Проектирование пассажирского среднемагистрального самолёта

Размещено на http://www.allbest.ru/

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РФ

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ

ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

«ВОРОНЕЖСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ

УНИВЕРСИТЕТ»

(ГОУВПО «ВГТУ»)

Авиационный факультет

Кафедра самолето- и вертолетостроения

КУРСОВАЯ РАБОТА

по дисциплине «Проектирование самолетов»

Тема: «Проектирование пассажирского среднемагистрального самолёта»

Разработал студент СД-091 С.А. Масловский

Руководитель С.К. Кириакиди

Нормоконтролер А.М. Чашников

2013



Содержание

Введение

1. Компоновка самолёта

2. Расчет дальности полета самолета

3. Расчет средних аэродинамических хорд

4. Расчет центровки самолета

4.1 Расчёт центровки в снаряжённом состоянии

4.2 Расчёт центровки пустого самолёта

5. Нагрузки, действующие на фюзеляж

6. Определение реакций, действующих на фюзеляж от крыла

7. Определение реакций, действующих на фюзеляж от горизонтального и вертикального оперения

8. Определение распределенных массовых сил от веса конструкции фюзеляжа

9. Расчет крутящего момента MКР

10. Построение эпюр QУ и MZ

11. Предварительное проектирование силового набора фюзеляжа

12. Проектировочный расчет трех сечений фюзеляжа

13. Определение напряжений в наиболее нагруженном сечении фюзеляжа

14. Определение момента инерции сечения фюзеляжа относительно оси 0Z, проходящей через центр тяжести сечения фюзеляжа

14.1 Определение собственных моментов инерции сечений

15. Расчет типового шпангоута

Заключение

Список литературы

фюзеляж шпангоут самолет конструирование

Введение

Самолеты относятся к классу летательных аппаратов, использующих аэродинамический принцип полета. Они расходуют энергию запасенного топлива для создания движущей, подъемной и управляющих сил с помощью воздушной среды. В настоящее время это самый распространенный тип летательных аппаратов с огромным потенциалом дальнейшего развития, так как освоенная область скоростей и высот полета, в которой возможна реализация аэродинамического принципа полета, очень мала, а потребности общества в таких летательных аппаратах постоянно возрастают.

Как объект проектирования современный самолет представляет собой сложную техническую систему с развитой иерархической структурой, большим числом элементов и внутренних связей, возрастающих примерно пропорционально квадрату числа элементов. Так, планер современного широкофюзеляжного самолета состоит более чем из миллиона деталей.

Целью курсового проекта является расчет отдельных характеристик и параметров заданного самолета, а так же подробный расчет и конструирование его фюзеляжа.

1. Компоновка самолёта

По данной схеме выбираем прототип самолёта, для которого проводим разбивку общего объёма фюзеляжа с определением пассажирских салонов (с уточнением класса салона), а также вспомогательных и служебных отсеков, включая кабину экипажа, кресла отдыха бортпроводников, буфет, багажные отделения, туалеты и т.д. Прототипом для данной схемы самолёта был выбран самолёт Ту-134, схема которого представлена на рисунке 1, так как он наиболее соответствует заданию курсовой работы. У этого самолёта наиболее близкие лётно-технические характеристики из всех рассмотренных вариантов.

Рисунок 1 - Схема прототипа (Ту-154)

Проведём компоновку пассажирского салона разрабатываемого самолёта. Потребная длина салона определяется по следующей формуле:

, (1.1)

где - минимальное расстояние от плоскости передней перегородки кабины до первого ряда сидений, мм;

- минимальное расстояние от плоскости задней перегородки кабины до переднего крепления ряда сидений, мм;

iряд - число рядов кресел;

t - расстояние между рядами сидений, мм.

Фюзеляж самолета состоит из 2 пассажирских салонов II класса, для них , рассчитаем их длину:

,

.

Салон имеет посадочную форму 2+2 и 14 рядов кресел, следовательно 56 пассажиров.

Данный самолёт имеет салоны II класса. Для таких салонов количество бортпроводников определяется из расчёта один бортпроводник на 25 - 30 пассажиров, следовательно, нужно 2 бортпроводника.

Так как в самолете имеется 2 салона, то необходимо расположить в фюзеляже 2 кухни, необходимая площадь подсчитывается по формуле (1.2):

, (1.2)

где nпас - число пассажиров.

Количество туалетных помещений зависит от числа пассажиров и продолжительности полёта. При продолжительности полёта более 4-х часов - один туалет на 30 пассажиров при их числе менее 120. Для данного самолёта необходимо два туалетных помещения. Площадь туалета примем S=1,6 м2, ширину 1 м.

Необходимая площадь гардеробных помещений определится по формуле 1.3:



, (1.3)

Потребная площадь гардероба будет равна , но из компоновочных соображений возьмем 2 гардероба площадью 1,5 м2 и 1,6 м2, и разместим их разных концах фюзеляжа.

Багажный отсек находится в хвостовой части фюзеляжа под полом. Необходимый объем багажных помещений рассчитывается по формуле (1.4):

, (1.4)

Подставим все значения в формулу (1.4), получим необходимый объем багажного отсека , примем объем багажа равным 13 м3.

Экипаж самолёта состоит из двух пилотов и двух бортпроводников.

В объёмах крыла размещаем максимально возможное количество топлива на 70 - 75% консольной части крыла, начиная от второй нервюры. Также дополнительно размещаем бак в центроплане. Общий объём топливных баков будет равен:

, (1.5)

где Vц - объём топливного бака, размещённого в центроплане, м3;

V1, V2 - объёмы соответствующих топливных баков, м3.

Выбираем профиль крыла NACA 2315, и строим сечения топливных баков по координатам профиля NACA 2315. На рисунке 2 представлена компоновка топливных баков.



Рисунок 2 - Компоновка топливных баков

Для определения объёмов баков строим их сечения по координатам профиля, на рисунке 3 представлены сечения топливных баков.

Рисунок 3 - Сечения топливных баков

Определим объём каждого топливного бака по формуле усеченной призмы:

, (1.6)

где V - объем соответствующего топливного бака, м3;

h - высота призмы, м;

S1, S2 - площадь топливного бака в сечении нервюр, м2.

Площадь S определяется по формуле:

; (1.7)

где a - ширина сечения, м;

b - высота сечения, м.

Находим площади сечений нервюр 2, 6, 10 и 22 соответственно:

Находим объемы топливных баков:

;

Объём бака, находящегося в центроплане, определится по формуле:

, (1.8)

где l - длина бака центроплана, м;

S - площадь сечения бака центроплана, м2.

Площадь сечения бака центроплана определится по формуле:

, (1.9)

где a - верхнее основание бака, м;

b - нижнее основание бака, м;

hтр - высота бака, м.

На рисунке 4 представлено сечение бака центроплана:

Рисунок 4 - Сечение бака центроплана

Найдем площадь сечения бака центроплана:

.

Объем бака центроплана:

.

Таким образом, зная объёмы всех топливных баков, мы находим общий объём топлива по формуле (5):

.

2. Расчет дальности полета самолета

После размещения топливных баков в крыле и фюзеляже самолёта необходимо определить дальность полёта самолёта. Дальность полёта L (км) определяется по формуле:

, (2.1)

где K - аэродинамическое качество на крейсерском режиме полёта;

vкрейс - крейсерская скорость полёта на высоте Н, км/ч;

Cp - суммарный расход топлива всех двигателей самолёта, кг/ч;

- относительная масса топлива без аэронавигационного запаса Gанз.

Относительная масса топлива определяется по формуле:

, (2.2)

где mт - масса топлива без аэронавигационного запаса.

Масса топлива без аэронавигационного запаса определяется по формуле:

(2.3)

Аэронавигационный запас топлива Gанз, требуемый для 45 минут полёта, определяется по формуле:



, (2.4)

где Pд1 - тяга одного двигателя, кг;

nд- количество двигателей.

Аэродинамическое качество рассчитывается для высоты Н по формуле:

, (2.5)

где Cy - коэффициент подъёмной силы самолёта для высоты Н;

Cx - коэффициент лобового сопротивления.

Здесь коэффициент Cy находится по формуле:

, (2.6)

где - плотность воздуха на высоте Н, кг/м3;

S - площадь крыла, м2;

Y - подъёмная сила самолёта, H.

Подъемная сила определяется по формуле:

, (2.7)

где g - ускорение свободного падения, м/с2.

.

Плотность воздуха на высоте H=10000 м равняется 4,21 кг/м3. Крейсерская скорость vкрейс = 830 км/ч = 230 м/с. Площадь крыла S = 156 м2. Коэффициент лобового сопротивления Cx = 0,024. Суммарный расход топлива всех двигателей самолёта Cp =0,57 кг/ч;

Находим коэффициент Cy:

Теперь определим величину коэффициента K по формуле (2.5):

.

Определим аэронавигационный запас топлива для 45 минут полёта по формуле (2.4):

.

Плотность авиационного керосина составляет 850 кг/м3. Зная общий объём топливных баков и плотность топлива, мы можем найти необходимую массу топлива по следующей формуле:

(2.8)

где - плотность авиационного керосина, кг/м3.

Отсюда находим массу топлива:

кг.

Определим массу топлива без аэронавигационного запаса по формуле (2.3):

.

Определим относительную массу топлива без аэронавигационного запаса по формуле (2.2):

.

Определив все необходимые величины, вычислим дальность полёта L по формуле (2.1):

.

3. Расчет средних аэродинамических хорд

Средние аэродинамические хорды крыла, горизонтального и вертикального оперения рассчитываются графическим путем, их расчет представлении на рисунках 5, 6, 7.

Рисунок 5 - Расчет средней аэродинамической хорды крыла

Рисунок 6 - Расчет средней аэродинамической хорды горизонтального оперения



Рисунок 7 - Расчет средней аэродинамической хорды вертикального оперения

4. Расчет центровки самолета

По статистике, с учётом известного взлётного веса самолёта G0, определяем веса основных его агрегатов: крыла, фюзеляжа, вертикального и горизонтального оперения, шасси, двигателей, экипажа, пассажиров, гардеробов, кресел пассажиров и экипажа.

Вес каждого кресла самолета равен 14 кг, вес членов экипажа nэ=70 кг, вес пассажиров nпас=90кг. Масса одного двигателя Gдвиг=2350 кг, масса гардероба Gгард=250 кг, масса туалета Gтуал=250 кг

Вес оборудования в носовой части фюзеляжа Gоб примем равным 450 кг, тогда вес носовой части Gнос ч определится по формуле (4.1):

, (4.1)

где nпил - количество пилотов, чел.

.

Вес носовой стойки шасси:

, (4.2)

.

Вес первого и второго салонов складывается из веса пассажиров салоне и веса кресел:

, (4.3)

, (4.4)



Находим веса салонов: , .

Вес багажа определится по следующей формуле:

, (4.5)

кг.

Вес фюзеляжа равен:

, (4.6)

кг.

Вес крыла равен:

, (4.7)

где Gкр - масса конструкции крыла, кг;

Gт - масса топлива расположенного в крыле, кг;

Gснар - масса снаряжения крыла, кг.

Масса конструкции крыла рассчитывается по формуле:

, (4.8)

кг.

Масса снаряжения крыла:



, (4.9)

кг.

кг.

Вес кухни определяется по следующей формуле:

(4.10)

где Gоб кух - масса кухни с оборудованием на одного пассажира, кг;

Gсо - масса съёмного оборудования на одного пассажира, кг;

Gпп - масса продуктов питания на одного пассажира, кг.

, , .

кг.

Вес топливного бака, расположенного в центроплане:

, (4.11)

кг.

Вес основной стойки шасси:

, (4.12)

кг.

Вес вертикального оперения:



, (4.13)

кг.

Вес горизонтального оперения:

, (4.14)

кг.

После определения весов всех агрегатов нужно найти координату центра тяжести каждого из них на чертеже. Для этого введём систему координат, у которой ось 0Х направлена от носа самолёта к его хвосту и лежит на земле, а ось 0Y направлена вертикально вверх (см. рис. 9).

Рисунок 8 - Массовые силы, действующие на самолёт

То есть при такой системе координат самая передняя точка самолёта, находящаяся на носовом обтекателе, будет иметь координаты (0; Y). Введя систему координат, измерим координаты центров тяжести каждого агрегата, для которого была определена масса.

4.1 Расчёт центровки в снаряжённом состоянии

Результаты нахождения весов агрегатов и координат центров тяжести каждого из них для наглядности занесём в таблицу 1.

Таблица 1 - Веса основных агрегатов самолёта и их координаты

Наименование агрегата самолёта	Вес агрегата, кг	Координата Х, мм
Носовая часть фюзеляжа	618	2064
Бортпроводники	168	3825
Туалет в носовой части фюзеляжа	250	5340
Носовая стойка шасси	870	5233
Первый салон	1664	8153
Кухня	986	11165
Багаж	1120	11165
Гардероб	250	12915
Фюзеляж	10440	16256
Топливный бак (центроплан)	6069	17513
Крыло	17149	18301
Второй салон	4160	18301
Основная стойка шасси	2610	20813
Туалет в хвостовой части фюзеляжа	250	23710
Гардероб	250	23710
Внешняя силовая установка	2350	26434
Внутренняя силовая установка	2350	30786
Вертикальное оперение	870	30192
Горизонтальное оперение	1044	33929

Определим центровку для снаряжённого состояния самолёта, когда в расчёте используются все приведённые в таблице 1 величины.

Координата центра тяжести всего самолёта определяется по следующей формуле:

, (4.15)

где Gi - вес i-го агрегата, кг;

Xi - координата центра тяжести i-го агрегата, мм.

Отсюда получим:

.

Зная координату центра тяжести всего самолёта можно определить центровку для снаряжённого состояния по формуле:

, (4.16)

где Xт - координата центра тяжести всего самолёта в зависимости от расчётного случая в системе координат XOY;

- координата передней кромки (точки) средней аэродинамической хорды крыла в системе координат XOY;

bсах - средняя аэродинамическая хорда крыла.

Отсюда находим:

Данное значение входит в диапазон центровок .



4.2 Расчёт центровки пустого самолёта

В данном случае при расчёте центровки не учитываются: вес экипажа, вес пассажиров, масса топлива, масса кухни, масса багажа, масса гардероба.

То есть для данного расчётного случая таблица 1 примет вид:

Таблица 2 - Данные для расчета центровки пустого самолета

Наименование агрегата самолёта	Вес агрегата, кг	Координата Х, мм
Носовая часть фюзеляжа	476	2064
Кресла бортпроводников	28	3825
Туалет в носовой части фюзеляжа	250	5340
Носовая стойка шасси	870	5233
Первый салон	224	8153
Фюзеляж	10440	16256
Крыло	9135	18301
Второй салон	560	18301
Основная стойка шасси	2610	20813
Туалет в хвостовой части фюзеляжа	250	23710
Внешняя силовая установка	2350	26434
Внутренняя силовая установка	2350	30786
Вертикальное оперение	870	30192
Горизонтальное оперение	1044	33929

Определим центровку пустого самолёта в соответствии с таблицей 2.

Координата центра тяжести всего самолёта определяется по формуле (4.15):

Зная координату центра тяжести всего самолёта можно определить центровку для пустого самолёта по формуле (4.16):

Данное значение входит в диапазон центровок .

5. Нагрузки, действующие на фюзеляж

Фюзеляж данного самолёта условно разбит на 5 отсеков. Найдём суммарную вертикальную силу Pi в каждом отсеке.

В первом отсеке длиной 6127 мм действует суммарная вертикальная сила, P1 которая находится по формуле:

, (5.1)

где nр - расчетная перегрузка.

, (5.2)

где f - коэффициент безопасности;

nэ - эксплуатационная перегрузка.

Найдем расчетную перегрузку:

Тогда суммарная вертикальная сила P1 будет равна:

.

Во втором отсеке длиной 7525 мм действует суммарная вертикальная сила P2, которая находится по формуле:

, (5.3)

Определяем суммарную вертикальную силу P2:

.

В третьем отсеке длиной 9245 мм действует суммарная вертикальная сила P3, которая находится по формуле:

, (5.4)

Определяем суммарную вертикальную силу P3:

.

В четвёртом отсеке длиной 4500 мм действует суммарная вертикальная сила P4, которая находится по формуле:

, (5.5)

Находим суммарную вертикальную силу P4:

.

В пятом отсеке длиной 5788 мм действует суммарная вертикальная сила P5, которая находится по формуле:

, (5.6)

Находим суммарную вертикальную силу P5:

.

Нагрузки, действующие на фюзеляж, показаны на рисунке 9.

Рисунок 9 - Нагрузки, действующие на фюзеляж

6. Определение реакций, действующих на фюзеляж от крыла

Подъёмная сила крыла определяется по формуле:

, (6.1)

.

Суммарный вес крыла равен:

, (6.2)

где Gкр - вес конструкции крыла, кг;

Gт - вес топлива, располагаемого в крыле, кг;

Gоснст - вес основных стоек шасси, расположенных в крыле, кг;

Gснаркр - вес снаряжения крыла, кг.

Вес конструкции крыла Gкр =8700 кг, масса топлива расположенного в крыле Gт =15844 кг, вес основных стоек шасси Gоснст =2610 кг, вес снаряжения крыла примем 5% от веса конструкции крыла Gснаркр =0,0058700=435 кг.

Отсюда получим:

.

Расчётная нагрузка от суммарного веса крыла:

, (6.3)

Получим:

.

Суммарная вертикальная сила , действующая на крыло, определяется по формуле:

, (6.4)

.

Дополнительный момент определяется по формуле:

, (6.5)

.

Определим реакции и , действующие на узлы крепления крыла к фюзеляжу (рисунок 10). Для этого составим два уравнения равновесия:

1 - центр давления; 2 - центр тяжести

Рисунок 10 - Определение реакций крыла, действующих на фюзеляж

(6.6)

Отсюда находим:

, (6.7)

Откуда:

, (6.8)

.

, (6.9)

.

Делаем проверку по формуле:

, (6.10)

,

Реакции и найдены верно.

7. Определение реакций, действующих на фюзеляж от горизонтального и вертикального оперения

Подъёмная сила горизонтального оперения находится по формуле (7.1):

, (7.1)

Площадь горизонтального оперения , .

Суммарная вертикальная сила , действующая на горизонтальное оперение, находится по формуле (7.2):

, (7.2)

.

Определим нагрузки, действующие от ВО в вертикальной плоскости на фюзеляж:

В точке 5 на фюзеляж от вертикального оперения действует суммарная сила (в вертикальной плоскости) , равная:

.

На рисунке 11 показана схема нагружения хвостовой части фюзеляжа в вертикальной плоскости.



Рисунок 11 - Двухопорная балка

Определим суммарные нагрузки, действующие на фюзеляж от оперения (при помощи двух уравнений равновесия):

При перенесении силы из точки 6 в точку 5, возникает дополнительный момент МГО, равный:

, (7.3)

Размеры с1, d1 и b1 показаны на рисунке12, отсюда .

В результате, в точке 5 на фюзеляж, вертикальной плоскости, от ГО и ВО будет действовать суммарная сила , и изгибающий момент МГО, причем:

(9.4)

,

,



Из уравнений следует, что сила R4 направлена вверх.

Рисунок 12 - Хвостовая часть фюзеляжа

8. Определение распределенных массовых сил от веса конструкции фюзеляжа

Распределенные массовые силы от веса конструкции фюзеляжа qФ находится по формуле (8.1):

, (8.1)

где HiФ - текущая высота фюзеляжа, м;

Sбок - площадь боковой проекции фюзеляжа на плоскость XOY, м2.

Боковая площадь была вычислена при помощи программы Компас 3D V12 и составляет .

Размеры H1Ф=0 м; H2Ф=2,9 м; H3Ф=2,9 м; H4Ф=2,9 м; H5Ф=2,52 м взяты с чертежа и показаны в соответствии с рисунком 13.

;

;

;

.

Отсюда видно, что массовые силы от веса конструкции в отсеках 2 - 4 одинаковы.



Рисунок 13 - Эпюра распределённых сил

9. Расчет крутящего момента MКР

Крутящий момент MКР находится по формуле (9.1):

, (9.1)

где hВО - плечо силы до строительной горизонтали фюзеляжа;

- боковая сила (направлена параллельно оси OZ), действующая на ВО.

Сила рассчитывается по формуле (9.2):

, (9.2)

где - коэффициент боковой силы при отклонении руля направления;

- расчетная перегрузка в горизонтальной плоскости.

Перегрузка рассчитывается по формуле (9.3):

, (9.3)

где - эксплуатационная перегрузка в плоскости X0Z;

f - коэффициент безопасности.

Примем эксплуатационную перегрузку , коэффициент безопасности , коэффициент боковой силы , отсюда находим:

, ,

.

Общий крутящий момент MКР, действующий на фюзеляж, необходимо распределить на силовые шпангоуты крепления киля к фюзеляжу, плоскости которых проходят через точки 3 и 4 рисунок 14.

Распределение момента MКР рассчитывается по формуле (9.4) и (9.5):

, (9.4)

, (9.5)

Из данных уравнений:

, ,

Отсюда находим:

,

,.

Эпюра крутящих моментов, действующих на фюзеляж, изображена на рисунке 14.



Рисунок 14 - Схема нагружения хвостовой части фюзеляжа от ВО.

10. Построение эпюр QУ и MZ

Определим неизвестные реакции расчётной балки R1 и R2 на основании двух уравнений равновесия (10.1) и (10.2):

, (10.1)

, (10.2)

Из уравнения (10.1) составим уравнение моментов относительно точки 1. Получим:

Массовые силы от распределенной нагрузки будут равны:

Подставим значения известных нам сил:



Преобразуем:

Откуда выражаем неизвестную реакцию R2:

Из уравнения (10.2) находим неизвестную реакцию R1:

Подставим значения:

Отсюда находим:

.

Зная все реакции и силы, мы можем приступить непосредственно к построению эпюр. Для этого делаем разбивку нашей балки на 11 участков, в соответствии с приложенными нагрузками, и для каждого из участков находим:

Участок I



Произведем расчет эпюр перерезывающих сил Qy. Расчет начинаем вести от начала координат (нос самолета) путем последовательного приращения сил в точках приложения сосредоточенных сил или изломов распределенных нагрузок. При этом будем иметь 12 участков (приложение Г):

Участок I

Участок II

Участок III

Участок IV



Участок V

Участок VI

Участок VII

Участок VIII



Участок IX

Участок X

Участок XI



Расчет изгибающих моментов будем вести в два этапа. На первом этапе идем от начала координат шесть участков. Далее проходим пять участков с конца и соединяем эпюру Mz (данный подход значительно сокращает объем расчетов).

Этап 1

Участок I

участок II

участок III

участок IV

участок V

участок VI

Этап 2

участок XI



участок X

участок IX

Участок VIII



Участок VII

На рисунке 15 показаны эпюры перерезывающих сил Qу и изгибающих моментов Mz.

Рисунок 15 - Эпюры Qу и Mz.

11. Предварительное проектирование силового набора фюзеляжа

Силовой набор балочно-стрингерного фюзеляжа (монокок).

Рисунок 16 - Поперечное сечение балочно-стрингерного фюзеляжа

Для силового набора балочно-стрингерного фюзеляжа примем следующие параметры и соотношения (рисунок 16)

Н - высота сечения фюзеляжа, мм;

h=0,7H - высота боковины фюзеляжа, мм;

В - ширина сечения фюзеляжа, мм;

b=0,7B - ширина свода фюзеляжа, мм;

fстр - площадь стрингера, мм2.

В нашем случае

Н=2900 мм;

h=2030 мм;

b=2030 мм;

fстр=2000 мм2;

В=2900 мм.

Рассчитаем количество стрингеров n:

(11.1)

где t - шаг стрингеров, мм.

Примем шаг стрингеров равным t=230 мм, тогда количество стрингеров

Рассчитаем геометрические размеры стрингера (рисунок 17):

Рисунок 17 - Сечение стрингера

Площадь стрингера:

; ; .

Примем, что:

Тогда:

С учетом полученных геометрических размеров площадь стрингера .



12. Проектировочный расчет трех сечений фюзеляжа

Определение толщины обшивки фюзеляжа

Толщина обшивки фюзеляжа может быть определена по формуле:

, (12.1)

. (12.2)

Касательное, распределенное по обшивке усилие q выбираем как наибольшее из величин q1 и q2.

q1 - касательное усилие от действия вертикальной поперечной силы, Н/м;

q2 - касательное усилие, возникающее от боковой силы Pво, на ВО, Н/м.

, (12.3)

где - перерезывающая сила, H;

- изгибающий момент, Нм;

h - высота боковины фюзеляжа, м;

в - угол между лонжеронами при виде на фюзеляж сбоку, рад.

, (12.4)

, (12.5)

где - площадь сечения фюзеляжа, м2;

В - ширина сечения фюзеляжа, м;

г - угол между лонжеронами при виде на фюзеляж сверху, рад;

x - расстояние по вертикали от вектора силы PВО от рассматриваемого сечения, м.

1) Рассчитаем толщину обшивки для первого сечения (кН/м, кН):

Т.к в=0, получим: Н/м.

Т.к г=0, получим: Н/м.

Толщина обшивки с учетом того, что q1>q2

м.

2) Рассчитаем толщину обшивки для второго сечения (кН/м, кН):

Н/м, Н/м.

Толщина обшивки с учетом того, что q1>q2

м.

3) Рассчитаем толщину обшивки для третьего сечения (кН/м, кН):

Н/м, Н/м.

Толщина обшивки с учетом того, что q1<q2

м.



13. Определение напряжений в наиболее нагруженном сечении фюзеляжа

Определение максимальных напряжений в сечении фюзеляжа может быть рассчитано по формуле:

(13.1)

где - максимальный изгибающий момент, действующий на фюзеляж. Его величину возьмем с эпюры моментов ;

- максимальное расстояние по вертикали от центра тяжести сечения фюзеляжа до крайнего элемента этого сечения;

- момент инерции сечения фюзеляжа относительно оси 0Z, проходящей через центр тяжести сечения фюзеляжа.

Таким образом, задача расчета максимальных напряжений, действующих в сечении фюзеляжа сводиться к определению положения центра тяжести сечения фюзеляжа и расчету момента инерции сечения . Т.к сечение фюзеляжа симметрично относительно оси 0Z, то необходимо определить только момент инерции сечения .

14. Определение момента инерции сечения фюзеляжа относительно оси 0Z, проходящей через центр тяжести сечения фюзеляжа

Момент инерции сечения фюзеляжа определится по формуле:

, (14.1)

где , , - собственные моменты инерции стрингеров 1, 2, …n;

, , - координаты центров тяжести элементов 1, 2, …n сечения фюзеляжа относительно центра тяжести всего сечения фюзеляжа.

14.1 Определение собственных моментов инерции сечений

Примем следующие обозначения (рисунок 18):

Рисунок 18 - Определение собственного момента инерции

Приняты следующие обозначения:

b1 = b2 - d

b1 = 85 - 17 = 68 мм

h1 = y1 - d

мм

Координата Ц.Т тавра y1 относительно его основания:

, (14.2)

где - площадь сечения тавра, мм2.

мм.

Моменты инерции тавра относительно осей 0сzc и 0сyc, проходящих через Ц.Т - и :

, (14.3)

, (14.4)

мм4

мм4

Минимальный момент сопротивления сечения тавра относительно 0сZc:

, (14.5)

мм3

Определим моменты инерции сечений профилей, относительно произвольных осей, проведенных через Ц.Т сечений по формуле:

(14.6)

,

,

,

,

,

,

,

,

,

,

,

,

,

,

,

,

,

.

Рассчитаем момент инерции сечения фюзеляжа по формуле (14.1):

Максимальное напряжение в сечении фюзеляжа:

15. Расчет типового шпангоута

При общем изгибе фюзеляжа стрингеры и обшивка нагружают типовые (рядовые) шпангоуты погонной вертикальной нагрузкой определяемой по формуле (15.1):

, (15.1)

где - изгибающий момент, действующий на фюзеляж;

- момент инерции сечения фюзеляжа;

шаг шпангоутов;

- модуль упругости материала Д16Т;

- расстояние от нейтральной оси (проходящий через центр тяжести) ;

, (15.2)

где - площадь сечения обшивки, мм2;

- площадь сечения стрингера, мм2;

- количество стрингеров;

- периметр сечения фюзеляжа, мм;

Наибольший изгибающий момент в сечении фюзеляжа может быть определен по формуле (15.3):

, (15.3)

где - радиус фюзеляжа в данном сечении, мм;

- максимальная погонная вертикальная нагрузка.

, (15.4)

.

Определяем наибольший изгибающий момент в сечении фюзеляжа:

Максимальные напряжения в сечении шпангоута рассчитываются по формуле (15.5).

, (15.5)

где - момент инерции сечения шпангоута.

На рисунке 19 показано сечение типового шпангоута. Примем для этого сечения следующие параметры:

H4 = 150 мм,

B4 = 50 мм,

B5 = 30 мм,

d = 3 мм.

Рисунок 19 - Сечение типового шпангоута

Найдем положение Ц.Т сечения шпангоута:

, (15.6)

. (15.7)

где F1, F2, Fn - площади элементов сечения, мм2;

y1, y2, yn; x1, x2, xn - координаты Ц.Т элементов сечения, мм.

мм,

мм.

Определим момент инерции сечения шпангоута:

. (15.8)

где Fшп - площадь сечения шпангоута, мм2;

- координаты Ц.Т сечения шпангоута по оси y, мм.

мм4,

МПа.

Критические напряжения потери устойчивости шпангоута:

. (15.9)

где R - радиус шпангоута, м.

МПа.

Видим, что , значит параметры сечения и шага шпангоутов выбраны верно.

Заключение

В ходе курсового проекта была выполнена компоновка трехдвигательного реактивного пассажирского самолета для авиалиний средней протяженностью, рассчитана центровка самолета в двух вариантах: пустого и полностью снаряженного самолета, определено расположение и запас топлива, дальность полета. Определены нагрузки, действующие на фюзеляж и построены эпюры изгибающих моментов Мz и сил перерезывающих сил Qy. Выполнено предварительное проектирование силового набора фюзеляжа и произведен расчет типового шпангоута. В результате расчета установлено, что критические напряжения потери устойчивости шпангоута не превышают максимально допустимых , что свидетельствует о правильности проделанной работы.

Список литературы

1. Кириаиди С.К., Сатин В.А., Спирин В.Р. Методические указания к выполнению курсового проекта по дисциплине “Проектирование самолетов”. - Воронеж: ВГТУ, 2004. - 32с.

2. Егер С.М. Проектирование самолетов. - М.: Машиностроение, 1983. - 616с.

3. Астахов М.Ф., Караваев А.В., Макаров С.Я., Суздальцев Я.Я. Справочная книга по расчету самолета на прочность. - М.: Оборонпром, 1955. - 710с.

Размещено на Allbest.ru

...