Расчет основных параметров самолета

Размещено на http://www.allbest.ru

Размещено на http://www.allbest.ru

Введение

Целью курсовой работы является приобретение навыков и закрепление знаний по выполнению приближенных проектировочных расчетов взлетной массы самолета и ее составляющих, взаимосвязи их с определенным техническим заданием на проектирование самолета и расчетными параметрами, навыков выполнения прочностных расчетов элементов конструкции самолета.

Исходные данные для выполнения курсовой работы :

1. Масса коммерческой нагрузки - 5000 кг.

2. Максимальная дальность полета - 2500 км.

3. Крейсерская скорость полета - 500 км/ч.

Аналогом данного самолета согласно Приложения А является самолет АН-26.

1. Расчет взлетной массы самолета

Сложность расчета взлетной массы самолета в процессе проектирования объясняется трудностью или невозможностью учесть все требования к конструкции и условия ее эксплуатации. Трудность расчетов усугубляется тем, что масса конструкции и масса других составляющих зависят от величины взлетной массы. Таким образом, в начале проектирования самолета возникает противоречие: взлетную массу нельзя определить, не определив массы всех составляющих, а массу каждого из составляющих невозможно найти, не имея взлетной массы. Задачу решают методом последовательных приближений, применяя вначале приближенные, а затем все более уточненные формулы и методы для расчетов.

Классификация массы самолета.

Весовая классификация самолета, как и любая другая, является условной.

К группе «конструкция самолетов» (mпл) относятся:

-- крыло;

-- фюзеляж;

-- оперение;

-- взлетно-посадочные устройства (шасси).

К группе «силовая установка» (mсу) относятся:

-- двигатели,

-- воздушные винты;

-- пилоны;

-- капоты;

-- моторамы;

-- воздухозаборники;

-- системы двигателей (запуска, охлаждения, масляная, управления, противопожарная, противообледенения).

К группе «оборудование и управление» (mоб.упр) относятся системы:

-- энергетическая (гидравлическая. воздушная);

-- жизнеобеспечения (кондиционирования воздуха, регулирования давления);

-- защиты самолета (противопожарная, противообледенительная);

-- управления самолета;

-- нерасходуемые в полете жидкости и газы.

Отдельную группу составляет топливо (mт).

К группе «снаряжение и служебная нагрузка» (mсл.н) относятся:

-- расходуемые в полете технические жидкости;

-- экипаж с личными вещами и багажом;

-- невырабатываемое топливо;

-- масло для силовых установок;

-- съемное оборудование буфетов, гардеробов, туалетов, ковры, шторы;

-- аварийно-спасательное оборудование;

-- служебная нагрузка (чехлы, лестницы, трапы, инструменты и т.д).

К группе полезной нагрузки (mком) относятся целевая (коммерческая) нагрузка, для транспортировки которой создается самолет (пассажиры, багаж, грузы).

Расчетная взлетная масса самолета состоит из массы пустого самолета (конструкция самолета, оборудование и управление, силовая установка) и полной нагрузки (полезная нагрузка, топливо, снаряжение и служебная нагрузка).

Расчет массы самолета.

Взлетная масса самолета представляет собой сумму:

, (1.1)

где: mпл = f1(m0, параметры крыла);

mсу = f2(m0, параметры силовой установки);

mоб.упр = f3(m0, параметры оборудования и управления);

mт = f4(m0, V, Lр, H, Cр, K=Cy/Cx, режим полета);

mкн = const (задается);

mсл.н = f5(число пассажиров, количество членов экипажа);

Разделив обе части уравнения на взлетную массу получим уравнение баланса масс в виде:

(1.2)

1 = (0,0004 +0,028)+(137,35m0-0,743+0,05)+(0,0025* m00,16 - 1,62*10-9* m01,16) +(0,0507 - 1,2*10-7*m0+2,35*10-13*m02) + (0,071) + (0,2 - 0,00027) + ( 0,241) + + 0,02; m0 20235 кг.

Определение составляющих масс.

Масса конструкции .

Эту величину составляют массы крыла, фюзеляжа, оперения и шасси:

(1.3)

Определение относительной массы крыла.

а) Выбор параметров крыла.

Основными параметрами крыла являются:

-- площадь крыла Sкр;

-- удлинение крыла кр;

-- размах крыла Lкр;

-- стреловидность по ј хорд 1/4;

_ сужение крыла кр;

_ средняя относительная толщина профиля cср;

Площадь крыла можно определить по формуле:

, (1.4)

По полученному значению m0 рассчитываем площадь крыла :

Sкр = = 40,47 м2 где: mо - взлетная масса самолета;

pо - удельная нагрузки на 1 м2 крыла при взлете (в первом приближении можно принять p0 = 5000 Н/м2).

Примечание:

-- для стреловидных крыльев рекомендуется принять угол стреловидности по ј хорд ;

-- - удлинение крыла, принимаем лкр = 10.

-- - сужение крыла в плане; принимаем ? = 3.

-- - относительная толщина профиля крыла у борта фюзеляжа.

-- - концевая относительная толщина профиля крыла;

Для скоростей полета 300…520 км/ч и прямых крыльев переменного по размаху профиля

;;;

Тогда для крыла проектируемого самолета можно определить размах крыла:

(1.5)

концевая хорда: ;

корневая хорда:

б) Расчет относительной массы крыла.

Относительная масса крыла может быть определена по формуле:

, (1.6)

mкр = * * ( 1 - ) + + 0,015;

mкр = 0,0004 + 0,028;

mкр = 0,0004 * 142,25 + 0,028 = 0,0849;

mкр = 0,0849*20235 = 1718 кг.

