close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

РнП

код для вставкиСкачать
СОДЕРЖАНИЕ
Введение.
1 Объект расчета.
2 Исходные данные.
3 Коэффициенты безопасности.
4 Основные допущения.
5 Расчетные схемы.
6 Критические сечения.
7 Критические случаи нагружения.
8 Определение внешних нагрузок на крыло.
9 Случаи нагружения.
10 Расчет нагрузок на крыло.
10.1 Определение внутренних силовых факторов по размаху крыла.
10.2 .1 Расчет на прочность сечений крыла.
10.2.2 Расчет сечения 1 - 1 по оси нервюры 1 (рисунок 1).
10.2.3 Расчет узлов крепления крыла к фюзеляжу - Сечение 3-3.
10.2.4 Расчет сечения 2-2.
10.3 Прочность проушин переднего и заднего лонжеронов консоли крыла.
Выводы.
Литература.
Введение.
В данном разделе проведен расчет на прочность крыла. Запасы прочности ,а также устойчивость, определялись для наиболее нагруженных сечений крыла. Также была определена прочность проушин крепления крыла к фюзеляжу и проушин лонжеронов крыла. 1. Объект расчета.
1.1 Консоль крыла.
1.2 Проушина лонжерона заднего черт.
1.3 Проушина лонжерона переднего черт.
1.4 Проушина крепления крыльевого контейнера к крылу.
2. Исходные данные.
2.1 Нагрузка крыла. а) Нагрузка от аэродинамической подъемной силы (вертикальной) б) Нагрузка от аэродинамической силы лобового сопротивления (продольной) в) Нагрузка от веса крыла.
3. Коэффициенты безопасности.
3.1 Основной коэффициент безопасности fосн. =1,5 (см. АП 29.303).
3.2 Дополнительный коэффициент безопасности для соединений
fдоп. = 1,15 (см. АП 29.625).
4. Основные допущения.
4.1 Ось жесткости находится посередине между осями лонжеронов I и II в сечении.
4.2 Изгибающий момент Мрх распределяется поровну между лонжеронами I и II.
4.3 Крутящий момент Mрz по нервюре 1 воспринимается сдвигом стенок лонжеронов I и II и проушинами.
4.4 Изгибающий момент Мрy воспринимается лонжеронами I и II и проушинами.
4.5 Перерезывающими силами Qрх и Qрy пренебрегаем при оценке прочности лонжеронов I и П.
4.6 Перерезывающая сила Qрx воспринимается только передними проушинами по оси лонжерона I.
5. Расчетные схемы.
Расчетная схема - смотри рисунок 1.
6. Критические сечения.
6.1 Сечение по оси нервюры 1 крыла - сечение 1 - 1 - см. рисунок 1.
6.2 Сечение по стыку крыла с фюзеляжем - сечение 3 - 3 - см. рисунок 1.
6.3 Сечение между осью нервюры 1 и плоскостью стыковочных болтов - сечение 2 - 2 - см. рисунок 1.
7. Критические случаи нагружения.
7. Критический случай нагружения крыла "Маневр" АП 29.337, 29.339.
n_y^э = 3.5
8. Определение внешних нагрузок на крыло. 8.1 Распределение нагрузки от аэродинамической подъемной силы (вертикальной) - смотри рисунок 2.
а) Суммарная нагрузка. ∑Y1 = 1455 кг. (При максимальной скорости 300км/ч Сyкрыла=1)
∑Y2 = 1890 кг. (При максимальной скорости 300км/ч и выполнение маневра Сyкрыла=1.3 )
б)Расчетная нагрузка.
P_y^p =∑ Y1*f_осн*f_доп = 1455*1,5*1,15 = 2510 кгс
P_y^p =∑ Y2*f_осн*f_доп = 1890*1,5*1,15 = 3260 кгс
8.2 Распределение нагрузки от веса крыла.
а) Суммарная нагрузка. ∑Y = -65кг.
б)Расчетная нагрузка.
P_y^p =∑ X*f_осн*f_доп = -65*3.5*1.15*1,15 = -392 кгс
8.3Распределение нагрузки от аэродинамической силы лобового сопротивления (продольной) а) Суммарная нагрузка. ∑X = -160кг.
б)Расчетная нагрузка.
P_x^p =∑ X*f_осн*f_доп = -160*1,5*1,15 = -276 кгс
9. Случаи нагружения.
