Расчёт прочности элементов конструкции летательного аппарата с использованием ЭВМ

КурсоваяПомощь в написанииУзнать стоимостьмоей работы

Результаты расчета, приведённые выше, показали, что крыло при условии нагружения удовлетворяют условиям прочности. Коэффициенты запаса не дают полной картины распределения напряжений, так как мы имеем дело не с реальной конструкцией, а с моделью. В реальной конструкции толщина обшивки переменная, а мы в курсовом проекте принимали её постоянной на определённых участках. Для шасси и фюзеляжа были… Читать ещё >

Расчёт прочности элементов конструкции летательного аппарата с использованием ЭВМ (реферат, курсовая, диплом, контрольная)

Курсовая работа Расчёт прочности элементов конструкции летательного аппарата с использованием ЭВМ

РЕФЕРАТ

Пояснительная записка: стр. 93, рис. 18, табл 11

ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ, СТРИНГЕР, ПОЯС, СТЕНКА, РЕСУРС, КРЫЛО, ОБШИВКА, ШАССИ, ОТВЕРСТИЕ, ФЮЗЕЛЯЖ, ГОНДОЛА ДВИГАТЕЛЯ, КОЛЕСО, НАПРЯЖЕНИЕ, ИЗГИБАЮЩИЙ МОМЕНТ, ПЕРЕРЕЗЫВАЮЩАЯ СИЛА, КРУТЯЩИЙ МОМЕНТ В данной курсовой работе требуется рассмотреть методы расчёта прочности элементов конструкции летательного аппарата с использованием ЭВМ.

Введение

1.1Геометрические параметры крыла
1.2 Построение эпюр погонных нагрузок, перерезывающих сил и изгибающих моментов для случая А
1.3 Выбор конструктивно силовой схемы крыла
1.4 Подбор толщины обшивки, площади сечения стрингеров и поясов лонжеронов
1.5 Определение толщины стенок лонжеронов
2Поверочный расчёт
2.1 Поверочный расчёт проводится для случая А
2.2 Определение нормальных напряжений в элементах продольного набора крыла при изгибе с использованием метода редукционных коэффициентов
2.3 Определение касательных напряжений при простом изгибе крыла
2.4 Расчет величины перерезывающей силы с учетом конусности крыла
2.5 Определение положения центра жёсткости сечения крыла
2.6 Определение крутящего момента относительно центра тяжести сечения крыла
2.7 Определение касательных сил в сечении при свободном кручении крыла
2.8 Оценка прочности силовых элементов сечения крыла
3 Подбор параметров амортизационной системы и силовой расчёт шасси
3.1 Выбор схемы шасси, типа амортизатора и типа колеса
3.2 Расчет основных параметров амортизации и график изменения площади проходных отверстий в зависимости от хода поршня
3.3 Силовой расчет шасси и проверка прочности отдельных элементов стойки для заданного расчётного случая
4 Расчет фюзеляжа
4.1 Определение внешних нагрузок на фюзеляж от оперения
4.1.1 Уравновешивающие нагрузки горизонтального оперения
4.1.2 Маневренные нагрузки
4.1.3 Нагрузки на горизонтальное оперение при полете в неспокойном воздухе
4.1.4 Несимметричное нагружение горизонтального оперения
4.1.5 Определение внешних нагрузок на вертикальное оперение
4.1.6 Одновременное нагружение горизонтального и вертикального оперения
4.2 Уравновешивание самолета в вертикальной плоскости
4.2.1 Действие на горизонтальное оперение уравновешивающей и маневренной нагрузки
4.3 Уравновешивание самолета в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии самолета
4.4 Построение эпюр перерезывающих сил, изгибающих и крутящих моментов для фюзеляжа
4.5 Подбор сечений силовых элементов фюзеляжа
4.5.1 Определение толщины обшивки хвостовой части фюзеляжа
4.5.2 Погонные касательные силы в боковинах фюзеляжа
4.5.4 Погонные касательные силы при действии несимметричной нагрузки
4.5.5 Одновременное действие нагрузки на вертикальное и горизонтальное оперение
4.5.6 Подбор элементов продольного набора
эпюра нагрузка лонжерон шасси крыло
Введение

В данной курсовой работе требуется рассмотреть методы расчёта прочности элементов конструкции летательного аппарата с использованием ЭВМ. Целью данной курсовой работы является приобретение практических навыков в проведении прочностных расчётов элементов конструкции самолета, и закрепить умение эффективно использовать разработанные для ЭВМ программы по расчёту самолёта на прочность.