здесь:

- коэффициент расчетной перегрузки;

np = 1,5 + = 3,99;

- коэффициент разгрузки, учитывающий наличие топлива и двигателей на крыле.

= 0,92 - 0,5*0,241 = 0,8;

kс.у. -- коэффициент, учитывающий размещение двигателей:

kс.у.=1, если двигатели установлены на крыле, в остальных случаях kсу=0.

Согласно данным аналога принимаем kсу=1.

Считая, что все топливо размещается в крыле:

-- средняя относительная толщина профиля крыла;

Для расчета принимаем С0=0,16; Cкц = 0,12; Сср= (0,16+0,12)/2 = 0,14.

µ = 0,16/0,12 = 1,33;

k - коэффициент учитывающий наличие механизации крыла:

k = 1,4 - крыло имеет щелевые закрылки без предкрылков;

k = 1,6 - крыло имеет предкрылки, интерцепторы и 3х щелевые закрылки. По аналогу принимаем k = 1,4;

Определение относительной массы фюзеляжа.

Значения удлинений фюзеляжа даны в таблице

Таблица 1. Статистические значения удлинений фюзеляжа и его частей

Удлинение	Дозвуковые самолеты (М0,7)	Околозвуковые самолеты (М0,9)
	легкие	Пассажирские и транспортные для местных авиалиний.	Средние магистральные пассажирские и тяжелые транспортные	Тяжелые пассажирские, большой дальности
лф	6…7	7…8	8…9	10…12
лн.ч.	1,2…1,5	1,7…2,0
лхв.ч.	2,0…2,5	3,0…3,2

Определение диаметра фюзеляжа грузового самолета.

Потребный объем фюзеляжа можно определить по формуле:

,

где: Vфт - объем фюзеляжа по внешнему (теоретическому) контуру;

- статистический коэффициент грузовместимости.

= 12...16 м3/т - универсальные грузовые самолеты;

= 8...12 м3/т - специализированные грузовые самолеты.

mкн - масса коммерческой нагрузки в тоннах.

Принимаем = 14 м3/т;

Vтф = 14 * 5 = 70 м3;

С другой стороны, объем фюзеляжа можно представить как:

,

где: kф = 0,75...0,8 коэффициент формы фюзеляжа;

Принимаем kф = 0,8;

Lф длина фюзеляжа.

На основании анализа статистических данных самолетов прототипов или используя статистические значения удлинений фюзеляжа (табл.2.2) необходимо выбрать удлинение фюзеляжа:

; откуда: ;

Принимаем лф = 9;

Lф=9*2,31 * 22 м;

Тогда, из условия равенства правых сторон уравнений с учетом, для определения диаметра миделя фюзеляжа проектируемого самолета будем иметь следующее выражение:



dф = = 2,31 м;

Для расчета грузовых самолетов может быть применена формула В.М. Шейнина

mф = 2,86*9*2,312*m0-0,743 + 0,01 + 0,04 + 0 = 137,35 m0-0,743 + 0,05;

mф 0,136;

где: mo -взлетная масса [кг], dф - диаметр миделевого сечения фюзеляжа [м].

k1 - коэффициент учитывающий положение двигателей.

k1 = 3,63 - 0,333•dф, если двигатели соединены с крылом, а dф < 5 м;

k1 = 4,56 - 0,441•dф, если двигатели установлены на кормовой части фюзеляжа, а dф < 5 м;

k1 = 3,58 - 0,278•dф, если двигатели расположены на крыле, или в случае смешанной компоновки (двигатели на крыле и фюзеляже), а dф> 5 м;

k1=3,63-0,333*2,31 = 2,86;

k2 - коэффициент учитывающий положение стоек главного шасси.

k2 = 0,01, если стойки главного шасси крепятся к фюзеляжу;

k2 = 0, если стойки главного шасси крепятся к крылу;

Принимаем k2 = 0,01;

k3 - коэффициент учитывающий место уборки колес главного шасси.

k3 = 0,004, если стойки главного шасси убираются в фюзеляж;

k3 = 0, если стойки главного шасси убираются в крыло;

Принимаем k3 = 0,04;

k4 - коэффициент учитывающий вид транспортировки багажа.

k4 = 0,003, если багаж перевозится в контейнерах;

k4 = 0 в случае бесконтейнерной перевозки багажа;

Принимаем k4 = 0;

Показатель степени [i] учитывает размеры фюзеляжа.

i = 0,743, когда dф 4 м;

Определение относительной массы оперения.

В среднем относительная масса оперения составляет 1,5…2,5% от .

При проектировании дозвуковых неманевренных самолетов классической схемы относительную массу оперения можно определить по следующей статистической формуле:

,

mоп = *0,84*(0,313 - 0,0000002m0)*5000,6()1,16;

mоп = 0,0025* m00,16 - 1,62*10-9* m01,16;

mоп 0,012;

где: m0 - взлетная масса самолета (в кг);

- коэффициент, учитывающий удельную нагрузку на крыло.

при ; при

Принимаем Кп = 0,84;

- коэффициент, учитывающий тип конструкционного материала оперения.

- в случае применения традиционного материала (Д16Т);

- при ограниченном применении композиционных материалов;

- при широком применении композиционных материалов.

Принимаем Кпт = 1;

- коэффициент, учитывающий схему оперения - выбираем низко расположенное оперение:

Копсх. = = 0,313 - 0,0000002m0;

Выбор параметров оперения.

В первом приближении площади горизонтального и вертикального оперения можно определить из следующих выражений:

;

Принимаем Sг.o. = 0,25, Sв.о. = 0,170. SГ.o. = 0,25*; Sв.о = 0,17 * ;

Значения и можно выбрать из таблицы 2.

