Прочность самолета

Размещено на http://www.allbest.ru/

Московский Авиационный Институт

(Национальный Исследовательский Институт)

Курсовая работа

«Прочность самолета»

Студент гр. 10-403С Корницкий С.А.

Преподаватель Зотов А.А.

Москва, 2015



1. Исходные данные

Тип самолета - лёгкий скоростной истребитель со следующими характеристиками:

Исходные данные
Весовая сводка	Вес, кг	Хц.м, м	Прим.
Крыло	900				Тип самолета	легкий, маневренный
Фюзеляж	1100				Случай	А
Гермокабина, броня	400	3,2			Максимальная эксплуатационная перегрузка	9
Горизонтальное оперение	150	11,2			Коэффициент безопасности	1.5
Вертикальное оперение	130	11,1
Носовое шасси	120	2,4			Полетный вес	7800кг
Главное шасси	350	5,9			Площадь крыла	26 м2
Двигательная установка	1300	7,0			Относительная толщина	8%
Бак№1	1200	5,6			Площадь горизонтального оперения	4,5м2
Бак№2	450	6,0	в крыле		Площадь вертикального оперения	4,3 м2
Бак№3	330	7,0	в крыле		Размах крыла	8 м
Нагрузка№1	350	3,8			Максимальная скорость	1300 км/час
Нагрузка№2	240	6	.
Нагрузка№3	300	4,2	на крыло



2. Расчет крыла на прочность

2.1 Определение аэродинамической нагрузки по размаху и хорде крыла

) (1)

Для расчетного случая A: ;

То, что самолет симметричен относительно плоскости OXY, позволяет нам при расчете крыла рассматривать и рассчитывать только одну из половин самолета.

Разобьем половину самолета на интервалы, пронумеруем их, начиная от оси X. Разбиение осуществим таким образом, чтобы границы участков попадал точно в точки бортовой нервюры, подвески ракет и границы топливных баков.

Снимем с чертежа значение координаты для каждого сечения. Зная можем определить , которое необходимо для того, чтобы снять с кривой, соответствующей нашему сужению на рис.3.1 методического указания значения .

Считаем что крыло прямое. Находим .

2.2 Распределение инерционных нагрузок по размаху и хорде крыла

После того как мы нашли распределенную аэродинамическую нагрузку, необходимо найти распределенные нагрузки от массы конструкции крыла, а так же от массы топлива, находящегося в крыльевых баках.

Чтобы найти необходимо снять с чертежа хорду каждого сечения, потому что масса крыла напрямую зависит от хорды.



Аналогичным образом находится и . Считаем, что баки находятся между передним и задним лонжеронами от бортовой до концевой нервюр. Берется в расчет только топливо, находящееся в крыле.

После находим суммарную распределенную нагрузку на крыло (от аэродинамической нагрузки, от массы крыла и от массы топлива).

В данном расчетном случае, поскольку отрицательна, аэродинамическая нагрузка будет действовать вниз, а массовые нагрузки крыла и топлива - вверх, в итоге также будет направлена вниз.

N	L/2	Гпр	Гстр	Гсумм	bсеч	bсеч.бака	q аэрод.	q кр	q т	q сумм
1	0	1,25	-0,33	0,92	4,56	0	12109,5	2130,923077	0	9978,576923
2	0,4	1,245	-0,22	1,025	4,256	0	13491,56	1988,861538	0	11502,70096
3	0,7	1,243	-0,143	1,1	4,028	1,92	14478,75	1882,315385	2246,4	10350,03462
4	0,8	1,242	-0,132	1,11	3,952	1,8814	14610,38	1846,8	2201,238	10562,337
5	1,2	1,22	-0,055	1,165	3,648	1,7269	15334,31	1704,738462	2020,473	11609,10104
6	1,6	1,195	0,022	1,217	3,344	1,5724	16018,76	1562,676923	1839,708	12616,37758
7	2	1,15	0,077	1,227	3,04	1,4179	16150,39	1420,615385	1658,943	13070,82912
8	2,4	1,13	0,11	1,24	2,736	1,2634	16321,5	1278,553846	1478,178	13564,76815
9	2,8	0,95	0,18	1,13	2,432	1,109	14873,63	1136,492308	1297,53	12439,60269
10	3,2	0,85	0,1452	0,9952	2,128	0,9545	13099,32	994,4307692	1116,765	10988,12423
11	3,6	0,6	0,0979	0,6979	1,824	0,8	9186,109	852,3692308	936	7397,739519
12	4	0	0	0	1,52	0	0	710,3076923	0	-710,3076923