1.1 Геометрические параметры крыла

Для упрощения расчетов приводим данное крыло переменной стреловидности и непостоянного сужения к эквивалентному прямому крылу. По чертежу эквивалентного крыла найдем следующие геометрические параметры:

размах реального крыла ;

По чертежу найдем масштабный коэффициент

— размах эквивалентного крыла центральная хорда;

толщина крыла в корневом сечении;

концевая хорда;

толщина крыла в концевом сечении;

площадь крыла;

удлинение крыла; сужение крыла;

1.2 Построение эпюр погонных нагрузок, перерезывающих сил и изгибающих моментов для случая А

Случай Акриволинейный полёт самолёта на углах атаки, соответствующих с перегрузкой. Скоростной напор определяется по формуле:

Этот случай соответствует выходу самолёта из пикирования или входу в «горку», а для тяжёлого самолёта — случаю полёта в болтанку.

Разобьем крыло на 12 сечений и для каждого сечения определим величину погонной нагрузки

где где — ускорение свободного падения;

— коэффициент безопасности для случая А;

перегрузка;

— масса самолета;

— масса крыла;

Sплощадь крыла;

— величина хорды в i-м сечении.

Найденные значения занесем в таблицу-1(Приложение А) При определении перерезывающей силы и изгибающего момента действующих на крыло воспользуемся методом численного интегрирования и получим следующие выражения:

где

— массовая сила каждого груза

— масса груза или агрегата, расположенного на отсечённой части крыла где , — значения изгибающих моментов и перерезывающей силы в сечениях крыла от сосредоточенных массовых сил, обусловленных наличием в крыле грузов, агрегатов и т. д.

Найденные значения занесем в таблицу-2(Приложение А) Построение эпюр крутящих моментов В нашем случае используется моментный профиль, следовательно, расчёт будем про изводить для случая С — полёт самолёта при со скоростным напором и отклонёнными элеронами, по формулам:

для участка без элерона и

для участка с отклоненным элероном. В этих выражениях коэффициент момента профиля крыла при нулевой подъемной силе, взятый с учётом сжимаемости; - приращение коэффициента момента профиля обусловленное отклонением элерона на угол в градусах; - предельно допустимый скоростной напор.

Коэффициент определяется по формуле:

где — величина коэффициента момента профиля при нулевой подъемной силе без учёта сжимаемости берётся из профильной характеристики при; - поправочный коэффициент зависящий от числа Маха определяется по графику (приложение 1.5 рисунок 1.3 [1]) для нашего случая когда .

Для определения приращения коэффициента используем формулу

где

— эффективный угол отклонения элерона

угол отклонения элерона определяется нормами следующим образом

— берётся из графика (приложение 1 рисунок 1.1 [1]) для нашего случая, когда элерон составляет 30% хорды крыла, получим.

Величину крутящего момента в сечениях крыла можно вычислить по формуле:

Результаты вычислений, сведём в таблицу-3 и представим в виде эпюр, (смотри приложение А).

1.3 Выбор конструктивно силовой схемы крыла

Так как крыло высоко нагруженное принимаем кессонную конструкцию крыла с двумя лонжеронами. Первый лонжерон будет расположен на 25% второй на 65% хорды крыла. Стрингеры идут с шагом 100 мм, шаг нервюр примем 300 мм.

Проанализировав нагрузки действующие на крыло, выберем расчетное сечение, находящееся на 0,31 полуразмаха .

— расчетная хорда

— расчетная толщина профиля

Вычертим профиль с масштабом:

расстояние между лонжеронами

Определим количество стрингеров, необходимых для устойчивой работы панели:

1.4 Подбор толщины обшивки, площади сечения стрингеров и поясов лонжеронов

Определим толщину для моноблочного крыла:

где расстояние между лонжеронами

нормальная сила,

число лонжеронов крыла,

коэффициент учитывающий форму сечения,

напряжение для растянутой зоны,

Для растянутой зоны принимаем толщину обшивки:

тогда потребная площадь стрингера будет равна

примем профиль Пр-100 № 42 с, .

Для сжатой зоны

Примем

примем профиль Пр-100 № 22 с, .

Определим критическое напряжение для стрингера

— модуль упругости,

— ширина панели,

— толщина панели,

— коэффициент, учитывающий опорные свойства стенки

Так для профиля Пр-100 № 22

Полученное напряжение больше напряжения предела пропорциональности 270МПа, поэтому его надо уточнить :

;

Определим напряжение общей потери устойчивости:

где коэффициент, зависящий от условий заделки стрингера для приторцованного стрингера;

длина стрингера;

— момент инерции стрингера относительно оси x-x;

— площадь сечения стрингера;

;

Полученное напряжение больше напряжения предела пропорциональности 270МПа, поэтому его надо уточнить :

;

Уточняем напряжение

Примем

;

примем профиль Пр-307 № 11 с, .