Таблица 2. Статистические значения и

Тип самолета
Легкий самолет с ПД	0,20…0,30	0,072…0,14
Самолет с ТВД для МВЛ	0,21…0,29	0,156…0,248
Административный самолет с ДТРД	0,21…0,27	0,165…0,213
Магистральный и региональный самолет с ДТРД	0,22…0,30	0,137…0,209

Определение относительной массы шасси.

Относительная масса шасси находится из выражения:

Где mш и m0 - массы шасси и взлетная масса соответственно (в кг).

Относительного масса шасси самолета определяется по формуле:

,

где m0 -- взлетная масса в тоннах

Переводим m0 в килограммы. mш = 0,0507 - 1,2*10-7*m0+2,35*10-13*m02; mш = 0,0484;

Относительная масса силовой установки.

Масса силовой установки находится по формуле:

,

где - коэффициент, показывающий, во сколько раз масса силовой установки больше массы двигателей.

,

Кс.у. = 0,95 * (1+ 0,1 )*(1+*(1,62 + 0,275*00,75)2) = 1,297;

где К1 - коэффициент, учитывающий компоновку самолета и число двигателей.

Таблица 3. Значения коэффициента К1

Расположение двигателей	Число двигателей
	1	2	3	4	>4
В хвостовой части	0,95	1,0	1,02	1,03	1,04
На крыле	-	0,95	-	1,0	1,02

К2 - коэффициент зависящий от числа М полета. При М1 равен 0,0236.

У принятого нами аналога число М = 0,7, принимаем К2 = 0,0236;

nдв - число двигателей на самолете; nдв = 2;

nдв рев - число двигателей, оборудованных реверсом тяги; nдв рев = 0;

Кф - коэффициент, учитывающий наличие у двигателей форсажных камер: Кф=1 - без форсажной камеры, Кф=1;

Кф=1,5 - с форсажной камерой;

m - степень двухконтурности ТРД (m = 0…7,5); m = 0;

Степень двухконтурности -- параметр турбореактивного двигателя, показывающий отношение расхода воздуха через внешний контур двигателя к расходу воздуха через внутренний контур.

гдв = mдв/P0 - удельный вес двигателя (гдв = 0,12…0,23).

Принимаем гдв = 0,17;

P0 - стартовая тяга (кН)

В относительных величинах массу силовой установки можно выразить:

,

mс.у. = 1,297*0,17*0,322 = 0,071;

mc.у. = 20235*0,071 = 1437 кг.;

где - стартовая тяговооруженность:

,

P0 = 1,5 **() = 0,322;

где: Кнаб - аэродинамическое качество самолета при наборе, берется из статистики (Кнаб = 11...14). Принимаем Кнаб = 12;

н - градиент набора высоты

н ? 0,024 при nдв = 2

н ? 0,027 при nдв = 3

н ? 0,03 при nдв = 4

Относительная масса оборудования и системы управления.

грузовые самолеты

, где m0 в т.

Переводим m0 в килограммы. mоб.упр = 0,2 - 0,00027; mоб.упр = 0,161;

Относительная масса топлива.

,

где Cе - удельный расход топлива;

для ТРДД Cе = 0,25…0,55 (кг/Н•ч),

для ТВД Cе = 0,22…0,35 (кг/кВт•ч)

Принимаем Се = 0,4;

Kср - аэродинамическое качество в крейсерском режиме (Kср16…18);

Принимаем Kср = 17;

Lp = 2500 км. - расчётная дальность, в км;

Vкр = 500 км/ч - крейсерская скорость (км/ч);

nдв = 2;

mт = 1 - 0,96* = 1-0,96*0,791 = 0,241;

Тогда mт = 20235*0,241 4880 кг.

Относительная масса снаряжения и служебной нагрузки.

Масса снаряжения и служебной нагрузки (mсл.н) включает экипаж, продукты питания, напитки, расходуемые в полете технические жидкости и вода, спасательное оборудование, контейнеры для багажа, почты и т.п.

В первом приближении для пассажирского самолета можно записать:

,

Для грузового самолета mсл.н. = 0,02 - 0,03. Принимаем mсл.н. = 0,02;

где: Nэк - количество членов экипажа;

Nэк = Nлпс + Nбп + 1,

В нашем случае, для грузового самолета Nэк = 2 + 1 = 3;

Nпасс - число пассажиров

Nлпс = ( 2...3 ) чел. - летно-подъемный состав;

Nбп - количество бортпроводниц.

Коммерческую нагрузку пассажирского самолета в первом приближении можно определить следующей зависимостью:

,

самолетный фюзеляж нагрузка

где: средняя масса одного пассажира; средняя масса багажа на одного пассажира;

Относительные массы выражаются в виде уравнений относительно m0 и подставляются в формул.

Решение полученного уравнения выполнено при помощи прикладного программного обеспечения Mathcad.

2. Расчет конструктивно-силовых элементов крыла

Определение геометрических характеристик крыла.

Геометрические характеристики крыла определяются в соответствии с данными, полученными при выполнении расчета взлетной массы самолета.

Для крыла проектируемого самолета размах крыла:

Lкр = = 20,12 м;

концевая хорда:

;

bк = = 1,01;

корневая хорда:

b0 = 3 * 1,01 = 3,03;

Все формы, крыльев, отличные от трапециевидной, заменить на эквивалентную трапециевидную. Для самолетов со стреловидным крылом ось крыла при расчете должка быть параллельна линии 0,5bz, при этом размах крыла L и текущее значение хорд bz преобразуется по формуле:



,

где ч - угол стреловидности.

Относительная толщина профилей дозвуковых самолетов составляет (большие значения соответствуют большей скорости). Удлинение, сужение крыла, координаты центров тяжестей сосредоточенных нагрузок определяются по схеме крыла.