9.1 Критический случай нагружения крыла "Маневр" АП 29.337, 29.339. Суммарные нагрузки на крыло в наиболее нагруженном варианте.
P_y^p = 2870 кгс
P_x^p = 276 кгс
P_z^p = 0 кгс
9.2 Нагрузки на консоль крыла.
9.2.1 Наиболее нагруженный Вариант Распределенная по консоли крыла нагрузки P_y^p = 3260 кгс
(Аэродинамическая подъемная сила) - смотри рисунок 2.
P_y^p = -392 кгс
(вес крыла)
P_x^p = -276 кгс
(Cила лобового сопротивления)
P_z^p = 0кгс
10. Расчет нагрузок на крыло.
10.1 Определение внутренних силовых факторов по размаху крыла.
Эпюры внутренних силовых факторов по размаху крыла
L = 320 см
My = 276*320 = 44160 кгс*см
Mx1 = 187*32 = 5984 кгс*см
Mx2 = 451*32+5984 = 20416 кгс*см
Mx3 = 743*32+20416= 44192 кгс*см
Mx4 = 1049*32+44192= 77760 кгс*см
Mx5 = 1354*32+77760= 121088 кгс*см
Mx6 = 1654*32+121088= 174016 кгс*см
Mx7 = 1973*32+174016= 237152 кгс*см
Mx8 = 2232*32+237152= 308576 кгс*см
Mx9 = 2468*32+308576= 387552кгс*см
Mx10 = 2654+387552= 390206 кгс*см
10.2 Расчет на прочность сечений крыла
10.2.1 Материал поясов лонжеронов крыла и проушин АК6-Т1. (Штамповка ОСТ 190073-86, группа контроля 2).
в = (3945 кгс/мм ) - в продольном направлении,
в = (3745 кгс/мм ) - в поперечном направлении.
Принимаем в = 37кгс/мм2
10.2.2 Расчет сечения 1 - 1 по оси нервюры 1 (рисунок 1).
10.2.2.1 Расчёт нагрузок на лонжероны I и II.
а) нагрузки от момента М_x^p = 3902,06 кгс*м
Изгибающие моменты, действующие в сечениях лонжеронов 1 и 2, поровну распределяются между лонжеронами:
М_x1^P=М_x2^P=1/2 М_x^P=(3902,06 )/2=1951.03 кгс*м
б) нагрузки от момента М_y^p = 441,6 кгс*м
Момент М_y^p . реализуется порой сил, приходящих на лонжероны 1 и 2: P_y1^P=P_y2^P=(М_y^P)/B=(441,6 )/0.704=627кгс
10.2.2.2 Расчет лонжерона I
а) Усилия в верхнем и нижнем поясах лонжерона от момента М_x^p:
P_верх^P=P_низ^P=M_x1/H_1 =(1951.03 )/0.172=11343 кгс
Расчётные нормальные напряжения в верхнем и нижнем поясах лонжерона от усилий от момента М_x^p:
〖-〗_верх=_низ=(P_верх^P)/F_пояс =(11343 )/(50*8)=28,3 кгс/〖мм〗^2 Верхний пояс сжат пояс, нижний - растянут
б) Расчётные нормальные напряжения в сечении лонжерона 1 от усилия от момента M_y^p:
_1=P_My1/F_сечения =627/(2*50*8+164*12)=0,226 кгс/〖мм〗^2 в) Суммарные напряжения в верхнем поясе лонжерона I:
_(∑сверх)=-28,3+0,226=-28,1 кгс/〖мм〗^2 -сжатие
г) Критические напряжения сжатия верхнего пояса - см (Астахов М.Ф. "Справочная книга по расчету самолета на прочность")
_кр=f(b/δ=43/8=5,375)=28 кгс/〖мм〗^2 д) 3апас прочности пояса на сжатие: _сж=28/28,1=1
Запас прочности достаточен.
е) Суммарные напряжения в нижнем поясе лонжерона I:
_(∑ниж)=28,3+0,226=28,5 кгс/〖мм〗^2 - растяжение
д) 3апас прочности пояса на растяжение:
=37/28,3=1.31
Запас прочности достаточен.