Определим критическое напряжение для стрингера

— модуль упругости,

— ширина панели,

— толщина панели,

— коэффициент, учитывающий опорные свойства стенки

Полученное напряжение больше напряжения предела пропорциональности 270МПа, поэтому его надо уточнить :

;

Определим напряжение общей потери устойчивости:

где коэффициент, зависящий от условий заделки стрингера для приторцованного стрингера;

длинна стрингера;

— момент инерции стрингера относительно оси x-x;

— площадь сечения стрингера;

;

Полученное напряжение больше напряжения предела пропорциональности 270МПа, поэтому его надо уточнить:

;

Примем

;

примем профиль Пр-307 № 5 с, .

Определим критическое напряжение для стрингера

— модуль упругости,

— ширина панели,

— толщина панели,

— коэффициент, учитывающий опорные свойства стенки

Полученное напряжение больше напряжения предела пропорциональности 270МПа, поэтому его надо уточнить :

;

Определим напряжение общей потери устойчивости:

где коэффициент, зависящий от условий заделки стрингера для приторцованного стрингера;

длина стрингера;

— момент инерции стрингера относительно оси x-x;

— площадь сечения стрингера;

;

Полученное напряжение больше напряжения предела пропорциональности 270МПа, поэтому его надо уточнить :

;

Примем

;

примем профиль Пр-307№ 11 с, .

Определим критическое напряжение для стрингера

— модуль упругости,

— ширина панели,

— толщина панели,

— коэффициент, учитывающий опорные свойства стенки

Полученное напряжение больше напряжения предела пропорциональности 270МПа, поэтому его надо уточнить :

;

Определим напряжение общей потери устойчивости:

где коэффициент, зависящий от условий заделки стрингера для приторцованного стрингера;

длина стрингера;

— момент инерции стрингера относительно оси x-x;

— площадь сечения стрингера;

;

Полученное напряжение больше напряжения предела пропорциональности 270МПа, поэтому его надо уточнить:

;

Примем

Разница между составляем менее 15%, следовательно за расчетный вариант принимаем

Подбор поясов лонжеронов

Для растянутой зоны потребная площадь сечения поясов лонжерона определяется по формуле

Принимаем профиль Пр-207 № 9

Определим критическое напряжение для пояса лонжерона

— модуль упругости,

— ширина панели,

— толщина панели,

— коэффициент, учитывающий опорные свойства стенки

Полученное напряжение больше напряжения предела пропорциональности, поэтому его надо уточнить :

;

Принимаем профиль Пр-207 № 9. Таким образом, пояса лонжеронов в растянутой зоне будут иметь одинаковую площадь сечения и соответственно одинаковые критические напряжения.

Проведём проверку устойчивости растянутой зоны для случая Д:

Гдечисло стрингеров,

Для сжатой зоны площадь сечения пояса будет

Принимаем два профиля Пр-201 № 2

Определим критическое напряжение

— модуль упругости,

— ширина панели,

— толщина панели,

— коэффициент, учитывающий опорные свойства стенки

Полученное напряжение больше напряжения предела пропорциональности а, поэтому его надо уточнить :

;

Принимаем два профиля Пр-201 № 2

Проведём проверку устойчивости сжатой зоны для случая А:

1.5 Определение толщины стенок лонжеронов

Распределим перерезывающую силу пропорционально изгибной жесткости лонжеронов:

где — средний угол сходимости поясов при виде крыла по полёту;

— средняя высота лонжеронов в расчётном сечении;

— перерезывающая сила с учётом конусности крыла,

Определим толщины стенок лонжеронов в первом приближении, примем, тогда :

примем 1,5 мм с учётом кручения

Определим критические напряжения потери устойчивости при сдвиге:

где

тогда:

не проходит,

Увеличим толщины стенок до

тогда:

проходит,

Определим критические напряжения при кручении:

Где — удвоенная площадь контура

Приложение А

Таблица1.-Определение величины погонной нагрузки


Z	bi	qnbi	qnкрi	qbi-qnкрi
1,000	1,880	39 727,140	4345,877	35 381,263
0,990	1,950	41 206,342	4507,691	36 698,651
0,890	2,630	55 575,733	6079,604	49 496,129
0,780	3,300	69 733,810	7628,401	62 105,409
0,670	4,050	85 582,403	9362,128	76 220,275
0,570	4,730	99 951,794	10 934,041	89 017,753
0,430	5,700	120 449,308	13 176,328	107 272,980
0,310	6,450	136 297,901	14 910,056	121 387,845
0,160	7,500	158 485,932	17 337,274	141 148,658
0,000	8,550	180 673,962	19 764,492	160 909,470