Для проведения расчетов принять двухлонжеронную конструкцию крыла с.расположением переднего лонжерона 0,2 bz, заднего - 0,7 bz.

Передний лонжерон:

X1 = 0,2 * b0 = 0,2 * 3,03 = 0,606 м.;

X1 = 0,2 * bk = 0,2 * 1,01 = 0,202 м.;

Задний лонжерон:

X2 = 0.7 * 3,03 = 2,121 м.;

X2 = 0,7 * 1,01 = 0,707 м.;

Линии (оси) центров давлений, жесткостей, масс определяются аэродинамическими и уточняющими прочностными расчетами, для выполнения данного задания можно принять следующие координаты центров давления, жесткости и масс:

Определение распределенных нагрузок.

Распределенные нагрузки, кроме сосредоточенных, определяют основной вид нагружения крыла. К распределенным нагрузкам следует отнести аэродинамическую (воздушную), массовую (вес конструкции крыла и размещенного в нем топлива). Закон распределения может быть достаточно сложным, особенно воздушной нагрузки, но при принятом допущении (трапециевидность формы и умеренная стреловидность) указанные виды нагрузок можно распределять пропорционально текущему значению хорды bz. Таким образом, распределение аэродинамической нагрузки по размаху крыла определяется по формуле:

,

где Go - вес самолета, S - площадь крыла

qВ = bz=500bz;

Распределение нагрузки от собственной массы конструкции крыла также принимаем пропорционально хордам:

,

где Gкр - собственный вес крыла

qкр = * bz = 42,45 bz;

Так как расчет авиаконструкций производится по разрушающим нагрузкам, то:

; ; ,

Рассчетная перегрузка np для нашего самолета и составляет 3,99. Тогда:

qbp = 1995bz; qкрp =169,38bz;

где - коэффициент безопасности для полетных случаев.

Хорду любого сечения крыла можно выразить через величину концевой bk и корневой bо хорд и расстояние от конца крыла до рассматриваемого сечения:

bz = 1,01 + 0,2007*Z;

Обозначив представим суммарное распределение нагрузок:

bр = = 0,2007;

qb p- qкрр = *(1,01+(0,2007Z))= 912,81*(1,01+0,2007Z);

На транспортных самолетах топливо, как правило, располагается в крыле, в межлонжеронной его части. Поэтому, на участке, занятом под топливные баки, необходимо учитывать распределенную нагрузку от веса топлива. Эта нагрузка может быть определена по формуле:

,

где -вес топлива, расположенного в крыле; -площадь крыла (в плане), занятая под топливо; - текущее значение длины межлонжеронной части хорды.

bzt0 = 2,121 - 0,606 = 1,515м; bztk = 0,707 - 0,202 = 0,505м;

bzt = 0,505 + *Z =0,505 + 0,1004Z;

Вычислим площадь крыла занятого под топливо :

Sтопл = *(1,515+0,505)*20,12 =20,32 м2;

Тога qpтопл = *(0,505 + 0,1004Z)= 483,51+96,13*Z;

Суммарное распределение нагрузки с учетом топлива определится как:

Подставляем значения:

qpz = 912,81*(1,01+0,2007Z) - (483,51+96,13*Z)= 438,43 + 87,07*Z;

Расположение линии центров масс распределенного топлива принять

Расчет размеров топливных отсеков крыла.

Как правило, с целью повышения безопасности полетов и разгрузки крыла, топливные отсеки пассажирских самолетов должны размещаться в крыле. Исключение могут составлять самолеты с большой дальностью полета, у которых потребный объем топливных баков превышает располагаемые объемы в крыле, и поэтому часть топлива размещается внутри фюзеляжа и хвостового оперения.

При компоновке топливных отсеков желательно размещать их таким образом, чтобы центр массы топлива при полной заправке совпадал или находился на незначительном удалении от центра масс самолета. Выполнение этого требования обеспечивает (при соответствующем порядке выработки топлива) минимальное изменение центровки самолета при расходовании топлива в полете.

Потребный объем топливных отсеков:

,

где - масса топливу (кг) при полете на максимальную дальность; - массовая плотность топлива (керосин);

Wтопл = = 6 м3;

Для размещения топлива используется межлонжеронная часть крыла - кессон.

Приближенный способ определения размеров топливных отсеков на примере двухлонжеронных крыльев.

Потребный объем топливного отсека одного полукрыла составляет .

Наметив ориентировочно размах топливного отсека в полукрыле hвычисляем объем топлива, вмещаемого этим отсеком:

,

где -коэффициент заполнения топливом объема кессона.

Для топливных систем с мягкими баками = 0,74…0,8.

Для систем с баками-отсеками величина = 0,9…0,95, причем большие значения относятся к бакам-отсекам большой емкости;

Кзап = 0,90;

F1 = (0,85…0,86)H1B1 -- площадь бортового сечения кессона;

Н1 -- высота профиля бортового сечения:

Размеры H1,В1, B2, bборт берутся в метрах.

= 3,03*(1- * ) =2,9м;

Н1 = 0,15*2,9 = 0,44 м;

В1 = 0,505 + 0,1004*(10,06 - 1,16) = 1,4 м;

B2 = 0,505 м;

F1 = 0,86*0,44*1,4 = 0.54 м;

Расчет можно считать удовлетворительным, когда:

Рисунок 1. Определение размеров топливных отсеков на примере двухлонжеронных крыльев

Если объем, полученный расчетом , меньше потребного объеме отсека или превышает его более чем на 5…6 %, необходимо, изменяя h и, соответственно, B2, добиваться выполнения выше приведенного условия.

