Курсовая работа: Расчет на прочность крыла большого удлинения и шасси транспортного самолета АН–148

Рис. 18

После нахождения действительных напряжений определяем коэффициент редукции последующего приближения для каждого элемента конструкции:

Определение коэффициентов редукции последующих приближений для каждого элемента конструкции будет проведено с помощью ЭВМ. (приложение 1)

После достижения сходимости коэффициентов редукции необходимо определить коэффициенты избытка прочности в элементах:

- в растянутой зоне, - в сжатой зоне.

Таблица 5

Таблица 5 (продолжение)

Проверочный расчет на касательные напряжения

Оценим прочность обшивки модифицированного сечения. Обшивка находится в плоском напряженном состоянии. В ней действуют касательные напряжения, значения которых получены на основе расчета на ЭВМ:

,

и нормальные напряжения , которые равны .(табл. 7)

Определим критическое напряжение потери устойчивости обшивки:

,

где ,

- расстояние между нервюрами, - шаг стрингеров.

Если обшивка теряет устойчивость от сдвига () и работает как диагонально – растянутое поле (рис. 19), то в ней возникают дополнительные растягивающие нормальные напряжения, определяемые по формуле:

,

,

где  – угол наклона диагональных волн.

Рис. 19

Таким образом, напряженное состояние в точках обшивки расположенных вблизи стрингеров, определяем по формулам:

При            При

, ,

 ,

. .

Условие прочности, соответствующее критерию энергии формообразования, имеет вид:

,

где

.

Коэффициент , характеризующий избыток прочности обшивки определяем по формуле:

.

Полученные результаты заносим в таблицу 7.

Строим эпюру касательных напряжений (рис. 20)

рис.

Таблица 7

Расчет центра жесткости сечения крыла

Центр жесткости – это точка, относительно которой происходит закручивание контура поперечного сечения, либо это точка, при приложении поперечной силы в которой закручивание контура не происходит. В соответствии с этими двумя определениями существуют 2 метода расчета положения центра жесткости: метод фиктивной силы метод фиктивного момента. Так как проверочный расчет на касательные напряжения проведен, и эпюра суммарных ПКУ построена, то для расчета центра жесткости сечения используем метод фиктивного момента.

Определяем относительный угол закручивания 1го контура. Эпюра qS - известна.

В соответствии с формулой Мора к первому контуру прикладываем единичный момент:

Тогда: .

Так как обшивка самостоятельно не работает на нормальные напряжения, эпюра  меняется скачком на каждом продольном элементе, оставаясь постоянной между элементами, то от интеграла перейдем к сумме

Определяем относительный угол закручивания сечения крыла при приложении к нему момента М = 1 ко всему контуру. Неизвестными являются q01 q02, для их определения запишем два уравнения: уравнение равновесия относительно т.А (нижний пояс переднего лонжерона) и уравнение равенства относительных углов закручивания первого и второго контуров (аналог ур-я совместности деформации).

где  - удвоенные площади контуров.

Для расчета относительных углов воспользуемся формулой Мора. Прикладывая к каждому контуру единичный момент

Таким образом, уравнения для расчета неизвестных  и  примут вид

Решая которые, находим

После нахождения `М1 и`М2, определяем относительный угол закручивания первого контура, от приложения к сечению единичного момента:

Определяем величину крутящего момента в сечении крыла от действующих нагрузок. Поскольку деформирование линейно, угол закручивания прямо пропорционален величине Мкр, тогда:

кНм.

Определяем расстояние от поперечной силы до центра жесткости (рис. 21).

  м.

Рис. 21

Заключение о прочности крыла

Исследуя коэффициенты избытка прочности, можно прийти к выводу, что конструкция прочна по всем продольным элементам в сжатой и растянутой зонах и в обшивке, так как величина >1, причем запас прочности составляет:

- для стрингерного набора 10 - 15%,

- для обшивки 3 – 10%.

На некоторых участках обшивка немного перегружена.

Пояса лонжеронов значительно недогружены.

Проектировочный расчет стоек шасси

Исходные данные

Взлетная масса самолета mвзл=130000 кг;

Посадочная масса самолета mпос= 80000 кг;

Количество основных стоек ;

Количество колес на основной стойке ;

Количество амортизаторов на стойке ;

Геометрические параметры: .

Подбор колес

Подбор колёс начинаем с выбора типа пневматика. Тип выбираем с учётом условий эксплуатации и значений посадочной и взлетноё скоростей. Так как самолёт эксплуатируется на грунтовых ВПП, то используют пневматики низкого давления.

Страницы: 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11