Таблица2.-Определение величины перерезывающей силы и изгибающего момента


Z	qbi-qnкрi	(qn1+qn2)/2			Qn	(Qi1+Qi2)/2		Mi
1,00	35 381,3				0,0			0,0
0,99	36 698,7	36 040,0	0,30	10 812,0	10 812,0	5406,0	1621,8	1621,8
0,89	49 496,1	43 097,4	2,63	113 130,6	123 942,6	67 377,3	176 865,4	178 487,2
0,78	62 105,4	55 800,8	2,90	161 543,2	285 485,9	204 714,2	592 647,8	771 135,0
0,67	76 220,3	69 162,8	2,85	197 114,1	482 600,0	384 042,9	1 094 522,3	1 865 657,3
0,57	89 017,8	82 619,0	2,57	211 917,8	694 517,7	588 558,8	1 509 653,4	3 375 310,7
0,43	107 273,0	98 145,4	3,68	360 684,2	1 055 202,0	874 859,8	3 215 109,9	6 590 420,7
0,31	121 387,8	114 330,4	3,15	360 140,8	1 415 342,8	1 235 272,4	3 891 107,9	10 481 528,6
0,16	141 148,7	131 268,3	3,98	521 791,3	1 937 134,1	1 676 238,4	6 663 047,7	17 144 576,3
0,00	160 909,5	151 029,1	4,35	656 976,4	2 594 110,5	2 265 622,3	9 855 456,9	27 000 033,1

Таблица3. Определение величины крутящего момента


Z	mzi	bi	mzi без элерона	(mzi1+mzi2)/2			Mzi
	— 3811,44	1,88
0,99	— 6544,999	1,95	— 4100,6	— 3955,9977	0,3	— 1186,7993	— 1186,79 932
0,89	— 11 905,62	2,63		— 9225,3077	2,625	— 24 216,433	— 25 403,2321
0,78	— 18 744,26	3,3	— 11 744	— 15 324,937	2,895	— 44 365,693	— 69 768,9254
0,67	— 17 688,19	4,05		— 14 715,897	2,85	— 41 940,308	— 111 709,233
0,57	— 24 126,58	4,73		— 20 907,385	2,565	— 53 627,443	— 165 336,676
0,43	— 35 036,7	5,7		— 29 581,636	3,675	— 108 712,51	— 274 049,19
0,31	— 44 863,47	6,45		— 39 950,083	3,15	— 125 842,76	— 399 891,951
0,16	— 60 659,1	7,5		— 52 761,284	3,975	— 209 726,11	— 609 618,056
	— 78 832,57	8,55		— 69 745,832	4,35	— 303 394,37	— 913 012,427

Рисунок4.-Эпюра погонной нагрузки

Рисунок5.-Эпюра перерезывающей силы

Рисунок6.-Эпюра изгибающего момента

Рисунок7.-Эпюра погонного крутящего момента

Рисунок8.-Эпюра крутящего момента

2 Поверочный расчёт

2.1 Поверочный расчёт проводится для случая А.

Определим погонную аэродинамическую нагрузку с учётом циркуляции по формуле:

где относительная циркуляция с учётом влияния фюзеляжа, гондол двигателей и стреловидности;

Интенсивность нагрузок от массы конструкции крыла определяется по формулам

Интенсивность нагрузки от массы топлива определяется формулой:

Построение эпюр перерезывающей силы и изгибающих моментов

Крыло рассматривается как консольная балка нагруженная распределённой нагрузкой :

и сосредоточенными силами. Для определения перерезывающих сил изгибающих моментов используем как и в первоначальном расчёте методом числового интегрирования методом трапеций. Результаты расчёта сводим в таблицу смотри приложение Г.

2.2 Определение нормальных напряжений в элементах продольного набора крыла при изгибе с использованием метода редукционных коэффициентов

Разобьем силовую конструкцию крыла (смотри чертёж сечения приложение) на отдельных элементов при этом обшивка приводится к стрингеру.

— площадь стрингера,

— приведённая площадь сечения соответствующего участка обшивки.

В растянутой зоне редукционный коэффициент будет равен 1 так как толщина обшивки больше 2 мм.

В сжатой зоне для обшивки определим редукционный коэффициент также как и в предыдущей части:

Определим приведённые площади сечений всех элементов:

Находим центр тяжести приведённого сечения в произвольной системе координат:

где — число стрингеров,

— координаты центров тяжести соответствующих элементов.

Вычисляем моменты инерции приведённого сечения относительно центральных осей :

где ,

Определяем направление главных осей инерции сечения:

Определяем моменты инерции приведённого сечения относительно главн6ых осей:

Определяем изгибающий момент в сечении относительно главных осей:

Определим нормальные напряжения для всех элементов приведённого сечения в нулевом приближении:

где

Находятся редукционные коэффициенты для сжатых и растянутых стрингеров в первом приближении:

Расчёты сведены в таблицу приложение Д.

2.3 Определение касательных напряжений при простом изгибе крыла

Расчёт будем вести по участкам. Касательное напряжение действующее на участке будет определятся следующим образом:

— касательное напряжение на участке сечения в предположении, что в точках касательные усилия равны нулю (каждая из точек служит началом отсчёта дуг для соответствующего контура). — вспомогательные функции, значения которых для рассматриваемого сечения крыла приведены [1, рис2.6] .