W'топл = *0.95*8,9*0,54*[1+2]= 2,48 м3;

В нашем случае, при максимальном заполнении крыла, объема топлива не достаточно, в связи с этим, мы будем выполнять расчёт с учетом частичного размещения топлива во внутрифюзеляжной части.

По компоновочным соображениям топливный отсек в крыле может начинаться не у борта фюзеляжа, а на некотором расстоянии от него, например, от сечения 1-1 (рис.3.1). В этом случае нужно определить площадь F1 в сечении 1-1 и вместо h и B1 подставлять в формулу h' и B1' соответственно.

При размещении топлива во внутрифюзеляжной части центроплана потребный объем топливного отсека в каждом полукрыле находится по формуле:

,

где - длина центропланной части крыла.

W'топл = = 2,41;

По нашему расчету получилось 2,48, таким образом полный объем топлива, который можно разместить в нашем самолете составляет :

2,48*2 + = 6,15 м3;

Рассчитываем отклонение - = 2,5 %. Допустимое превышение. Определение сосредоточенных нагрузок.

Кроме распределенных (погонных) нагрузок, на крыло действуют сосредоточенные нагрузки, представленные массой двигателя , шасси а также тягой двигателя (в зависимости от компоновки крыла эти нагрузки могут быть представлены другими агрегатами). Расчетные массовые сосредоточенные нагрузки определяются как:

GPагр = 1437 * 3,99 = 5733,63 кг;

а тяга двигателя как:

Для расчета принимаем тягу двигателя АИ-24ВТ, установленного в самолете - АН - 26. Ppдв = 2*1250*1,5 = 3750 кгс.;

Вес шасси:

,

GШ = 0,0484

GШ = 0,0484*20235 = 979,37 кг.;

где:

979,37 = 0,24*979,37 + 0,76*979,37;

Gн.ш. = 235,05 кг;

GГЛ.Ш = 744,32 кг;

GН.Ш = GК.Н.Ш. + 4* GК.Н.Ш.;

235,05=5 GК.Н.Ш.; GК.Н.Ш = 47,01кг.; GН.С.Ш. = 188,04 кг.

GГЛ.Ш = Gк.г.ш. + 2* Gк.г.ш. = 3 Gк.г.ш.;

Gк.г.ш.= 744,32 / 3 = 248,10 кг.; Gгл.с.ш = 744,32 - 248,10 = 496,22 кг.;

В приведенных формулах: - вес носового шасси; - вес главного шасси; - вес колес носового шасси; - вес носовой стойки шасси; - вес колес главного шасси; - вес главной стойки шасси.

Распределение веса между носовым и главным шасси можно определить по графику (рис. 2).

Рисунок 2. Распределение веса между носовым и главным шасси

Для рассчитываемого самолета Кн.ш./Кш. % = 0,24;

Распределение веса между колесами и стойкой определяется по формуле:

Относительный вес шасси обычно составляет . Точнее, этот коэффициент несколько уменьшается с увеличением взлетного веса.

Величину относительного веса шасси и двигательной установки принимают равной рассчитанному ранее значению.

Расчет усилий в сечениях крыла (численные методы).

Расчет сводится к определению и построению эпюр поперечных сил Q, изгибающих Мизг и крутящих Мкр моментов по размаху крыла. Исходными данными являются погонные аэродинамические нагрузки, массовые силы конструкции крыла и расположенного в нем топлива, величины массовых сил сосредоточенных грузов и точки их приложения.

Обычно принимается, что на участке крыла, занятом фюзеляжем, распределенная нагрузка воспринимается непосредственно фюзеляжем.

Для расчета и построения эпюр примем диаметр гондолы двигателя равный диаметру гондолы самолета - аналога АН 26. Диаметр гондолы двигателя равен 3,9 м. Главные шасси нашего самолета будут располагаться в гондолах двигателя.

Рассчитаем расстояние от центра самолета до центра гондолы

2,32/2 + 3,9/2 + 0,5 = 3,6 м;

Поперечная сила Q по сечениям крыла определяется из выражения:

, (3.10)

Qz = + ;

где z - текущая координата сечений от конца крыла; - результирующая распределенная нагрузка от действия аэродинамических сил, массовых сил конструкции крыла и веса топлива; - расчетные значения сосредоточенных нагрузок; - нумерация сечений.

Результаты вычислений представим в виде таблицы:

Таблица 4

Z	Формула	значение
1	438,43*1 + 43,535 * 12	481,97
2	438,43*2 + 43,535 * 22	1051
3	438,43*3 + 43,535 * 32	1707,11
4	438,43*4 + 43,535 * 42	2450,28
5	438,43*5 + 43,535 * 52	3280,53
6,46	438,43*6,46 + 43,535 * 6,462- (5733,63+744,32)/2	4649,05 - 3238,98= 1410,07
7	438,43*7 + 43,535 * 72	5202,23
8	438,43*8 + 43,535 * 82	6293,68
8,905	438,43*8,905 + 43,535 * 8,9062	7356,5

Изгибающий момент определяется при повторном интегрировании:

Таблица 5

z	Формула	Значение
1	219,22*12 +14,51*13	233,73
2	219,22*22 +14,51*23	992,96
3	219,22*32 +14,51*33	2364,75
4	219,22*42 +14,51*43	4436,16
5	219,22*52 +14,51*53	7294,25
6,46	219,22*6,462 +14,51*6,463 -3238,98*6,46	13060,09-21305,08=-8244,99
7	219,22*72 +14,51*73	15718,71
8	219,22*82 +14,51*83	20459,20
8,905	219,22*8,9052 +14,51*8,9053	25630,24

Если ось жесткости параллельна Z то крутящий момент находится следующим образом:

,

где - текущие значения абсцисс X (по хорде) центра нагрузки, оси жесткости и точек приложения сосредоточенных нагрузок.