q ср.	дельта z	дельта Q		Q		Q ср	дельта М		Мизг
10740,64	0,4	4296,256	1	-457,71	0	-2376,9829	-950,793		43982,76469
10926,37	0,3	3277,91	2	-4753,97	0,4	-6392,9209	-1917,88		44933,55784
10456,19	0,1	1045,619	3	-8031,88	0,7	30392,8146	3039,281		46851,43413
11085,72	0,4	4434,288	3	30915,62	0,7	27652,8615	11061,14		43812,15267
12112,74	0,4	4845,096	4	29870,01	0,8	23013,1698	9205,268		32751,00807
12843,6	0,4	5137,441	5	25435,72	1,2	18021,9013	7208,761		23545,74013
13317,8	0,4	5327,119	6	20590,62	1,6	17514,6209	7005,848		16336,97961
13002,19	0,4	5200,874	7	15453,18	2	12250,6241	4900,25		9331,131245
11713,86	0,4	4685,545	7	20178,18	2	7307,41432	2922,966		4430,881606
9192,932	0,4	3677,173	8	14851,06	2,4	3126,05525	1250,422		1507,915877
3343,716	0,4	1337,486	9	9650,187	2,8	643,734439	257,4938		257,4937758
			10	4964,642	3,2				0
			11	1287,469	3,6
			12	0	4

L/2	a1	m аэр	a2	m мас	mУ	mУ ср.	L уч	дельта М	Мгр	Мкр
0	1,37	16590,02	1,82	3878,28	12711,74
0,4	1,28	17269,2	1,7	3381,065	13888,14	13299,94	0,4	5319,974077
0,7	1,21	17519,29	1,6	3011,705	14507,58	14197,86	0,3	4259,35774		32548,072
0,7	1,21	17519,29	1,58	4995,746	12523,54	12546,36	0,1	1254,636146		31293,436
0,8	1,19	17386,35	1,46	4817,165	12569,18	12611,55	0,4	5044,620232		26248,816
1,2	1,09	16714,4	1,34	4060,48	12653,92	12635,15	0,4	5054,059542		21194,756
1,6	1	16018,76	1,22	3402,385	12616,38	12190,06	0,4	4876,024756	1406,3	16318,731
2	0,9	14535,35	1,09	2771,603	11763,75	11443,43	0,4	4577,371218		10335,06
2,4	0,82	13383,63	1	2260,52	11123,11	10102,01	0,4	4040,80397		6294,2562
2,8	0,73	10857,75	0,85	1776,836	9080,91	8056,655	0,4	3222,661895		3071,5943
3,2	0,64	8383,565	0,73	1351,165	7032,4	5550,578	0,4	2220,231249		851,36304
3,6	0,55	5052,36	0,61	983,6031	4068,757	2128,408	0,4	851,3630394		0
3,6	0,55	5052,36		468,8031	4583,557
4	0,46	0		326,7415	-326,742

2.3 Построение эпюр по размаху крыла

В качестве расчетной модели принимается балка, свободно опертая в точках крепления к фюзеляжу и нагруженная системой распределенных и сосредоточенных внешних нагрузок.

Необходимо определить реакцию фюзеляжа

=38947,5

G_грузов=4725

Суммарная распределенная нагрузка

Известно, что между распределенной нагрузкой, перерезывающей силой и изгибающим моментом существуют дифференциальные зависимости. И с помощью интегрирования можно получить выражения перерезывающей силы и изгибающего момента. Но в силу того, что распределение нагрузки по размаху трудно описать аналитически, интегрирование будем производить методом трапеций.