Касательное напряжение в разомкнутом контуре определится по формуле:

— касательные усилия на участках берем из расчетов программы WINGST.

Неизвестные усилия в точках 1,2 определяются из системы уравнений:

где

редукционный коэффициент обшивки и стенок при работе их на сдвиг ();

— приведённая толщина обшивки и стенок при сдвиге;

— длинна элемента продольного набора ограниченного соседними элементами продольного набора.

Так как толщина обшивки больше двух миллиметров то коэффициент для стенок будет равен 2.9, а для обшивки 2.62.

Доля перерезывающей силы, воспринимаемой обшивкой и стенками лонжеронов крыла, равна

где — число элементов продольного набора в сечении крыла;

— угол между осью i-го элемента продольного набора и плоскостью хорд.

Проверим эпюры Т на правильность:

()

где

Определим погрешность построения эпюр Т :

Проверка выполнена.

Результаты вычислений и эпюры касательных усилий представим в приложении Е

2.4 Расчет величины перерезывающей силы с учетом конусности крыла

Перерезывающей сила, воспринимаемой обшивкой и стенками лонжеронов крыла с учетом конусности, равна:

где

Здесь m-число элементов продольного набор в сечении крыла;

— угол между осью i-го элемента продольного набора и плоскостью хорд.

Результаты в таблице приложение Ж.

В результате получим перерезывающую силу с учетом конусности:

Н,

Н.

2.5 Определение положения центра жёсткости сечения крыла

Формула для определения координат центра жесткости сечения крыла имеет вид:

где

Определение величины и_ж производится на основании данных приложения Е

2.6 Определение крутящего момента относительно центра тяжести сечения крыла

Крутящий момент относительно оси жесткости крыла возникает от нормальных к хорде составляющих погонной воздушной нагрузки, от массовых сил крыла, от массовых сил топлива и агрегатов расположенных в крыле. Погонный крутящий момент в любом сечении определится равенством:

здесь

;

— расстояние от носка до центра давления, которое находится для заданного расчетного случая с помощью формулы:

— абсолютная величина производной без учета сжимаемости для профиля сечения — берется из профильной характеристики. Поправочный коэффициент определяется по значению числа Маха полета по [1, рис 1,3 в приложении 1.5].

Величина учитывается только для сечений, проходящих через отклоненный элерон.

При построении линии центров масс крыла можно принять х_м = (0,42…0,45)b (z).

Используя зависимость, получим крутящий момент в любом сечении относительно центра жесткости:

где — сосредоточенный момент от агрегата или груза:

С учетом стреловидности крыла:

Вычисления сводятся в таблицу Приложение З. На основании этих расчетов строятся эпюры _: и по размаху крыла приведённые также в приложении З.

2.7 Определение касательных сил в сечении при свободном кручении крыла

Здесь — относительный угол закручивания сечения крыла;

— удвоенные площади фигур, ограниченные первым, вторым, третьим и т. д. контурами;

— высота и редуцированная толщина стенки между контурами. Сумма в первом уравнении системы берется по первому, во втором — по второму. Решая систему уравнений получим:

Касательные усилия:

Т₁=32 Н/мм;

Т₂=-146,1 Н/мм.

Угол закручивания:

Определив значения Т^кр можно построить эпюру погонных касательных усилий при свободном кручении .

Суммарные значения касательных усилий в сечении крыла получим, складывая ранее найденные касательные усилия от простого изгиба Т^изг с усилиями от кручения Т^кр :

Строим эпюру суммарных касательных усилий результаты расчета оформляем в таблицу приложение И

2.8 Оценка прочности силовых элементов сечения крыла

Прочность силовых элементов сечения крыла определяется условиями прочности или коэффициентами избытка прочности .

Величина этих коэффициентов должна быть не меньше 1. Для элементов конструкции крыла, работающих на растяжение и сжатие при изгибе, величина коэффициентов избытка прочности определяется по формуле:

где — разрушающее напряжение для таких элементов конструкции, как пояс лонжерона, стрингер, панель обшивки;

— нормальные напряжения, величина которых найдена при расчете нормальных напряжений от изгиба крыла.

Для элементов крыла, работающих в условиях сдвига при изгибе и кручении крыла, величина находится по формуле:

Здесьвеличина разрушающего напряжения для таких элементов конструкции крыла, как панель обшивки, стенки лонжерона;

— касательные напряжения, величина которых найдена при расчете крыла на сдвиг и кручение.

Результаты вычислений представляются в виде таблицы приложение К.