Хн - Хж = 0,45-0,35(1,01 + 0,2007z);

Хі - Хж = 0,25-0,45(1,01+0,2007*6,46) = - 0,46;

Mкр = +0,58z3 - Gip*0,46;

Таблица 6

z	Формула	Значение
1	44,28*1 + 8,78*12 + 0,58*13	53,64
2	44,28*2 + 8,78*22 + 0,58*23	128,32
3	44,28*3 + 8,78*32 + 0,58*33	227,16
4	44,28*4 + 8,78*42 + 0,58*43	354,72
5	44,28*5 + 8,78*52 + 0,58*53	513,40
6,46	44,28*6,46 + 8,78*6,462 + 0,58*6,463- 0,46*3238,98	808,81-1489,93 = - 681,12
7	44,28*7 + 8,78*72 + 0,58*73	939,12
8	44,28*8 + 8,78*82 + 0,58*83	1213,12
8,905	44,28*8,905 + 8,78*8,9052 + 0,58*8,9053	1501,12

Крутящий момент от тяги двигателей:

,

где - расстояние между осью двигателя и ц.ж. сечения. Для самолета АН-26 это расстояние приблизительно составляет 0,5 м.

Мкр = 0,5*1250*1,5 = 937,50;

Рисунок 3. Схема нагружения крыла сосредоточенными нагрузками

Определение напряжений в сечении крыла и подбор силовых элементов.

По эпюрам Мизг, Qz и Мизг z необходимо выбрать сечение, где эти величины максимальны. Если их максимумы находятся в разных сечениях, то для расчета напряжений выбрать сечение, где Мизг = max.

В нашем случае, у нас максимум Qz на bб. bб рассчитано ранее и составляет 2,9м. Далее необходимо схематизировать конструкцию крыла. Силовой частью сечения является межлонжеронная часть (кессон). Сложное поперечное сечение межлонжоронной части заменить прямоугольным (рис 3.5) имеющим габариты В = 0,5 bz и

B =0,5*2,9 = 1,45; H=0,85*0,15*2,9 = 0,37;

Так как крыло является тонкостенной конструкцией коробчатого типа, то формулы сопротивления материалов:

для определения нормальных и касательных напряжений упростить:

При этом считаем, что напряжение изгиба (у возникает только в верхней и нижней панелях крыла, а касательные напряжения от поперечной силы фQ - только в стенках лонжеронов (у и ф постоянны по сечениям силовых элементов). Касательные напряжения от крутящего момента определяются для замкнутого тонкостенного контура по формуле Бредта:

,

где F0=H·B;

д - толщина стенки лонжерона (переднего или заднего) или толщина обшивки.

Касательные напряжения от Q и Мкр в стенках лонжеронов суммируются:

Рисунок 4. Схема сечения крыла

В качестве конструкционных материалов силовых элементов крыла применяются следующие материалы:

-- алюминиевые сплавы:

Д16АТ (ув = 440 МПа; Е = 70 ГПа);

В95Т (ув = 600…620 МПа; Е = 70 ГПа);

-- магниевые сплавы (ув = 200…300 МПа; Е = 42…43 ГПа);

-- титановые сплавы (ув = 600…1200 МПа; Е = 110…120 ГПа);

-- легированные стали (ув = 1000…1900 МПа; Е = 190…210 ГПа).

В настоящее время находят широкое применение композиционные материалы:

-- стеклопластики (с = 1,85…2,12 г/см3; ув = 1400…1700 МПа; Е = 50…70 ГПа);

-- углепластики (с = 1,28…1,5 г/см3; ув = 1000…1200 МПа; Е = 160…180 ГПа);

-- боропластики (с ? 2 г/см3; ув = 1400…1800 МПа; Е = 200…270 ГПа);.

При температурах до 200°С основными конструкционными материалами являются высокопрочные алюминиевые сплавы. Из них изготавливаются обшивка, лонжероны, стрингеры, нервюры, шпангоуты, различные кронштейны. Разрушающие касательные напряжения можно определить по формуле:

Дальнейший расчет заключается в определении геометрических характеристик силовых элементов, т.е. определении площадей поперечных сечений и их размеров. С этой целью предварительно подбирается материал, исходя из условий эксплуатации самолета, т.е. задаемся . Из формулы. Выбираем традиционный материал - алюминиевый сплав, ув = 440 МПА = 44867513 кгс/м2; фв = 0,55*44867513 = 24677132 кгс/м2;

E =70ГПА= 7138013490 кгс/м2;

находим площадь поперечного сечения верхней или нижней панелей:

Fп = = 0,0025 м2;

Площадь панели составляют:

-- площадь обшивки ;

-- площадь поясов лонжеронов ;

-- площадь стрингеров ; (nстринг -- количество стрингеров).

Таким образом,

(3.14)

Соотношение между площадями поперечных сечений силовых элементов зависит от участия их в работе крыла при восприятии нагрузок, т.е. от конструктивно-силовой схемы крыла (лонжеронная, кессонная, моноблочная). При средних значениях относительных толщин профилей применяются кессонные и моноблочные крылья. По статистическим данным соотношения между площадями силовых элементов следующие:

Fлонж = Fп *0,2 = 0,0025*0,2 = 0,0005 м2 = 500 мм2;

nстринг *Fстринг = 0,5*Fобш;

Подставляем в формулу:

Fп=Fобш +2*0,0005+0,5Fобш; Fобш = = 0,001м2;

обш = = 0,0007 м = 0,7 мм; Из технологических соображений принимаем толщину обшивки 1 мм. Тогда, Fобш =0,001*1,45 = 0,00145;

Используя указанные соотношения и задавшись количеством стрингеров nстринг (обычно шаг стрингеров в силовой схеме крыла, близкой к моноблочной, составляет 0,08…0,16 м и в силовой схеме, близкой к лонжеронной равняется 0,12…0,24 м), определяем площади элементов, толщину обшивки .

