Расчет на прочность крыла большого удлинения и шасси транспортного самолета АН–148
Курсовой проект - Транспорт, логистика
Другие курсовые по предмету Транспорт, логистика
перевозок генеральных грузов на поддонах и в контейнерах;
грузо-пассажирский вариант для смешанных перевозок пассажиры + груз.
Принципиальной особенностью создания семейства Ан-148 является использование максимальной унификации и преемственности агрегатов и компонентов базового самолета крыла, оперения, фюзеляжа, силовой установки, пассажирского и самолетного оборудования.
Расчет крыла 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.
Так как крыло данного самолета стреловидное и угол по передней кромке более 15 (рис. 1), вводим эквивалентное равновеликое по площади прямое крыло, и все расчеты проводим для этого эквивалентного крыла. Прямое крыло введем путем поворота стреловидного так, чтобы прямая проходящая по половине хорды прямого крыла была перпендикулярна оси фюзеляжа (рис. 2). При этом размах спрямленного крыла
.
Площадь спрямленного крыла:
,
причем в качестве параметра примем значение, равное расстоянию от конца консоли спрямленного крыла до оси самолёта, так как схема данного самолета высокоплан (рис. 3)
. Тогда .
Найдем относительную координату линии центров давления. Для этого определим коэффициент подъемной силы для расчетного 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; ?0 = 2о
Лонжероны в крыле располагаем:
-передний лонжерон на расстоянии 15% хорды от носка крыла;
-задний лонжерон на расстоянии 75% хорды от носка крыла (рис. 5).
В расчетном сечении () высота переднего лонжерона , заднего- .
Определение нагрузок на крыло
На крыло воздействуют распределенные по поверхности воздушные силы и массовые силы от конструкции крыла и от помещаемого в крыле топлива, сосредоточенные силы от массы агрегатов, расположенных на крыле.
Массы агрегатов находим через их относительные массы от взлетной массы самолета:
- масса крыла;
- масса силовой установки;
Так как на самолёте 2 двигателя, то массу одного двигателя примем равной
.
Распределение воздушной нагрузки по длине крыла.
По длине крыла нагрузка распределяется по закону относительной циркуляции:
,
где - относительная циркуляция,
.
В случае стреловидного крыла относительная циркуляция определяется по формуле:
, где влияние стреловидности крыла, ( - угол стреловидности по четверти хорды).
Таблица Распределение воздушной нагрузки по консоли крыла
zотн00,10,20,30,40,50,60,70,80,91? Г45-0,235-0,175-0,123-0,072-0,0250,0250,0730,1110,1350,140Г пл1,38591,37011,32451,25241,16011,05430,94190,82710,70510,54340Г1,274041,28681,2659521,2181281,14821,06620,9766480,8799360,769360,610040qв,H/м36430,736795,536199,434831,932832,330487,627926,925161,421999,517443,90,0
Распределение массовой нагрузки по размаху крыла.
В приближенных расчетах можно считать, что погонная нагрузка массовых сил крыла пропорциональна хордам. Следовательно, для расчетов можно пользоваться формулой:
, где - хорда крыла.
Массовую нагрузку от веса топлива распределяем пропорционально площадям поперечного сечения топливных баков
, где - удельный вес топлива.
где - вес топлива (для самолёта АН 148 ).
Суммарная погонная нагрузка на крыло находится по формуле:
.
Начало координат поместим в корне крыла, сечения нумеруем от корня в направлении конца крыла, начиная с .
Результаты расчетов заносим в таблицу .
Таблица
z, мb(z), м, кг/м, кг/м, кг/м, кг/м004,931,3435-0,0604211,2830794048,02505,332187,4411355,250,11,4624,5591,3298-0,0449941,2848064053,46467,301870,6031715,560,22,9244,1881,2908-0,0316251,2591753972,60429,271578,5411964,790,22,9244,1881,2908-0,0316251,2591753972,60429,2703543,330,34,3863,8171,2228-0,0185121,2042883799,44391,2403408,200,45,8483,4461,14841,1419723602,84353,2203249,620,45,8483,4461,14841,1419723602,84353,221068,7422180,880,57,313,0751,0570,0064281,0634283355,03315,19851,00632188,840,68,7722,7040,95710,0187690,9758693078,79277,16658,04542143,590,710,2342,3330,85380,0285390,8823392783,71239,13489,862054,720,811,6961,9620,7430,034710,777712453,62201,11346,451906,060,913,1581,5910,60910,0359960,6450962035,23163,08227,81531644,340,9513,8891,40550,45930,0321390,4914391550,45144,06177,78871228,60114,621,220000,000,0000
Строим эпюры функций , и (рис. 7)
Рис. 7
Суммарная погонная нагрузка на крыло :
Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и приведенных моментов.
При определении закона распределения поперечных сил и изгибающих моментов по длине крыла вначале находим функции и от воздействия распределенной нагрузки . Для этого табличным способом вычисляем интегралы методом трапеций.
,,
Расчет производим по следующим формулам:
;
; ,
, .
Аналогично рассчитываем величины изгибающих моментов:
; ;
,
Полученные результаты заносим в таблицу 2.
Таблица 2
z, м?Q, кгQ, кг?M, кгмM, кгм002244,7720592,41196758,310167280,11,4622690,3418347,64172115,8819969,80,22,9242969,1315657,30152033,96478540,34,3863127,0912688,17130883,4495820,10,45,8483194,2753414,20121865,8364936,70,57,313167,0143712,4687477,02243070,90,68,7723068,9634081,8866035,43155593,90,710,2342895,3324644,2157833,8789558,460,811,6962595,3415538,1424598,3431724,590,913,1581602,686337,45657126,2487126,248114,620000
Необходимо учесть воздействие сосредоточенных массовых сил :
(кг);
, ;
,
&nbs