3 Подбор параметров амортизационной системы и силовой расчёт шасси

3.1 Выбор схемы шасси, типа амортизатора и типа колеса

Примем трёх опорную схему шасси с носовым колесом. Основные стойки балочной телескопической схемы с жидкостно-газовыми амортизаторами и пневматиками высокого давления. Исходные данные:

расчётный случай Еш

Зададим некоторые геометрические параметры:

База шасси

Вынос основных опор относительно центра тяжести

Высота опор

Определим стояночную нагрузку действующую на основные опоры шасси

Подбор колёс проводится по стояночной взлётной и посадочной нагрузкам.

Рст взл, Рст пос. должно выполнятся равенство Рст < Рст тах. Рст тах — максимальная стояночная нагрузка по каталогу для взлётной и посадочной массы. Для сохранения стояночного обжатия при взлётной массе устанавливают потребное давление в колесе.

Зная Р0 можно определить Рм.д.

Максимально допустимая работа при Р0

Полное обжатия п.о. пневматика


	Размер колеса
Данные по каталогу	1 700 550В	0,13	1,05	0,3
Данные по самолету			0,96

Для построения диаграммы обжатия колеса используем уравнение

Определим значения коэффициентов К.

Выписываем из каталога Рразр.рад. = 1 000 000, а значит РпрК < 0,5*Рразр.рад. = 0,5*1 000 000= 500 000.

Рисунок 1 диаграмма обжатия колеса

3.2 Расчет основных параметров амортизации и график изменения площади проходных отверстий в зависимости от хода поршня

Подбор параметров жидкостно-газовой амортизации

Исходные данные для расчёта АЭ, которую воспринимать амортизатор + пневматик определяется по следующей формуле:

где Vy2 определяется по формуле:

Определяется максимальная работа

Подбор параметров амортизатора ведём из условия поглощения максимальной работы при различных нагрузках, не превышающих РпрН = РпрК*Z, где Z — число колёс на одном столбе. Тогда работа, приходящаяся на одну стойку вычисляется по формуле:

Находим силу обжатия пневматика Р0 к моменту трогания поршня:

Определяем полный ход поршня

Находим функции трения в направляющих 0(S)

Значения, а и b подбираются по конструктивным соображениям таким образом, чтобы при их подборе выполнялось следующее условие 0(S)<0,25. В итоге получаем следующие значения, а и b: а = 0,725 м, b = 0,250 м, получим:

Определим приведённую длину газовой камеры. Для этого воспользуемся следующей формулой:

Определим площадь газового поршня по следующей формуле:

Определим начальный объём газовой камеры:

Определим площадь проходных отверстий по следующей формуле:

Smax — максимальный ход поршня;

dшт — внешний диаметр штока;

Dц — внутренний диаметр цилиндр;

Определим силу гидравлического сопротивления по формуле:

Построение диаграммы обжатия амортизатора

Известны только две ординаты этой диаграммы. В момент трогания поршня при S = 0 полная осевая сила в стойке равна

а в конце хода поршня при S = Sк

Между этими точками проводим кривую так, чтобы площадь, ограниченная кривой равнялась в масштабе Аамтах. Построенная кривая должна быть плавной и в конце хода поршня должна иметь наибольшую ординату. Полный ход поршня разбивается на ряд интервалов ДSi и находится скорость поршня

Определим скорость опускания центра масс самолёта по следующей формуле:

где ,

величины Qi-1 и Qi снимаются с диаграммы работы амортизатора, которая приведена приложение М.

— приращение работы пневматиков

;

— приращение величины опускания центра масс самолёта.

V0 — скорость опускания центра масс к моменту касания пневматиками земли.

ДUi = цвi*ДSi.

Все расчёты сводятся в таблицу приложение Л.

Построим на одном графике зависимости от хода поршня. Примерный вид этих графиков представлен приложение М.

3.3 Силовой расчет шасси и проверка прочности отдельных элементов стойки для заданного расчётного случая

Строим эпюры изгибающих моментов и перерезывающей силы приложение Н.

максимальные нагрузки возникают при совместном приложении сил во время взлёта

Определим максимальный изгибающий момент

Для оценки прочности шасси балочной схемы вычисляются значения напряжений в штоке, цилиндре.

Для штока

Для цилиндра

окружное напряжение

меридиональное напряжение от давления

меридиональное напряжение

4 Расчет фюзеляжа

Фюзеляж служит для размещения экипажа, пассажиров, грузов, оборудования, топлива и некоторых агрегатов. В силовом отношении фюзеляж является строительной балкой, к которой могут крепиться крыло, оперенье, шасси, двигатели.

Основными нагрузками фюзеляжа являются:

— силы, передающиеся от прикрепленных к нему частей самолета: крыла, оперения, силовой установки, шасси;

— силы от грузов и агрегатов, расположенных в фюзеляже, а также от массы конструкции самого фюзеляжа;

— аэродинамические силы разряжения и давления, распределенные по поверхности фюзеляжа;

— силы от избыточного давления в герметических отсеках.