Примем шаг стрингеров 0,2 м., тогда nстринг = 50, Fстринг = 0,5 *0,00145/50 = 0,00002 м2;

Толщину стенок переднего и заднего лонжеронов определяем из условий их работы на кручение и сдвиг от поперечной силы Q (поперечная сила распределяется между передним и задним лонжеронами пропорционально их жесткостям на изгиб ЕJ в нашем случае можно Q распределить поровну) по формуле:

(3.15)

F0=H·B

В случае, если при расчете размеры силовых элементов крыла получились меньше, чем технологически возможные, то по справочникам выбираются детали с наиболее приближенными к расчетным размерами.

3. Определение усилий в элементах конструкции опор шасси

В разделе рассматриваются, в несколько упрощенной трактовке, случай нагружения, обычно являющийся наиболее важным для расчета шасси на прочность.

При рассмотрении условий, задаваемых для расчета, необходимо учитывать следующие общие указания;

а) при расчете прочности шасси геометрические соотношения устанавливаются, исходя из компоновочной схемы шасси и самолета;

б) количество опорных элементов (колес) определяется в соответствии с расчетными взлетными и посадочными весами самолета;

в) при спаренных колесах принимается:

- для самолетов, эксплуатирующихся на ИВПП, на одном колесе из каждой пары 0,6 и на втором 0,4 от общей нагрузки;

- для самолетов, эксплуатирующихся на ГВПП, на одном колесе 0,7 и на втором 0,3 от общей нагрузки;

г) коэффициент безопасности для шасси f = 1,5.

Определение параметров шасси.

Основными геометрическими параметрами шасси являются: база (b), колея (B) и высота (H) шасси, стояночный угол самолета (ш), угол выноса (г) и вынос основных опор (e).

Для различных по назначению самолетов угол = 10…180. Угол выноса основных опор принимают равным:

Примем угол опрокидывания = 140, тогда = 14 + 1 = 150;

Величина выноса обычно находится в пределах:

Статистические данные по современным самолетам показывают, что база шасси находится в пределах:

Согласно формулы Lф = 22 м., тогда b = 0,33*22= 7, 2м;

Высота шасси определяется из условий обеспечения минимального зазора 200…250 мм между поверхностью ВПП и конструкцией самолета при раздельном и одновременном обжатии пневматиков и амортизаторов, установленных в главных и носовых опорах. Этот зазор необходимо определять и при посадке самолета с креном, тангажный угол самолета при этом равен посадочному, а величина крена устанавливается 40.

Вынос передней опоры выбирается таким образом, чтобы при стоянке самолета нагрузка на нее составляла 6…12% от массы самолета. Из этого следует:

а = 0,9*7,2 = 6,48 м; е = 0,1*7,2 = 0,72 м;

H=e*tg(90)= 0,72*tg 750 =2,7 м;

Рисунок 5. К определению геометрических параметров шасси



Рисунок 6. К определению геометрических параметров шасси

Подбор колес.

По схеме шасси определяется стояночная нагрузка на одно колесо. Для колеса основной опоры при расчетном взлетном весе:

P0к.ст.взл. = 4552;

где a- расстояние передней опоры от центра тяжести самолета; b - база шасси;

Z0 - количество колес на каждой из главных опор шасси.



Рисунок 7. Компоновочные схемы шасси

Стояночная нагрузка на одно колесо при расчетном посадочном весе:

P0к.ст.пос. = 3652;

Подобранное по каталогу колесодля главных опор шасси должно соответствовать следующим условиям:

1) Рк.ст.взл ? Рст.взл max;

2) Рк.ст.пос ? Рст.пос max;

3) Vвзл < Vвзл max;

4) Vпос < Vпос max;

где Рст.взл.max, Рст.пос.max -максимально допустимая нагрузка на колесо при весе самолета в начале взлета и при посадке;

Vвзл.max, V пос.max - соответственно максимальные взлетная и посадочная скорости для данного типа колеса; -

Vвзл., Vпос. - соответственно взлетная и посадочная скорости самолета.

Принимаем Vвзл., Vпос. по характеристикам АН-26, соответственно 240 и 220 км/час.

Подбор носового колеса производится подобным образом. Отличие состоит в том, что проверка колеса при посадочном весе производится по динамической нагрузке Рдин, определяемой по стояночной нагрузке учитывающей дополнительное нагружение опоры за счет торможения колес. Приближенно:

,

где = Pдин= 1,8*812 =1462;

Pнк.ст.вз = 1012;

где Zн - число колес на носовой опоре.

Обычно

Подбираем соответствующие нашим расчетам колеса:

Для главных опор - 4 тормозных колеса 800Х200 B, для передней опоры 2 колеса 600X155B.

Посадка с боковым ударом в обе основные опоры. Самолет рассматривается в положении посадки на основные опоры: при этом хвостовая предохранительная опора находится в непосредственной близости от земли, но ее не касается.



Рисунок 8. Схема нагружения шасси при случае посадки с боковым ударом в обе основные опоры

Нормальная к ВПП эксплуатационная нагрузка, приложенная к оси колеса или к оси тележки, определяется по формуле:

,

Pэу = 0,75*5589,78*9,81*2,82 = 115978 кгс;

где - максимальная эксплуатационная нагрузка при посадке (зависит от характеристик амортизации, для более полного использования работы пневматика величину эксплуатационной перегрузки шасси обычно выбирают близкой к коэффициенту грузоподъемности колеса, при этом обжатию амортизатора на эксплуатационный ход будет соответствовать максимальное обжатие пневматика).