10.2.2.3 Расчет лонжерона II
а) Усилия в верхнем и нижнем поясах лонжерона от момента М_x^p:
P_верх^P=P_низ^P=M_x1/H_1 =(1951.03 )/0.182=10719 кгс
Расчётные нормальные напряжения в верхнем и нижнем поясах лонжерона от усилий от момента М_x^p:
-_верх=_низ=(P_верх^P)/F_пояс =(10719 )/(50*8)=26,8 кгс/〖мм〗^2 б) Расчётные нормальные напряжения в сечении лонжерона 1 от усилия от момента M_y^p:
_1=P_My1/F_сечения =627/(2*50*8+174*12)=0,247 кгс/〖мм〗^2 в) Суммарные напряжения в верхнем поясе лонжерона I:
_(∑сверх)=-26,8+0,247=-26,5 кгс/〖мм〗^2 -сжатие
г) Критические напряжения сжатия верхнего пояса
_кр=f(b/δ=43/8=5,375)=28 кгс/〖мм〗^2 д) 3апас прочности пояса на сжатие: _сж=28/26.5=1,056
Запас прочности достаточен.
е) Суммарные напряжения в нижнем поясе лонжерона I:
_(∑ниж)=26,8+0,247=27,5 кгс/〖мм〗^2 - растяжение
д) 3апас прочности пояса на растяжение:
=37/27,5=1.35
Запас прочности достаточен.
10.2.2.4 Сечения лонжеронов I и II Нcт. - высота стенки лонжерона δcт. - толщина стенки лонжерона.
bв.п. - ширина полки верхнего пояса лонжерона. bн.п. - ширина полки нижнего пояса лонжерона.
δв.п. - толщина полки верхнего пояса лонжерона.
δн.п. - толщина полки нижнего пояса лонжерона. Н т.к. - высота лонжеронов по теоретическому контуру, l1-2 - расстояние между осями лонжеронов.
Н-ра №Н ст.δ стb в.п.δ в.п.b н.п.δ н.п.Н т.к.l1-2Лонжерон I-мммммммммммммммм118012508508177,23703,421625335337157,1623,731265335337123,6490,641004335335101,5402,9Лонжерон II119012538538187,1703,4217053353310,7165,8623,7313553353310,7130,43490,641084335335107,1402,9
10.2.3 Расчет узлов крепления крыла к фюзеляжу - Сечение 3-3
10.2.3.1 Расчёт узлов крепления крыла к фюзеляжу В сечении действуют нагрузки:
Q_x^p = 276 кгс, Q_y^p= 2654 кгс,
M_x^p = 3902,06 кгс*м, M_y^p = 441,6 кгс*м, M_z^p = 0 Схема нагружения:
а) Перерезывающая сила Q_x^p поровну распределяется между узлами 1 и 2:
Q_x1,2^p=(Q_x^p)/2=276/2=138 кгс.
б) Перерезывающая сила Q_y^p= поровну распределяется между узлами 1,2,3,4:
Q_(y1-4)^p=(Q_y^p)/4=2654/4=663.5 кгс.
в) Усилия в узлах от момента M_x^p:
P_Mx^p=(M_x^p)/(2*0.18)=3902,06/(2*0.18)=±10839 кгс.
г) Усилия в узлах от момента M_y^p:
P_My^p=(M_y^p)/(2*0.704)=441.6/(2*0.704)=±313 кгс.
Суммарное усилие среза:
P_(∑ср)^p=√(〖(P_(Y∑)^p)〗^2 〖+(P_(Z∑)^p)〗^2 )
ТочкаP_Mx^pP_My^pP_Qx^pP_Qy^pP_(X∑)^pP_(Y∑)^pP_(Z∑)^pP_(∑ср)^pкгскгскгскгс
кгскгскгскгс1-10839313138663.5138663.5-1052610546210839313138663.5138663.511152111713-10839-313663.5663.5-1052610546410839-313663.5663.51115211171Напр.*По ZПо ZПоXПоY
По XПо УПо Z
* - направление действия силы.
10.2.3.2 Расчёт болта в точке 1.
а) Нормальные напряжения в сечении болта:
=P_(X∑)/F_min =138/315.7=0.437 кгс/〖мм〗^2 б) Касательные напряжения в сечении болта:
=P_(X∑)/F_min =10546/315.7=33.4 кгс/〖мм〗^2 в) Условие прочности при совместном действии среза и растяжения болта:
≤k*_b, где k=1/√(〖(/)〗^2+2,6); ≤0.65*_b
k=1/√(〖(0.473/33.4)〗^2+2,6)=0.3846
г) Запас прочности болта на срез
=(0.3846*100*2)/33.4=2.3
где 2 - две плоскости среза болта. Запас прочности достаточен.