Так как фюзеляж является строительной базой самолета, то его прочность следует рассматривать при всех расчетных случаях нагружения крыла, хвостового оперения и шасси. Целью расчета является:

— определение нагрузок в виде сил от грузов и агрегатов, расположенных в фюзеляже, с учетом сил, передающихся от прикрепленных к фюзеляжу частей самолета;

— динамическое уравновешивание самолета;

— выбор расчетного случая нагружения;

— построение эпюр силовых факторов по длине фюзеляжа;

— подбор толщины обшивки и размеров поперечных сечений продольных элементов.

4.1 Определение внешних нагрузок на фюзеляж от оперения

Рассмотрим нагрузки, передающиеся на фюзеляж со стороны горизонтального и вертикального оперения.

На горизонтальное оперение действуют:

а) уравновешивающие нагрузки;

б) маневренные нагрузки;

в) нагрузки при полете в неспокойном воздухе;

г) несимметричные нагрузки.

На вертикальное оперение действуют:

а) демпфирующие нагрузки;

б) маневренные нагрузки;

в) нагрузки при полете в неспокойном воздухе;

г) нагрузки в случае остановки двигателей, находящихся по одну сторону от плоскости симметрии самолета;

д) нагрузки при комбинированных случаях нагружения.

Необходимо рассмотреть также случаи одновременного нагружения горизонтального и вертикального оперения.

4.1.1 Уравновешивающие нагрузки горизонтального оперения

Уравновешивающие нагрузки определяются для расчетных случаев А, А, B, C, D, D по формуле:

где mzбГО = f (Cy) — коэффициент аэродинамического момента самолета без горизонтального оперения;

q — скоростной напор;

S — площадь крыла;

bA — средняя аэродинамическая хорда;

LГО — расстояние от центра массы самолета до оси шарниров горизонтального оперения.

Для самолета Боинг 767−200:

;

b_А = 5,926 м;

L_ГО = 21 м, где — коэффициент аэродинамического момента самолёта без горизонтального оперения. В расчёте скоростного напора используем максимальную скорость самолёта у земли. Для каждого случая находим скоростной напор, затем находим скорость, Мах. Нахождения по Маху и Суакаждого полетного случая.

Результаты вычислений заносим в таблицу 4.1 .

4.1.2 Маневренные нагрузки

Маневренная нагрузка на горизонтальное оперение согласно Нормам прочности.

Маневренная нагрузка суммируется с уравновешивающей нагрузкой:

Здесь к1 — коэффициент, задаваемый Нормами прочности;

nэmax — коэффициент максимальной эксплуатационной перегрузки.

Коэффициент безопасности f принимается в соответствии с рассматриваемым случаем.

Для второго случая маневренная нагрузка определяется по формуле:

S_ГО. = 54,68 м²— площадь горизонтального оперения.

Результаты вычислений заносим в таблицу 4.1

4.1.3 Нагрузки на горизонтальное оперение при полете в неспокойном воздухе

Нагрузка от воздействия неспокойного воздуха определяется по формуле

где Рэу — уравновешивающая нагрузка при горизонтальном полете у земли на максимальной скорости V0max = 0,9 Vmax при nэ = 1;

— дополнительная нагрузка от неспокойного воздуха, которая принимается по Нормам прочности равной, Н;

коэффициент безопасности f = 2.

Значение нагрузки от воздействия неспокойного воздуха также заносится в

таблицу 4.1.

4.1.4 Несимметричное нагружение горизонтального оперения

Несимметричное нагружение горизонтального оперения может иметь место в полете со скольжением или при отклонении руля направления. По Нормам прочности это нагружение рассматривается для случая наибольшей из уравновешивающих нагрузок, а также в обоих случаях маневренной нагрузки. Принимается, что нагрузка на одной половине горизонтального оперения равна нагрузке соответствующего случая симметричного нагружения, а на другой половине уменьшена с таким расчетом, чтобы момент Мэx, возникающий при этом относительно продольной оси самолета, равнялся величине

где l_ГО. — размах горизонтального оперения;

mx _ГО. — коэффициент, принимаемый по Нормам прочности.

Коэффициент безопасности f берется в соответствии рассматриваемым случаем. Уменьшенная нагрузка на одну половину горизонтального оперения не должна превышать 70% исходной.

mx _ГО. = 0,025l_ГО = 18,6 м.

Тогда

Максимальной из рассчитанных нагрузок является случай С, значит, он является расчетным. Сводим все нагрузки, действующие на горизонтальное оперение в таблицу 4.1:

Таблица 4.1 — Нагрузки, действующие на вертикальное оперение


М х
280 358,9

4.1.5 Определение внешних нагрузок на вертикальное оперение

Приведем расчетные формулы для определения нагрузок на вертикальное оперение.