Наибольшая эксплуатационная перегрузка при посадке обычно ограничивается величиной:

, nэмах = 2,6 + = 2,82;

где mпос - посадочная масса

- масса самолета, приходящаяся на рассчитываемую опору; mред = = 5589,78 кг.;

где a - расстояние от передней опоры до Ц.Т. самолета; -

iz = 0,18*22 = 4 м.;

радиус инерции самолета относительно оси OZ; (L - длина самолета, Kz= 0,18…0,19 - коэффициент).

Боковая эксплуатационная нагрузка:

Pэz= +(-)0,4*115978 = 46391 кг/с;

Расчет стоек шасси на прочность.

Для расчета шасси на прочность прежде всего нужно определить расчетную нагрузку по формуле:

Где f = 1.5 - коэффициент безопасности.

Ррy = 1,5*115978 = 173967 кгс;

Ррz = 1,5*46391 = 69587 кгс;

В соответствии с этой нагрузкой и принятой компоновкой шасси ведется построение эпюр поперечных и осевых сил, изгибающих и крутящих моментов. Чтобы выявить наиболее нагруженное сечение, действие однотипных нагрузок Q, N, Mизг, Mкр должно быть просуммировано. Если максимумы нагрузок находятся в разных сечениях, опасным считается сечение с максимальным изгибающим моментом Ммах

По эпюрам видно, что максимально нагруженное сечение в точе О.

Элементы конструкции шасси работают в условиях сложного напряженного состояния.

В сечениях стойки действуют нормальные напряжения

и касательные напряжения

,

где -суммарный изгибающий момент стойки от нагрузок, действующих в плоскостях ХY,YZ;

М = = = 80270 кгс;

N - осевая сила;

- площадь поперечного сечения стойки;

F = * 0,19 = 695,45 мм 2;

- момент сопротивления изгибу;

Wизг = *0,3439 = 19038.74 мм3;

D, d - внешний и внутренний диаметры сечения стойки, рекомендуется принять d/D = 0,9…0,95;

- момент сопротивления скручиванию.

Используя значения ув и фв выбранного конструкционного материала (как правило, для шасси применяется высококачественная сталь ЗОХГСА или ЗОХГСНА с характеристиками ув = 120…140 ·102 Мпа = 1427602698 кгс/m2; фв = 650…750 Мпа= 76478716 кгс/m2), из формулы нормальных напряжений можно определить потребный диаметр стойки:

,

Где

a = * (1- 0,94) = 0,034; b = *(1-0,902) = 0,15;

откуда

Подставляем полученные значения p и q и решаем уравнение в Автокад.

- 0,00114 D - 0,00165 = 0;

D = 0,121 м. = 121 мм., d = 121*0.9 = 109 mm;

Р = - = - 0.00114;

q =- = - 0,00165;

Условия прочности по касательным напряжениям: ф ? фв.

Литература

1 Воскобойник М.С. и др. Конструкция и прочность летательных аппаратов гражданской авиации. - М.: Машиностроение, І991. - 408с.

2 Житомирский. Г.И. Конструкция самолетов. - М.: Машиностроение, 1991.- 400с.

3 Сабитов Н.Г. Конструкция и прочность воздушных судов. - К.: КИИГА, 1988. - 268с.

4 Черненко Ж.С. Конструкция и прочность воздушных судов. - К.: КИИГА, 1985.- 88с.

5 Зайцев В.Н. и др. Конструкция и прочность самолетов. - К.: Вища школа, 1974. - 544с.

6 Егер С.М., Мишин В.Ф. и др. "Проектирование самолетов". М.: Машиностроение, 1983 г.

7 Торенбик Э. "Проектирование дозвуковых самолетов". М.: Машиностроение, 1983 г.

8 "Проектирование гражданских самолетов" под ред. акад. Новожилова Г.В., М.: Машиностроение, 1991 г.

9 Арепьев А.Н. Руководство по проектированию пассажирских самолетов т 1-3. М.:МАИ, 2012 г.

Приложение А

Таблица 7. Варианты заданий

№ варианта	Прототип ВС	Nпасс	mком, кг	Lр, км	Vкрейс, км/ч
1	Emb-120	30	-	1600	487
2	L410UVP	15	-	790	300
3	АН-24	52	-	2000	450
4	АН-26	-	5500	2496	440
5	SaabSF340	-	3240	1685	430
6	В737-100	103	-	2592	817
7	Як-42	126	-	2900	700
8	Як-40	36	-	2000	510
9	Ту-204-100	210	-	6820	840
10	Sj100-95B	-	12245	3048	830
11	Ту-134	-	8200	2100	850
12	Ту-154Б	180	-	2650	900
13	В737-900	189	-	5800	852
14	В747-100	366	-	9800	900
15	А-310	280	-	9170	860
16	А-340-200	261	-	12400	871
17	Ил-76	-	60000	4200	800
18	Ан-12	90	21000	5700	570
19	Ан-74ТК-100	52	-	2700	600
20	Ан-148-100Е	75	9680	4400	870
21	Ан-70	300	-	1200	750
22	MD-11	323	-	7242	876
23	ДС 10-40	380	-	11685	908
24	Ан-32	50	7500	1050	500
25	Ил-62	168	-	10000	850
26	Ил-86	314	-	3800	950

Приложение Б

Таблица 8. Характеристики авиаколес

Размещено на Allbest.ru

...