035,43 155593,9 0,7 10,234 2895,33 24644,21 57833,87 89558,46 0,8 11,696 2595,34 15538,14 24598,34 31724,59 0,9 13,158 1602,68 6337,4565 7126,248 7126,248 1 14,62
Необходимоучесть воздействие сосредоточенных массовых сил />:
/>(кг);
/>, />;
/>,
/>
Построимэпюры />, /> (рис. 8)
/>
/>
Рис.8
Припостроении эпюры приведенных моментов вначале задаемся положением осиприведения. Она проходит через переднюю кромку крыла параллельно оси “z” Строимэпюру погонных моментов /> отвоздействия распределенных нагрузок />, /> и />.
Дляпогонных моментов:
/>,
где
/>, тогда
/>.
/> - расстояния от точек приложения нагрузок /> до оси приведения.
/>, />
/>
/>
.
Моментсчитаем положительным, если он действует против часовой стрелки.
Интегрируяэпюру />, получаем приведенныемоменты /> от воздействияраспределенных нагрузок. Схема расчета имеет вид:
/>;
/>.
Полученныерезультаты заносим в таблицу 3:
Таблица3qv qkr qt av akr at mz dM M 4027,11 502,72 2187,44 1,67127 2,2185 2,3664 438,75654 42399,48 4032,53 464,88 1870,60 1,69219 2,1982393 2,335009 1434,007 1368,9901 41030,49 3952,09 427,05 1578,54 1,713111 2,1779786 2,303619 2203,8936 2659,3053 38371,18 5840,2499 3779,82 389,22 1311,25 1,734031 2,1577179 2,272228 6371,3749 3610,3448 34760,84 3584,23 351,39 1068,74 1,754951 2,1374572 2,240837 6780,5438 4297,6997 30463,14 3144,1876 3337,71 313,56 851,01 1,775871 2,1171965 2,209446 3383,2196 4771,5346 25691,6 3062,89 275,73 658,05 1,796792 2,0969357 2,178056 3491,9366 5025,7392 20665,86 2769,34 237,90 489,86 1,817712 2,076675 2,146665 3488,2576 5102,522 15563,34 2440,94 200,07 346,45 1,838632 2,0564143 2,115274 3343,7442 4994,1933 10569,15 2024,72 162,24 227,82 1,859553 2,0361536 2,083884 2959,9915 4608,0307 5961,119 1542,45 143,32 177,79 1,870013 2,0260233 2,068188 2226,3231 3791,1959 2169,923 0,00 0,00 0,00 1,880473 2,0158929 2,052493 2169,9229
Приведенный момент от воздействия сосредоточенных масснаходим по формуле:
/>,
где/> - расстояние от цеyнтра тяжести />-того бака до осиприведения.
/>
Строимсуммарную эпюру /> (рис. 9)
/>
/>
/>/>/>Рис. 9Проверкаправильности построения эпюр нагрузок по крылу.
/>
/>
С эпюры />=20592кг.
/>/>
Определение точкиположения поперечной силы в расчетном сечении
Зная поперечную силу иприведенный момент в расчетном сечении(/>=0.2), можно найти точку приложенияпоперечной силы по хорде крыла расчетного сечения:
/>
Координату /> откладывают от осиприведения./>/>/>/> Проектировочныйрасчет сечения крыла
Впроектировочном расчете необходимо подобрать силовые элементы поперечногосечения крыла: лонжероны, стрингеры и обшивку. Подберем материалы для продольныхэлементов сечения крыла и занесем их механические характеристики в таблицу 4.
Таблица4
/>
Шагстрингеров /> находят из условияполучения волнистости поверхности крыла не выше определенного значения.Величина должна удовлетворять неравенству
/>.
Здесь />и />– давление в горизонтальномполете на нижней и верхней поверхностях крыла;
/>– коэффициент Пуансона, для дюраля />;
/>– модуль упругости первого родаматериала обшивки.
Приближенно величины />и /> считаем равными
/>,
/>.
Параметр /> является относительнымпрогибом, рекомендуемое значение которого не более />.
Задаваясьшагом стрингеров, найдём толщину обшивки, удовлетворяя неравенство (табл. 5).
Таблица5.
/>
Посоображениям прочности увеличим толщину обшивки, приняв
δсж= 5(мм), δр = 4(мм), />
Определимколичество стрингеров на верхней и на нижней частях поперечного сечения: />. (рис. 10)
/>
Рис. 10
Нагрузки,воспринимаемые панелями будут равны
/>
где
/>
Нагрузка, воспринимаемая панелью может бытьпредставлена
/>
/>/>/>/>/> Подбор продольного силового набора в растянутой зоне
Усилие в растянутой зонеопределяется равенством
/>,
где />– количество стрингеров врастянутой зоне, учитываемое в проектировочном расчете,
/>– площадь поперечного сечения одногострингера,
/>– толщина обшивки в растянутой зоне.
Так как панельцельнофрезерованная:
/> – коэффициент, учитывающийконцентрацию напряжений и ослабление сечения отверстиями под заклепки илиболты,
/>– коэффициент, учитывающийзапаздывание включения в силовую схему обшивки по сравнению со стрингерами, />.
/>
Тогда найдем потребнуюплощадь стрингеров в растянутой панели: рис. 11
/>
Зная потребную площадьстрингера, из сортамента профилей [1, приложение 4] выберем стрингер с близкойплощадью поперечного сечения. Выбираем угольник равностенный ПР100-22, />, />, /> (рис 11).
Определим площади поясовлонжерона
/>
Площадь /> следует распределить междурастянутыми полками переднего и заднего лонжеронов.
/>, />,
Отсюда
/>
/>./>/>/>/>Подбор продольного силовогонабора в сжатой зоне
Усилие в сжатой зоненаходят по формуле:
/>,
где /> – количество стрингеров всжатой зоне, учитываемое в проектировочном расчете,
/>
/>– расчетное разрушающее напряжениестрингера в сжатой зоне,
/>– площадь поперечного сечения одногострингера в сжатой зоне,
Присоединенную площадьобшивки определим по формуле:
/>.
Тогда потребная площадьстрингера:
/>.
Знаяпотребную площадь стрингера, из сортамента профилей [1, приложение 4] выберемстрингер с близкой площадью поперечного сечения (Рис. 12). Это бульбоугольникПР102-23, />, />, />. Рис. 12
Критические напряжения местной потери устойчивости выбранногострингера определим по формуле:
/>,
/> — коэффициент, учитывающий условиязакрепления граней стенки.
Стрингеры на местнуюустойчивость проверим для всех стенок стрингера, кроме приклепываемых кобшивке.
дляполки стрингера:
/>.
Так как/>>/>, их необходимо скорректировать поформулам:
/>, />, />,
/>.
Ширинуприсоединенной обшивки, работающей с напряжениями стрингера, определим:
/>.
Площадьприсоединенной обшивки:
/>.
Суммарная площадь полоклонжеронов:
/>
Распределим площадьмежду сжатыми полками переднего и заднего лонжеронов пропорционально квадратамих высот:
/>,
/>.
Примем отношение шириныполки лонжерона к ее толщине />, тогда
1лонжерон:
/>, />;/>, />;
2лонжерон:
/>, />;/>, />./>/>/>/>Подбор толщин стенок лонжеронов
Для приближенногорасчета можно считать, что центр жесткости поперечного сечения лежит в центретяжести жесткостей лонжеронов на изгиб.
Определим моментыинерции лонжеронов.
/>,
/>
/>
/>/>,
/>/>
Перенося поперечную силусо статическим нулем в центр жесткости, замечаем, что эта сила эквивалентнадвум силам:
/>,
/>
и крутящему моменту
/>
Эти силы вызывают потоки касательных усилий встенках лонжеронов (рис. 13) .
/>
/>
/>
Рис. 13
Если предположить, что крутящий моментвоспринимается только внешним контуром сечения крыла, то этот моментуравновешивается потоком касательных усилий
/>
Тогда в зависимости от расположения поперечнойсилы (до или после центра жесткости)
/>.
/>
/>
Найдем толщину стенки:
/>
Примем
/>
Тогда
/>, />,
/>. />./>/>/>/> Определениерасстояния между нервюрами
Расстояние междунервюрами определяется из условия равнопрочности при местной потереустойчивости стрингера и при общей потере устойчивости стрингера сприсоединенной обшивкой.
Критические напряженияпотери устойчивости стрингера определяются по формуле:
/>,
где />– момент инерции сечениястрингера с присоединенной обшивкой относительно оси, проходящей через центртяжести этого сечения и параллельной плоскости обшивки;
/>– расстояние между нервюрами.
/>,
/>
Тогда
/>./>/>/>/>Проверочный расчеткрыла
Целью проверочногорасчета является проверка прочности конструкции при действительной геометрии ифизико-механических характеристиках материалов конструкции методом редукционныхкоэффициентов.
Для определениякоэффициента редукции нулевого приближения построим диаграмму деформированияматериалов обшивки, стрингеров и лонжеронов. Параметры деформирования приведеныв таблице 4.
Имея диаграммудеформирования, выбираем фиктивный физический закон. При расчетных нагрузкахнапряжения в наиболее прочном элементе конструкции — лонжероне — близки квременному сопротивлению. Поэтому фиктивный физический закон целесообразнопроводить через точку /> (рис. 14).
/>
Рис. 14
Определяем коэффициентредукции нулевого приближения в сжатой зоне:
Лонжерон: />,
Стрингер: />.
Определяем коэффициентредукции нулевого приближения в растянутой зоне:
Лонжерон: />,
Стрингер: />.
Определим редуцированныеплощади элементов. Действительные площади элементов сечения:
/>,
/>,
/>;
/>,
/>,
/>.
Редуцированные площади:
/>,
/>,
/>;
/>,
/>,
/>.
Дальнейшие расчетыпредставлены в таблице 6.
Далее необходимо найтикоординаты центра тяжести редуцированного сечения. Определяем положениецентральных осей редуцированного сечения. Исходные оси выбираем проходящимичерез носок профиля в соответствии с его геометрией (рис. 15).
Координаты центратяжести редуцированного сечения определяем следующим образом:
/>,
/>,
/>
Рис. 15
где /> — число сосредоточенныхплощадей в сечении.
Координатысосредоточенных элементов в центральных осях найдем так:
/>,
/>. (табл. 6)
/>Определяем осевые и центробежныемоменты инерции редуцированного сечения в центральных осях:
/>
/>,
/>.
Далее необходимо найтиугол поворота центральных осей до положения главных (рис. 16). Рис. 16
/>
Вычислим координатыэлементов в главных центральных осях
/>,
/>. (табл 6)
Определяеммоменты инерции в главных центральных осях
/>,
/>.
Определяем проекцииизгибающих моментов на главные центральные оси (рис. 17):
/>;
/>.
Определяемредуцированные напряжения в элементах сечения:
/>
/>
Рис. 17
Определяемдействительные напряжения в продольных элементах из условия равенствадеформации действительных и редуцированных сечений по диаграмме деформирования(рис. 18).
/>
Рис. 18
После нахождениядействительных напряжений определяем коэффициент редукции последующего приближениядля каждого элемента конструкции:
/>
Определениекоэффициентов редукции последующих приближений для каждого элемента конструкциибудет проведено с помощью ЭВМ. (приложение 1)
После достижениясходимости коэффициентов редукции необходимо определить коэффициенты избыткапрочности в элементах:
/> — в растянутой зоне, /> — в сжатой зоне.