д) 3апас прочности болта на разрыв:
=(0.65*100)/0.437=148.7
Запас прочности достаточен.
10.2.3.3 Расчёт проушины крыла на разрыв.
Схема проушины.
Из таблицы 3:
а) Максимальное усилие в точке крепления от изгиба: P_(Mx,y) = 11152 кгс.
Усилие в точке крепления от кручения: P_Mz = 0 кгс. Максимальное суммарное расчётное усилие в точке крепления:
P_∑ = 11171 кгс- максимальное усилие в точке крепления 1.
б) Ухо одинарное
Материал АК6-Т1 (группа контроля 2) в > 37кгс/мм2 3700 кг/см2
в) Площадь разрыва
D = 56мм d =26мм δ = 22мм
F = (56 - 26)*22 = 660 мм2 - площадь разрыва.
г)Допустимое напряжения разрыва проушины:
b/d=56/26=2,15;c=1;k-0,9 - см (Астахов М.Ф. "Справочная книга по расчету самолета на прочность")
доп =3700*0,9=3330 кг/см2
д) Напряжение в проушине:
=P_∑/F= (11171 )/660=16,9 е) Запас прочности проушины на разрыв:
=_доп/^p =3330/1690=1,97
Запас прочности достаточен.
10.2.4 Расчет сечения 2-2.
10.2.4 .1 Сечение между плоскостью стыковочных болтов и осью нервюры 1 а) Момент инерции сечения относительно оси OY:
I_y= (〖22〗^3*60*2)/12+(〖13〗^3*80)/12=139233 〖мм〗^4
б) Изгибающий момент в сечении:
M_y=Q_x^p*35=276*35=9660 кгс*мм
где Q_x^p=276кгс
в) Нормальные напряжения в сечении:
=(M_y*l)/I_y = (9660*11 )/139233=0,763 г) Запас прочности сечения:
=_доп/^p =37/0,763=48,5
Запас прочности достаточен.
10.3 Прочность проушин переднего и заднего лонжеронов консоли крыла.
10.3.1 Нагрузки от крыла M_x^p=2*H_ср*N_Mx=390206 кг*см
N_Mx^p=M_x/(2*H_ср )=390206/(2*18)=10839 кг*см
M_y^p=2*B*N_My=44160 кг*см
N_My^p=M_y/(2*B)=44160/(2*70.4)=313.6 кг*см
Наиболее нагруженная проушина - d
N_a=10839+313.6=11152кг=P_разр
a,b,c,d - проушины крыла
P_∑=11171кгс нагрузка на проушину крыла ( см. п. 10.2.3.3).
Примем наибольшую P_∑=11171 кгс=P_разр
10.3.2 Расчет проушины заднего лонжерона на разрыв. а) Схема нагружения и чертеж уха представлен на рисунках: 2, 3. Расчетная нагрузка Р^p=11171кгс
б)Ухо двойное:
Материал АК6-Т1 (группа контроля 2) в> 37кгс/мм2 =3700 кг/см2
в) _в= P/F=11171/9.6=1163.6 кг/〖см〗^2 г) D = 58мм; d=28мм;
δ= 16мм.
F = l,6*(5,8-2,8)*2= 9,6 см2
д) b/d=5.8/2.8=2.07;C=1;K=0.69 - см (Астахов М.Ф. "Справочная книга по расчету самолета на прочность")
доп =3700*0,69 =2553 кг/см2
е) Запас прочности:
=_доп/^p =2553/1163.6=2,19
Запас прочности достаточен.
10.3.3 Расчет проушины переднего лонжерона на разрыв. (рисунки: 5,6)
а) F = l,7*(5,8-2,8)*2 = 10,2 см2
б) разр = 11171/10,2 =1092 кг/см2
в) доп =3700*0,69 = кг/см2
г) Запас прочности:
=_доп/^p =2553/1092=2,34
Прочность проушины достаточна.
Выводы:
Прочность конструкции крыла достаточна в существующем исполнении.
Литература:
Астахов М.Ф. "Справочная книга по расчету самолета на прочность"
Документ
Категория
Разное
Просмотров
22
Размер файла
1 053 Кб
Теги
рнп
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа