Характеристика массы

Вариант

стандартный

перегоночный

Максимальная взлетная масса, кг

Масса пустого самолета, кг

Масса полной нагрузки, кг:

• Пилот

• Топливо

• Масло

Максимальная посадочная масса, кг

Нормальная посадочная масса, кг

832

679

153

90

45

9

832

792

961

697

264

90

150

15

961

811

Наименование параметров

Числовое значение

1. Длина

2. Высота на стоянке (с винтом):

а) Максимальная

б) Минимальная

3. Высота при установке на подъемники

4. Минимальное расстояние от винта до земли на стоянке

5. Минимальное расстояние от винта до земли при взлете

6. Минимальный радиус разворота при рулении (по наружному

концу крыла)

6,830 м

2,82 м

2,27 м

2,95 м

0,46 м

0,255 м

4,5 м

Фюзеляж

1. Максимальный диаметр

2. Максимальная ширина кабины

3. Объем кабины

4. Наклон кресла пилота

1,0 м

0,82 м

2,1 м³

45°

Крыло

1. Размах

2. Геометрическая площадь

3. Средняя аэродинамическая хорда

4. Сужение

5. Удлинение

6. Угол стреловидности по линии 0,25 хорд

7. Угол установки

7,8 м

11,83 м²

1,567 м

1,91

5,2

0°

0°

8. Угол поперечного V

9. Площадь элеронов

10. Углы отклонения элеронов

0°

2,32 м²

±25°

ертикальное оперение

1. Высота

2. Площадь

3. Площадь руля направления

4. Углы отклонения руля направления

1,49 м

1,18 м²

0,87 м²

±32°

Горизонтальное оперение

1. Высота

2. Площадь

3. Площадь руля направления

4. Углы отклонения руля направления

2,9 м

2,54 м²

1,56 м²

± 25°

Шасси

1. Колея на стоянке

Наименование параметров

Числовое

значение

1. Диапазон высот пилотажа

2. Максимальная скорость горизонтального полета у земли при стандартных условиях:

а) На взлетном режиме работы двигателя

б) На номинальном режиме работы двигателя

3. Взлетная скорость

4. Посадочная скорость

5. Длина разбега

6. Длина пробега

7. Максимальная скороподъемность у земли:

а) На взлетном режиме работы двигателя

б) На номинальном режиме работы двигателя

8. Максимальная эксплуатационная перегрузка:

а) Положительная

б) Отрицательная

9. Максимальная угловая скорость крена

10. Максимальная дальность полета на высоте 1000 м без выполнения пилотажа с дополнительным топливным баком и с 7 %-м

остатком топлива после посадки

11. Продолжительность полета с выполнением пилотажа на высоте 1000 м с запасом топлива 60 л и с 7 %-м остатком топлива

после посадки

0-4000 м

310 км/ч

290 км/ч

120 км/ч

115 км/ч

160 м

250 м

18 м/с

12 м/с

+12

-10

6 рад/с

800 км

30 мин

Случай нагружения

Эксплуатационная перегрузка n^э

Скоростной напор q

Коэффициент подъемной силы

с_у

Коэффициент безопасности f

А

п^э_ман=8,0

q_А = n^э =1023,0

с_умах=0,55

1,5

А'

п^э_ман=8,0

q_А'=1023,0

n^э_мах =0,55

1,5

В

0,5 п^э_ман=4,0

q_В =511,5

n^э_мах =0,28

2,0

С

0

q_С = 0

0

2,0

D

п^э_мин=6,0

q_D = 767,2

с_умin=0,37

1,5

D'

п^э_мин=6,0

q_D' =767,2

n^э_мin =0,37

1,5

,

-

х, м

у_в , м

- у_н, м

Все случаи нагружения крыла в полете отражены в Нормах прочности (Авиационные правила) и сведены к шести случаям: случаи А, А', В, С, Д, Д'.

Случаи А, А' характерны наибольшими изгибающими моментами и максимальными перегрузками (выход из пикирования, полет с набором высоты).

Случаи В, С отличаются большими крутящими моментами (отвесное пикирование, полет с резким отклонением элеронов).

Случаи Д, Д' характерны отрицательными перегрузками (вход в пикирования в нижней точке).

Вся нагрузка, действующая на крыло (воздушная, сосредоточенная и массовая), преобразуется к перерезывающей (поперечной) силе Q_y, изгибающим М_х , крутящим М_кр моментам и осевой силе N.

В курсовом проекте необходимо определить воздушные и инерционные нагрузки, изгибающие М_х и крутящие моменты М_кр и перерезывающую силу Q_y, действующие в каждом сечении крыла (рисунок 3).

q

Рисунок 3 - Расчетная схема нагружения крыла

Перерезывающие силы и изгибающие моменты вызывают изгиб крыла, совокупность касательных сил – его кручение.

Под действием изгибающего момента возникают осевые усилия в поясах лонжеронов (верхние пояса сжаты, нижние растянуты), стрингерах и частично в обшивках.

Перерезывающая сила воспринимается стенками лонжеронов и обшивкой, в них возникают сдвиговые ^стенки и касательные усилия q.

Нервюры крыла, выполненные в виде плоских балок, необходимы для сохранения профиля крыла, создания жесткости крыла и передачи нагрузок на другие элементы крыла.

Обшивка воспринимает кручение, некоторую часть осевых усилий и служит для придания обтекаемой формы крыла.

В курсовом проекте необходимо определить воздушные нагрузки для случаев А и В.

Значение выбираем в зависимости от веса самолёта и скоростного напора по таблице 5[1], отсюда = 912,64 кг/м².

В случае А:

; ; ; (2)

Значение принимаем с_у = 0,55 , тогда:

.

В случае В:

; ; ; (3)

Значение принимаем с_у = 0,55

.

Расчет нагрузок сводим в таблицу 6.

То результатом расчета воздушных нагрузок строим эпюру распределения погонных воздушных нагрузок по размаху крыла.

Применяя метод интегрирования (таблица 7), получаем значения поперечной силы и изгибающего момента , строим эпюры силовых факторов и по размаху крыла.

(4) (6)

(5) (7)

С эпюр и снимаем величины поперечной силы и изгибающего момента в рассматриваемом сечении крыла.

Подбор сечения элементов крыла производим из условий работы крыла на изгиб и кручение.

Таблица 6 Расчет воздушных нагрузок

0,0157

0,0157

0,0157

0,0157

0,0157

0,26

0,26

0,26

0,26

0,26

0,26

0,26

0,26

0,26

0,26

354,9

386,6

405,6

437,3

456,3

481,8

507,0

532,5

564,2

595,4

(0,43)

587,0

639,4

670,8

723,3

754,7

796,8

838,5

880,4

933,1

984,7

(0,40)

546,0

594,8

624,0

672,8

702,0

741,2

780,0

819,2

868,0

916,0

232,1

252,8

265,2

286,0

298,4

315,0

331,5

347,9

368,9

389,3

(А)

1152,0

1255,0

1316,6

1419,5

1481,1

1563,9

1645,7

1728,4

1831,4

1932,7

(В)

768,0

836,4

877,7

946,4

987,4

1042,6

1097,1

1152,3

1220,9

1288,4

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

0,8

0,9

1,0

1365

1487

1560

1682

1755

1853

1950

2048

2170

2290

1152,0

1255,0

1316,6

1419,5

1481,1

1563,9

1645,7

1728,4

1831,4

1932,7

576,0

1209,2

1285,8

1368,1

1450,3

1522,5

1604,8

1687,1

1780,0

3. Определение крутящего момента и подбор толщины обшивки крыла

Обшивка крыла в общем случае работает на кручение и растяжение - сжатие. Подбор толщины обшивки δ_обш производится по наибольшему крутящему моменту, который возникает в расчетных случаях В и С по формуле Бредта:

(8)

где - расчетный крутящий момент в рассматриваемом сечении;

Ω - площадь контура крыла, работающего на кручение;

- разрушающее напряжение материала обшивки, работающего на кручение, сдвиг, кг/мм².

Для определения площади контура, работающего на кручение, вычерчиваем в масштабе профиль расчетного сечения крыла .

Работающим на кручение считается контур от носка сечения (или от первого лонжерона) до заднего лонжерона (рисунок 4).

Рисунок 4 - Определение контура, работающего на кручение

Положение переднего и заднего лонжеронов выбираем из конструктивных соображений: 30% для переднего и 70% для заднего лонжерона. Площадь контура Ω непосредственно вычисляем по чертежу контура крыла.

Вычисление крутящего момента

Расчет крутящего момента в рассматриваемом сечении проводим в зависимости от моментных характеристик профиля крыла.

Для симметричного профиля крыла наибольший крутящий момент возникает для расчетного случая В (полет с отклоненными элевонами). Для определения крутящего момента в сечении необходимо рассчитать погонный крутящий момент по размаху крыла.

Погонный крутящий момент в случае В определяется по формуле (без учета агрегатов или грузов, расположенных на крыле):

, (9)

где и - координаты центра масс и центра жесткости сечения, в проектировочном расчете они выбираются по статистике; - координата центра давления сечения крыла; - воздушная аэродинамическая нагрузка в сечении крыла; - распределенная инерционная нагрузка от веса крыла.

Относительные координаты центров тяжести и жесткости выбираем по статистике:

; .

Принимаем ; .

Сжимаемость воздушного потока при полете самолета влияет на положение центра давления Х_д.

Учет сжимаемости воздуха на положение центра давления на дозвуковых скоростях полета производится за счет поправочного коэффициента

, (10)

Коэффициент определяется по специальный графикам, прилагаемым в Нормах Прочности, а величина определяется как абсолютная величина тангенса угла наклона моментной кривой к оси .

Величина ,

где коэффициент определяется либо по специальному графику, либо по формуле:

, (11)

где М - число Маха.

где а – скорость звука, при Н = 3000 м; а = 328,56 м/с.

.

оэффициент определяем в зависимости от отношения хорды элевона к хорде крыла по формулам:

; (12)

; .

Значение производной берется с графика в Нормах Прочности. Отношение = - добавка, которая учитывает угол отклонения элевонов, и определяется по плановой проекции крыла.

Положение относительной координаты центра давления для дозвуковых самолетов, в частности «Су-26», по статистическим данным выбираем равным 0,26.

В случае В коэффициент подъемной силы сечения принимается равным коэффициенту подъемной силы крыла .

; , (13)

где q_{тах тах} – максимально допустимый скоростной напор; n^э _тах - максимальная эксплуатационная перегрузка; V²_тах – максимальная скорость полета самолета; - массовая плотность воздуха на уровне земли; G_сам – взлетный вес самолета.

Распределение воздушной и массовой нагрузок по размаху крыла в проектировочном расчете производится пропорционально хордам крыла:

; , (14)

где коэффициент безопасности .

Массовыми нагрузками крыла по сравнению с аэродинамическими нагрузками при проектировочном расчете пренебрегают.

Вычисление крутящих моментов и проводят по формуле (15) методом табличного интегрирования (таблица 8).

Таблица 8 Расчет крутящих моментов

В сечениях, где проходит элерон, получаются двойные значения и .

Используя формулу Бредта, проводим расчет погонного крутящего момента в каждом сечении. Интегрируя таблично погонный крутящий момент, получаем значения крутящего момента в каждом сечении:

(15)

По результатам интегрирования строим эпюру распределения крутящего момента по размаху крыла, с которой снимаем значение в рассматриваемом сечении для определения толщины обшивки.

Погонный крутящий момент определяется следующим образом:

- для сечений, не проходящих через элерон

; (16)

- для сечений, проходящих через элерон

; (17)

Затем по справочнику находим предел прочности на растяжение материала обшивки (алюминиевые сплавы имеют предел прочности = 40 - 42 кг/мм² в зависимости от марки материала и его термообработки), принимаем 42 кг/мм².

Разрушающее касательное напряжение для обшивки принимается

кг/мм²

Рассчитав величины ; ; , находим толщину обшивки:

мм

Полученное значение толщины обшивки округляем до ближайшей большей стандартной толщины листового материала согласно таблицы 9[1]: принимаем 0,5 мм.

4. Подбор сечений элементов крыла

Подбор сечений поясов лонжеронов и стрингеров производится отдельно для растянутой и сжатой зон сечения крыла.

4.1 Подбор сечений поясов лонжеронов в растянутой зоне крыла

Площади сечений элементов продольного набора крыла определяют, исходя из осевого усилия Ν, приходящегося на панель крыла

Ν = Ν_{обшивки} + Ν_поясов + Ν_{стрингеров}

Осевое усилие N определяется, исходя из величины изгибающего момента по формуле:

, (18)

(19)

где ; - габаритные высоты соответственно первого и второго лонжеронов в рассматриваемом сечении крыла; - коэффициент для поясов таврового сечения - учитывает разность высот и точек приложения равнодействующих осевых усилий в первом и втором лонжеронах в растянутой и сжатой панелях крыла.

мм

кг

Площадь сечения пояса первого лонжерона определяем по формуле:

, (20)

где - коэффициент, определяющий долю осевого усилия N на пояса лонжеронов растянутой зоны; принимаем к = 0,5.

мм

Из конструктивных соображений и безопасности полета принимаем площадь сечения пояса первого лонжерона в растянутой зоне равное 240 мм².

Величина изгибающего момента в заданном сечении (0,6) определяется по эпюре для рассматриваемого сечения крыла.

Площадь перечного сечения пояса второго лонжерона определяется обратно пропорционально квадрату отношений высот первого и второго лонжеронов, исходя из формулы

. (21)

мм,

принимаем 160 мм².

4.2 Подбор сечений стрингеров

При расчете площадей сечений стрингеров в растянутой зоне крыла исходим из условия, что расстояние между стрингерами (шаг стрингеров) равен 125 мм, количество стрингеров m = 5. Панель расположена между лонжеронами (рисунок 5).

Рисунок 5 - Обшивка со стрингерами

Площадь поперечного сечения стрингера определится по формуле:

, (22)

где σ^п_пч, σ ^об_пч, σ^стр_пч – пределы прочности материалов поясов лонжеронов, обшивки и стрингеров; - коэффициент, учитывающий неполную работу обшивки, определяется в зависимости от толщины обшивки δ_об по таблице 10[1]: δ_об = 0,6. Так как элементы крыла изготовлены из однородного материала Д16Т, то σ^п_пч,=σ ^об_пч,=σ^стр_пч = 42кг/мм².

Принимаем F_стр = 140 мм².

4.3 Подбор сечений поясов лонжеронов в сжатой зоне

Подбор сечений поясов лонжеронов в сжатой зоне проводится, исходя из критических напряжений σ_кр в элементах продольного набора крыла.

Площадь пояса первого лонжерона сжатой зоны определяется:

, (23)

, (24)

где σ_кр ^стр, σ_кр^п – критические напряжения в стрингерах и поясах лонжеронов; F_{стр+обш} – приведенная площадь обшивки и стрингера

Количество стрингеров в сжатой зоне (m = 5) принимается равным их количеству в растянутой зоне.

кг.

Площадь поперечного сечения пояса второго лонжерона сжатой зоны определяется из соотношения:

. (25)

Принимаем, что для поясов лонжеронов критические напряжения равны пределу прочности материала поясов

.

Площадь учитывает площадь поперечного сечения стрингеров и приведенную площадь обшивки :

В_пр; ; ; (26)

где Е_обш, Е_стр – модули упругости первого рода материала обшивки и стрингеров

мм

мм

мм².

мм²

Из конструктивных соображений и безопасности полета принимаем площадь сечения пояса первого лонжерона в сжатой зоне равное 230 мм².

мм².

Принимаем 100 мм².

ритические напряжения в стрингере вычисляют, исходя из расчета стрингеров на местную и общую потерю устойчивости и затем выбирают минимальное значение.

Местная потеря устойчивости в стрингере может возникнуть только для висячей полки уголка

(27)

где к = 0,46 для висячей полки уголка, в и δ - высота и толщина полки.

Критические напряжения при общей потере устойчивости стрингера вычисляют как для балки, защемленной по концам

, (28)

где: с – коэффициент, учитывающий заделку, для жесткой заделки равен 4; - шаг нервюр; - радиус инерции; - момент инерции висячей полки стрингера относительно оси х (рисунок 6); F – площадь сечения стрингера

обшивка полка стрингера

Рисунок 6 - Иллюстрация определения момента инерции

Найдем момент инерции висячей полки стрингера относительно оси х:

Для расчета критических напряжений в обшивке используют формулу

(29)

полагают и - расстояние между стрингерами, δ – толщина обшивки.

Затем проверяем нижнюю панель крыла на сжатие по расчетному случаю Д, чтобы определить правильно ли выбраны площади сечений элементов крыла для отрицательных нагрузок. Панель удовлетворяет случаю Д, если выполняется неравенство

, где .

Условие выполняется, следовательно, площади сечений элементов крыла для отрицательных нагрузок выбраны правильно.

4.4 Подбор толщин стенок лонжеронов

Подбор толщин стенок лонжеронов ведется из условия работы их на сдвиг под действием поперечной силы Q_у (с учетом конусности крыла).

Толщина стенки первого лонжерона

; ; (30)

где Т_ст1 – поперечная сила, действующая на стенку первого лонжерона,

- расчетный изгибающий момент, определенный по эпюре для рассматри

ваемого сечения крыла, - поперечная сила, определенная по эпюре для рассматриваемого сечения крыла, - средний угол конусности крыла, равный полусумме углов конусности переднего и заднего лонжеронов.

Приближенно угол конусности крыла вычисляют по формуле

(31)

где с_к; с_кц – относительные толщины корневого и концевого сечения крыла; в_к; в_кц - корневая и концевая хорды крыла.

Разрушающее касательное напряжение для стенок принимают

Толщина стенки второго лонжерона определяется аналогично

; ; (32)

Полученные в результате расчета толщины стенок первого и второго лонжеронов округляем до ближайших, больших стандартных толщин обшивок: принимаем δ_{ст 1}= 1,5 мм, δ_{ст 2} = 1,0 мм.

Список литературы

1. Проектировочный расчет крыла самолета на прочность: Методические указания к выполнению курсового проекта по дисциплине "Расчет самолета на прочность" / Сост.: Р.И. Гусева. – Комсомольск-на-Амуре: ГОУВПО "КНАГТУ", 2006. – 26 с.

2. Летные и технико-экономические характеристики «Су-26»

3. Стригунов В.М. Расчет самолета на прочность: Учебник для авиационных вузов. – М.; Машиностроение, 1984. – 376 с., ил.

4. С.Н. Кан, И.А. Свердлов. Расчет самолета на прочность: Учебник для авиационных вузов. – М., Машиностроение, 1966 – 520 с., ил.

5. Шульженко М.Н., Конструкция самолетов.Изд. 3-е, перераб. и доп. – М.: Машиностроение, 1971. – 416 с.