Дальневосточный федеральный университет
Кафедра самолёто-и вертолётостроения
Курсовой проект по дисциплине «Прочность конструкции»
На тему: Расчет на прочность крыла ближнемагистрального самолёта
Арсеньев 2022
Проектирование новых технических систем относится к одному из наиболее сложных видов инженерной творческой деятельности. Цель данного курсового проекта является развитие и закрепления понимание связи основных параметров и характеристик самолёта. Главная особенность проектирования самолетов состо-ит в необходимости принятия множеств решений при недостаточной или, наобо-рот, избыточной информации. Кроме того, при проектировании нужно стремится сделать свою работу так, чтобы все важные характеристики были наилучшими. Например, при проектировании крыла желательно, чтобы оно обладало макси-мальным аэродинамическим качеством, имело минимальную массу, позволяло разместить большие объемы топлива, имело большой ресурс, было простым, т.е. технологичным в изготовлении, и т.д.
Целью проектировочного расчета является подбор геометрических разме-ров крыла, площадей отдельных элементов крыла (площади стрингеров, поясов лонжерона, толщины обшивки и стенки лонжерона), исходя из предельных нагру-зок на конструкцию.
Для проверки правильности результатов проектировочного расчета прово-дится проверочный расчет. Целью поверочного расчета является определение напряжений в сечениях элементов конструкции и сравнение их с разрушающими напряжениями, а также определение запаса прочности конструкции в целом и ее элементов.
Исходными данными к проекту являются следующие характеристики: размах крыла, площадь крыла, сужение крыла, относительная толщина профиля в корневом и концевом сечениях крыла, стреловидность крыла по линии четвертей хорд, взлетный вес самолета, расчетный случай.
В качестве прототипа выбран турбореактивный пассажирский самолет Як-40.
Принимаем для проекта следующие исходные данные:
Размах крыла L: 26 м.
Площадь крыла S: 42,72 м2.
Сужение крыла η: 2,1.
Относительная толщина профиля в корневом сечении (С_0 ) ̅: 14%
Относительная толщина профиля в концевом сечении (С_к ) ̅: 12%
Взлетный вес G: 3800кг
Оглавление
Введение 4
Исходные данные для проектирования 5
Установление массовых и геометрических характеристик самолета 5
Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности 6
Определение нагрузок действующих на крыло 7
Определение аэродинамических нагрузок 7
Определение массовых и инерционных сил 9
Определение распределенных сил от собственного веса конструкции крыла 9
Определение распределенных массовых сил от веса баков с топливом 9
Построение эпюр от сосредоточенных сил 10
Вычисление моментов действующих относительно условной оси 11
Определение М_усл^аэр от аэродинамических сил 11
Определение М_Zусл от распределенных массовых сил крыла 11
Определение М_Zусл от сосредоточенных сил 12
Определение расчетных значений М_изг и М_кр для заданного сечения крыла 12
Выбор конструктивно-силовой схемы крыла, подбор параметров расчетного сечения 13
Выбор конструктивно-силовой схемы крыла 13
Выбор профиля расчетного сечения крыла 13
Подбор параметров сечения 13
Определение нормальных усилий, действующих на панели крыла 13
Определение толщины обшивки 14
Определение шага стрингеров и нервюр 15
Определение площади сечения стрингеров 16
Определение площади сечения лонжеронов 17
Определение толщины стенок лонжерона 18
Расчет сечения крыла на изгиб 19
Порядок расчета первого приближения 20
Определение критических напряжений стрингеров 20
Расчет сечения крыла на сдвиг 23
Порядок расчета 23
Расчет сечения крыла на кручение 25
Определения положения центра жесткости сечения крыла 25
Определения потока касательных усилий от кручения 26
Проверка обшивки и стенок лонжеронов на прочность и устойчивость 27
Заключение 31
Список использованных источников 32
Приложение А 33