Для этого нам необходимо будет знать длину каждого интервала , который в нашем случае будет одинаков для всех интервалов.

Также необходимо осреднить значения на каждом интервале.

Найдем прирост перерезывающей силы на каждом из интервалов.

Далее просто будем прибавлять с каждого участка, кроме этого, в местах где расположены сосредоточенные нагрузки, будут иметь место скачи на эпюре , на величину равную . В месте опирания крыла (бортовая нервюра) будет скачок на величину реакции фюзеляжа.

После того, как нашли , для того, чтобы найти изгибающий момент, воспользуемся опять методом трапеций - осредним значения на каждом интервале.

Аналогично перерезывающей силе, найдем прирост изгибающего момента на каждом интервале. Затем просто последовательно сложим все приросты изгибающего момента, двигаясь от конца консоли.

2.4 Определение крутящего момента

Поскольку линия центров изгиба неизвестна, эпюру крутящих моментов строим относительно носка крыла. Величина погонного крутящего момента в сечении равна

,

где - расстояние от носка крыла до точки приложения т.е. в расчетном случае D' это четверть хорды; - расстояние от носка крыла до точки приложения .

Кроме этого, введем значение - плечо до центра тяжести ТРД, а - плечо до центра тяжести сосредоточенной нагрузки, в нашем случает это ракета под крылом.

Найдя погонный крутящий момент , для нахождения потребуется снова воспользоваться методом трапеций. Для этого осредним значения на каждом интервале. Затем найдем прирост крутящего момента для каждого участка

Находя , будем двигаться от конца консоли, суммируя приросты с каждого интервала, а так же будем учитывать влияние двигателя ТРД и сосредоточенного груза под крылом и крутящий момент создаваемый тягой ТРД

Построение эпюр крутящего момента аналогично изгибающему.



2.5 Определение нормальных напряжений

Построив фиктивную и истинную диаграммы деформаций в растянутой и сжатой зонах крыла при изгибе, приступаем к расчету нормальных напряжений методом редукционных коэффициентов.

где - расстояние между стрингерами (шаг стрингеров); - коэффициент Кармана, для растянутых элементов равный 1, а для сжатых

.

В нулевом приближении для всех силовых элементов принимаем, что редукционный коэффициент .

Тогда , и соответственно

Снимем с чертежа координаты центров тяжести для каждого силового элемента сечения и найдем статические и центростремительные моменты инерции.

Зная это, можем найти координаты центра масс приведенного сечения:

и другие геометрические характеристики сечения:

Коэффициент симметрии профиля:

Определяем фиктивные напряжения в каждом силовом элементе сечения в нулевом приближении:

Отложив на диаграмме фиктивного материала и опустив из этой точки вертикаль вниз до пересечения с истинной диаграммой данного силового элемента, получаем истинное напряжение в нем в нулевом приближении.

Отношение истинного напряжения в данном элементе к фиктивному дает редукционный коэффициент первого приближения:

После этого аналогично просчитываем первое и последующие приближения.

Так как напряжения всех элементов конструкции находятся в упругой зоне, то нам необходимо две итерации.

N	fпр	ц	fпр*ц	x	y
1	802	1	802	305	185
2	2478	1	2478	500	210
3	635	1	635	700	220
4	635	1	635	900	225
5	635	1	635	1100	225
6	635	1	635	1300	220
7	635	1	635	1500	210
8	2401	1	2401	1640	195
9	1422,5	1	1422,5	305	65
10	2887,5	1	2887,5	500	40
11	1055	1	1055	700	25
12	1055	1	1055	900	10
13	1055	1	1055	1100	0
14	1055	1	1055	1300	50
15	1055	1	1055	1500	20
16	2695	1	2695	1640	30

			Местные потери устойчивости
укр.обш.(Мпа)	k	E	b	д	a/b
33,075	6	7200	400	3,5	0,5
укр.стр.(Мпа)	k	E	b	д	Элемент стрингера
3282,19	1,16	7200	22,7	4,5	Полка1
1690,66	1,16	7200	24,6	4,5	Полка2
300,672	1,16	7200	45	2,5	Стенка
укр.лонж.(Мпа)	k	E	b	д	Элемент лонжерона
706,2	1,16	7200	87	8	стенка
976,13	1,16	7200	74	8	полка
			Общая потеря устойчивости
укр.стр.(Мпа)	c	E	L	lx	F	i
1269,299	1	7200	400	145496,6	509,1	16,90538
укр.лонж.(Мпа)	с	E	L	lx	F	i
9294,813	1	7200	400	939873,5	1232	45,74706

Диаграмма фиктивных и истинных напряжений.

N	fпр	ц	fпр*ц	x	y	fпр*x	fпр*y	fпр*x^2	fпр*y^2	fпр*x*y	у[МПа]	у ист [МПа]	ц'
1	802	1	802	305	185	244610	148370	74606050	27448450	45252850	170,1766868	170,18	1,000019
2	2478	1	2478	500	210	1239000	520380	619500000	109279800	260190000	231,4167615	231,2	0,999063
3	635	1	635	700	220	444500	139700	311150000	30734000	97790000	258,6262471	240	0,92798
4	635	1	635	900	225	571500	142875	514350000	32146875	128587500	274,455134	255	0,929114
5	635	1	635	1100	225	698500	142875	768350000	32146875	157162500	278,9034221	256	0,91788
6	635	1	635	1300	220	825500	139700	1073150000	30734000	181610000	271,9711114	253	0,930246
7	635	1	635	1500	210	952500	133350	1428750000	28003500	200025000	253,658202	238	0,93827
8	2401	1	2401	1640	195	3937640	468195	6457729600	91298025	767839800	222,6302074	222,6	0,999864
9	1422,5	1	1422,5	305	65	433862,5	92462,5	132328062,5	6010062,5	28201062,5	-102,957683	-103	1,000411
10	2887,5	1	2887,5	500	40	1443750	115500	721875000	4620000	57750000	-155,523596	-155,5	0,999848
11	1055	1	1055	700	25	738500	26375	516950000	659375	18462500	-185,217105	-185,22	1,000016
12	1055	1	1055	900	10	949500	10550	854550000	105500	9495000	-214,910613	-214,9	0,999951
13	1055	1	1055	1100	0	1160500	0	1276550000	0	0	-233,223522	-231,22	0,991409
14	1055	1	1055	1300	5	1371500	5275	1782950000	26375	6857500	-217,394635	-217,4	1,000025
15	1055	1	1055	1500	20	1582500	21100	2373750000	422000	31650000	-178,804551	-178,8	0,999975
16	2695	1	2695	1640	30	4419800	80850	7248472000	2425500	132594000	-152,929552	-152,93	1,000003
			21136			21013662,5	2187558	26155010713	396060338	2123467713

x0	994,2118897
y0	103,4991247
I0x	169650051
I0y	5262977610
I0xy	-51427963,33
Ix	396060337,5
Iy	26155010713
Ixy	2123467713
k	1,002970992
M	385000000
N	fпр	?'	fпр*?'	x	y	fпр*x	fпр*y	fпр*x^2	fпр*y^2	fпр*x*y	у[МПа]	у ист [МПа]	?''
1	802	1	802,02	305	185	244614,762	148372,9	74607502,5	27448984,4	45253731	175,7568855	175,75	0,999961
2	2478	1	2475,7	500	210	1237839,46	519892,6	618919731,9	109177441	259946287	238,4149287	235,4	0,987354
3	635	0,9	589,27	700	220	412487,136	129638,8	288740995,3	28520539,1	90747169,9	266,3695412	252	0,946054
4	635	0,9	589,99	900	225	530988,427	132747,1	477889584,7	29868099	119472396	282,7168435	260	0,919648
5	635	0,9	582,85	1100	225	641139,498	131142,2	705253447,7	29506988,3	144256387	287,4568357	262	0,911441
6	635	0,9	590,71	1300	220	767917,956	129955,3	998293342,9	28590176,2	168941950	280,5895177	259,5	0,924839
7	635	0,9	595,8	1500	210	893702,621	125118,4	1340553932	26274857,1	187677550	262,1148895	251,5	0,959503
8	2401	1	2400,7	1640	195	3937105,73	468131,5	6456853389	91285637,3	767735616	230,6109535	230,2	0,998218
9	1422,5	1	1423,1	305	65	434040,822	92500,5	132382450,6	6012532,69	28212653,4	-102,818558	-102,8	0,99982
10	2887,5	1	2887,1	500	40	1443530,95	115482,5	721765475,8	4619299,05	57741238,1	-156,233617	-156,23	0,999977
11	1055	1	1055	700	25	738511,545	26375,41	516958081,4	659385,308	18462788,6	-186,315555	-186,3	0,999917
12	1055	1	1054,9	900	10	949453,112	10549,48	854507800,7	105494,79	9494531,12	-216,397494	-216,4	0,999998
13	1055	1	1045,9	1100	0	1150530,65	0	1265583713	0	0	-234,872122	-231,5	0,985643
14	1055	1	1055	1300	5	1371533,84	5275,13	1782993998	26375,6509	6857669,22	-218,524819	-218,5	0,999886
15	1055	1	1055	1500	20	1582459,72	21099,46	2373689584	421989,259	31649194,4	-178,962897	-178,96	0,999984
16	2695	1	2695	1640	30	4419812,96	80850,24	7248493247	2425507,11	132594389	-152,430282	-152,43	0,999998
			20898			20755669,2	2137131	25857486276	384943306	2069043552

x0	993,187351
y0	102,264682
I0x	166390238
I0y	5243218165
I0xy	-53528364
Ix	384943306
Iy	2,5857E+10
Ixy	2069043552
k	1,00329512
M	385000000

Эпюра нормальных напряжений

2.6 Расчет касательных напряжений

Задача определения касательных напряжений решается без разделения изгиба и кручения. Значение берем с эпюры.

Задача расчета многозамкнутого контура является раз статически неопределимой ( - число замкнутых контуров в сечении). В нашем случае , то есть задача один раз статически неопределима.

Мысленно разрезав два контура по горизонтальной оси, превращаем сечение в статически определимое, касательные усилия в котором считаются по формуле:

причем

Полный поток касательных усилий в многозамкнутом контуре определяется суммированием и потоков в разрезах .

Для определения составим систему уравнений:

уравнение равновесия моментов:

- удвоенная площадь i-го контура

- радиус кривизны i-го участка обшивки

- координата точки приложения

2 уравнения совместности деформаций (равенство углов закручивания контуров жесткого профиля между собой):

где ;

( - модуль сдвига, - толщина обшивки)

Найдем отдельно . Потом отдельно найдем .

Решив все уравнения и найдя потоки, вычисляем суммарный касательный поток .

Далее найдем касательное напряжение.

N	fпр	?'	fпр*?'	x	y	fпр*x	fпр*y	fпр*x^2	fпр*y^2	fпр*x*y	qQ	сi	ДS	qQ*с*dS	qУ
1	802	1	802,02	305	185	244614,8	148372,9	74607502,5	27448984,4	45253731	10,33293	132	307	418731,7	-127,51
2	2478	1	2475,7	500	210	1237839	519892,6	618919731,9	109177441	259946287	24,3496	168	202	826327,9	-113,49
3	635	0,9	589,27	700	220	412487,1	129638,8	288740995,3	28520539,1	90747169,9	40,00974	197	200	1576384	-211,14
4	635	0,9	589,99	900	225	530988,4	132747,1	477889584,7	29868099	119472396	56,63096	212	200	2401153	-194,52
5	635	0,9	582,85	1100	225	641139,5	131142,2	705253447,7	29506988,3	144256387	73,53085	225	200	3308888	-177,62
6	635	0,9	590,71	1300	220	767918	129955,3	998293342,9	28590176,2	168941950	90,027	259	200	4663399	-161,13
7	635	0,9	595,8	1500	210	893702,6	125118,4	1340553932	26274857,1	187677550	105,437	343	200	7232979	-145,72
8	2401	1	2400,7	1640	195	3937106	468131,5	6456853389	91285637,3	767735616	118,9949	401	131	6250919	-132,16
9	1422,5	1	1423,1	305	65	434040,8	92500,5	132382450,6	6012532,69	28212653,4	112,9501	110	165	2050044	-138,2
10	2887,5	1	2887,1	500	40	1443531	115482,5	721765475,8	4619299,05	57741238,1	103,7649	87	201	1814537	-147,39
11	1055	1	1055	700	25	738511,5	26375,41	516958081,4	659385,308	18462788,6	92,81123	75	200	1392168	-158,34
12	1055	1	1054,9	900	10	949453,1	10549,48	854507800,7	105494,79	9494531,12	80,089	74	200	1185317	-171,06
13	1055	1	1045,9	1100	0	1150531	0	1265583713	0	0	66,28062	0	201	0	-184,87
14	1055	1	1055	1300	5	1371534	5275,13	1782993998	26375,6509	6857669,22	53,43332	70	201	751806,8	-197,72
15	1055	1	1055	1500	20	1582460	21099,46	2373689584	421989,259	31649194,4	42,9119	93	202	806142,9	-94,929
16	2695	1	2695	1640	30	4419813	80850,24	7248493247	2425507,11	132594389	33,95036	100	305	1035486	-103,89
			20898			20755669	2137131	25857486276	384943306	2069043552				35714283

Qyp	hz	г	tn(г)	Qyp	a
28500	210	19	0,15	28222,09	410
щ1	д11	д12	д1Q		q1	-137,841131
217125	0,3088	0,287	21		q2	-113,312846
щ2	д21	д22	д2Q
264125	0,2874	0,414	22,5



3. Расчет фюзеляжа

Вначале найдем .

Затем найдем

Затем и

Теперь можем определить :

Далее, чтобы найти необходимо сначала найти , а после

.

Найдем :

Далее найдем расчетную вращательную перегрузку в каждом сечении:

Тогда суммарная расчетная перегрузка в сечения будет равна:



фюзеляж аэродинамический нагрузка крыло

Сразу усредним значения суммарной расчетной перегрузки на каждом из интервалом, для того чтобы в последствии перемножить её с осредненными значениями .

Теперь найдем :

Усредняем на участках:

Теперь, перемножив осредненные значения перегрузки и нагрузки на участках, найдем :

Сняв с чертежа длины всех интервалов, можем преобразовать распределенную нагрузку сосредоточенными силами , приложенными в середине каждого интервала.

( - длины интервалов)

После преобразования распределенной нагрузки в систему сосредоточенных, можем составить систему уравнений для определения реакций фюзеляжа. Для этого запишем уравнения моментов относительно одного из лонжеронов и уравнение сил на вертикальную ось Y. Будем считать, что реакция фюзеляжа будет возникать только в дух местах крепления, потому что если считать что в трех, то тогда необходимо решать статически неопределимую задачу.

Кроме этого, необходимо посчитать значения расчетных перерезывающих сил от агрегатов/баков/экипажа.

Для этого вес агрегатов необходимо умножить на суммарную расчетную перегрузку , действующую в соответствующем сечении:

Теперь, когда мы знаем все силы (, , ) и все плечи до этих сил, можем записать уравнение моментов относительно переднего лонжерона.

Примем, что все реакции фюзеляжа и направлены вниз.

Вычисляем реакции в опорах.

Теперь, когда реакции фюзеляжа известны, можем посчитать значения

После этого рассчитаем изгибающий момент по длине фюзеляжа

Рассмотрим на примере одного интервала определения :

Усредняем значение на каждом участке, чтобы найти прирост на каждом отдельном участке.

Теперь, чтобы найти в каждом расчетном сечении, для того чтобы на основании этих данных построить в дальнейшем эпюру по длине фюзеляжа, просто просуммируем все двигаясь от нулевого сечения.

исходные данные
L ф	14,2	м
G0	7800	кг
хцм	5,8	м
S кр	26,6	м2
S го	4,5	м2
mzo	-0,01
n	9
L го	5,4	м
b сах	3,293	м
уд вес	77,464789	м2
Gф	1100	кг
f	1,5

нагрузка	Хцт,м	Вес,кг
Шасси носовое	2,4	120
Экипаж/кабина	3,2	400
Наргузка№1	3,8	350
Реакция крыла№1	4,95
Бак	5,5	1200
Шасси основное	5,9	350
Нагрузка№2	6	240
Реакция крыла№2	6,24
Двигатель	7	1300
ВО	11,1	130
ГО	11,2	150

J mz ...

Подобные документы

• Посадка самолета Ту-154 с невыпущенной одной главной опорой шасси

  Определение сил, действующих на самолет, выбор расчетно-силовой схемы крыла. Определение неизвестной реакции фюзеляжа на крыло и напряжения в его сечении. Построение эпюры поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов в сечениях крыла по его размаху.
  
  курсовая работа [700,2 K], добавлен 09.06.2011
  

• Расчет на прочность крыла большого удлинения и шасси транспортного самолета АН–70

  Общие сведения о самолёте. Геометрические данные крыла. Определение нагрузок на крыло. Распределение воздушной нагрузки по длине крыла. Проектировочный расчет сечения крыла. Подбор толщин стенок лонжеронов. Подбор колес, определение нагрузок на стойку.
  
  курсовая работа [2,3 M], добавлен 14.06.2010
  

• Расчет на прочность крыла большого удлинения и шасси транспортного самолета АН–148

  Расчет прочности крыла большого удлинения транспортного самолета: определение геометрических параметров и весовых данных крыла. Построение эпюры поперечных сил и моментов по длине крыла. Проектировочный и проверочный расчет поперечного сечения крыла.
  
  курсовая работа [4,2 M], добавлен 14.06.2010
  

• Расчет прочности крыла самолета Як-40 при грубой посадке на три опоры с боковым ударом (со сносом) и частично заторможенными колесами главных опор

  Летные характеристики самолета Як-40 для варианта нагружения. Геометрические характеристики силовых элементов крыла. Преобразование сложного в плане крыла в прямоугольное. Расчет нагружающих сил и нагрузок. Определение напряжений в сечениях крыла.
  
  курсовая работа [980,0 K], добавлен 23.04.2012
  

• Проектирование административного самолета с разработкой конструкции крыла

  Выбор конструктивно-силовой схемы крыла. Обоснование схемы самолета и его параметров. Определение потребной тяговооруженности самолета. Расчет аэродинамических нагрузок. Подсчет крутящих моментов по сечениям крыла. Нахождение толщины стенок лонжеронов.
  
  дипломная работа [4,7 M], добавлен 08.03.2021
  

• Расчет крыла самолета на прочность

  Определение геометрических и массовых характеристик самолета. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла. Определение толщины обшивки. Расчет элементов планера самолета на прочность.
  
  курсовая работа [3,2 M], добавлен 14.05.2013
  

• Расчет самолета

  Расчёт и построение поляр дозвукового пассажирского самолета. Определение минимального и макимального коэффициентов лобового сопротивления крыла и фюзеляжа. Сводка вредных сопротивлений самолета. Построение поляр и кривой коэффициента подъемной силы.
  
  курсовая работа [923,9 K], добавлен 01.03.2015
  

• Расчет на прочность крыла и шасси пассажирского самолёта Ту-134

  Определение границ допустимых скоростей и перегрузок на крыло, стойку шасси самолета. Расчет толщины обшивки и шага стрингеров в растянутой и сжатой панелях крыла. Расчёт минимального гарантийного ресурса оси колеса и коэффициента концентрации напряжений.
  
  курсовая работа [1,9 M], добавлен 08.03.2015
  

• Расчёт прочности элементов конструкции летательного аппарата с использованием ЭВМ

  Описание общих герметических параметров проектируемого крыла. Построение эпюр погонных нагрузок, перерезывающих сил и изгибающих моментов при выборе конструктивно силовой схемы крыла. Определение толщины стенок лонжеронов и силовой расчет системы шасси.
  
  курсовая работа [1,5 M], добавлен 05.09.2015
  

• Определение частот и форм колебаний консоли крыла самолёта Ан-140

  Крейсерская скорость самолёта. Динамическая реакция на воздействие порыва. Определение частот и форм собственных колебаний консоли крыла закрепленной к фюзеляжу. Распределение воздушной нагрузки по крылу. Определение жесткости консоли методом Релея.
  
  курсовая работа [956,0 K], добавлен 05.10.2015
  

• Проектирование агрегатов самолёта

  Анализ прототипа самолета, определение воздушных и массовых сил, действующих на крыло. Проектировочный расчет крыла, подбор сечений элементов силовой схемы крыла. Выбор кронштейнов, определение геометрических размеров, расчёт крепления кронштейнов.
  
  курсовая работа [740,8 K], добавлен 17.08.2009
  

• Расчет аэродинамических характеристик самолета

  Параметры самолёта с прямоугольным крылом. Определение углов скоса в центральном и концевом сечениях крыла, при П–образной модели вихревой системы. Расчет максимального перепада давления на обшивке крыла под действием полного давления набегающего потока.
  
  контрольная работа [248,8 K], добавлен 24.03.2019
  

• Проектирование пассажирского дальнемагистрального самолета на 300 пассажиров с дальностью полета 9000 км

  Схемы крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и двигателей самолета. Удельная нагрузка на крыло. Расчет стартовой тяговооруженности, взлетной массы и коэффициента отдачи по коммерческой нагрузке. Определение основных геометрических параметров самолета.
  
  курсовая работа [805,8 K], добавлен 20.09.2012
  

• Создание метода для оптимизации геометрии крыла самолета Ту-204

  Описание модели крыла пассажирского самолета с используемой компьютерной программы, производящей оптимизацию компоновки по одному критерию. Фиксированные параметры и нейронная сеть как генератор геометрий и аппроксиматор аэродинамических характеристик.
  
  курсовая работа [1,0 M], добавлен 06.07.2014
  

• Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124

  Особенности динамики полета - науки о законах движения летательных аппаратов под действием аэродинамических и гравитационных сил. Расчет трасполагаемых тяг, характеристик устойчивости и управляемости самолета. Определение аэродинамической хорды крыла.
  
  контрольная работа [79,2 K], добавлен 14.06.2010
  

• Аэродинамическая компенсация рулей (элеронов)

  Элероны - подвижные части крыла, расположенные у задней кромки крыла на его концах и отклоняемые одновременно в противоположные стороны. Отклонение одного элерона вверх, а другого вниз приводит к созданию поперечного момента, вызывающего крен самолета.
  
  контрольная работа [1,3 M], добавлен 25.05.2008
  

• Аэродинамика самолета

  Устойчивость, управляемость самолета. Принцип действия рулей. Центровка самолета, фокус его крыла. Понятие аэродинамической компенсации. Особенности поперечной устойчивости и управляемости на больших скоростях полета. Боковая устойчивость и управляемость.
  
  лекция [2,9 M], добавлен 23.09.2013
  

• Исследование аэродинамических характеристик самолета

  Исследование взлетно-посадочных характеристик самолета: определение размеров крыла и углов стреловидности; расчет критического числа Маха, аэродинамического коэффициента лобового сопротивления, подъемной силы. Построение взлётной и посадочной поляр.
  
  курсовая работа [1007,9 K], добавлен 24.10.2012
  

• Проектирование лонжерона крыла

  Характеристика особенностей лонжеронов как основных силовых элементов крыла и оперения. Определение параметров соединений из условий статической прочности. Проектирование поясов балочных лонжеронов по критериям минимальной массы и заданного ресурса.
  
  практическая работа [145,3 K], добавлен 23.02.2012
  

• Двухпролетный балластер ЭЛБ-3ТС

  Назначение, работа и устройство машины ЭЛБ-3ТС. Электрическая схема механизма прикрытия крыла. Определение основных параметров машины и рабочего оборудования. Проектирование механизма прикрытия крыла дозатора. Меры безопасности при работе машины.
  
  курсовая работа [1,1 M], добавлен 27.08.2010
  

• главная
• рубрики
• по алфавиту
• вернуться в начало страницы
• вернуться к началу текста
• вернуться к подобным работам