Демпфирующая нагрузка:

но не более .

Маневренная нагрузка

но не более ,

где SВ.О. — площадь вертикального оперения.

Полет в неспокойном воздухе

Коэффициент = 1,3, (т. к. М=0,81),

V0max — максимальная скорость самолета у земли.

Для рассматриваемого самолета:

SВ.О. = 54 м²;

V0max = 216,8 м/с.

Эксплуатационная нагрузка на вертикальное оперение при остановке двигателей по одну сторону от плоскости симметрии самолета определяется из условия уравновешивания момента от тяги работающих двигателей.

Нагрузка в комбинированном случае нагружения находится путем суммирования нагрузки от остановки двигателей с маневренной нагрузкой или с половиной нагрузки от неспокойного воздуха. При этом тяга работающих двигателей принимается 0,67 ее максимального значения.

Для всех рассмотренных случаев нагружения вертикального оперения коэффициент безопасности f = 2.

Нагрузки, действующие на вертикальное оперение:

Демпфирующая нагрузка ,

не более, т. к. не проходит, поэтому принимаем маневренную нагрузку

Маневренная нагрузка ,

но не более, т. к. не проходит, поэтому принимаем маневренную нагрузку полет в неспокойном воздухе .

4.1.6 Одновременное нагружение горизонтального и вертикального оперения

Вероятность одновременного действия максимальных нагрузок на вертикальное и горизонтальное оперение мала, поэтому принимают, что на каждую из поверхностей действует только ѕ максимальной нагрузки, выявленной при их раздельном нагружении.

4.2 Уравновешивание самолета в вертикальной плоскости

Под уравновешиванием самолета понимается определение массовых сил, динамически уравновешивающих поверхностные силы и моменты, действующие на самолет.

Уравновешивание самолета производится для всех полетных и посадочных случаев нагружения.

Рассмотри уравновешивание самолета при нагружении в плоскости симметрии.

В самом общем случае массовая сила Рi, с которой масса действует на фюзеляж, определяется формулой

Таблица 4.2 — Расчет массовой силы Рэi для всех полетных случаев.

4.2.1 Действие на горизонтальное оперение второй маневренной нагрузки

Р^э_м= Р^э_м

Полагается, что эта нагрузка уравновешивается подъемной силой крыла Y^э_а, равной по величине нагрузке Р^э_м, но имеющей противоположное направление и приложенной в центре давления, совпадающем с центром массы самолета равны нулю.

Момент пары сил Р^э_мL_Г.О=- Y^э_аL_Г.О уравновешивается моментом инерционных сил вращательного движения

Перегрузка в любой точке самолета I будет обусловлена вращением самолета относительно оси z с ускорением, которое равно

Здесь xi — координата i-ой массы самолета;

iz — радиус инерции самолета относительно оси Z;

Величина перегрузки n_i^э находится по формуле

Таблица 4.3

4.3 Уравновешивание самолета в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии самолета

Нагрузки в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии, создают несимметричное нагружение самолета и фюзеляжа.

Несимметричным нагружение будет при действии нагрузок на вертикальное оперение, при одновременном нагружении горизонтального и вертикального оперения, при посадке с боковым ударом.

Уравновешивание самолета в этих случаях проводится так же, как и при действии сил в вертикальной плоскости (плоскости симметрии самолета). Равновесие достигается приложением массовых сил поступательного и вращательного движения. Допустимые упрощения приводятся в Нормах прочности.

4.4 Построение эпюр перерезывающих сил, изгибающих и крутящих моментов для фюзеляжа

При построении эпюр перерезывающих сил, изгибающих и крутящих моментов учтем действие сосредоточенных массовых сил от грузов и агрегатов, расположенных в фюзеляже и распределенных нагрузок от массы конструкции фюзеляжа. Расчетное значение массовых сил находится по известным перегрузкам nэi в i сечениях точках фюзеляжа:

здесь mai — масса груза или агрегата, расположенного в i-ом сечении фюзеляжа.

Для простоты построения перерезывающих сил и изгибающих моментов распределенные нагрузки от массы конструкции фюзеляжа заменим сосредоточенными силами. С этой целью разобьем фюзеляж на отсеки.

Массу конструкции отсека фюзеляжа, заключенного между соседними сечениями и с центром масс в точке сечений i, можно определить по формуле:

здесь mф — масса конструкции фюзеляжа;

Sф — площадь боковой проекции фюзеляжа;

Si — площадь боковой проекции i-го отсека, заключенного между соседними сечениями.

Величины Sф и Si находим по чертежу. Тогда массовую силу, действующую в i-ом сечении фюзеляжа или приложенную к точке i оси фюзеляжа, определим как

где mi=mai+mфi,

nэi — значение перегрузки в i-ом сечении фюзеляжа.

Найденные значения сил представлены в виде таблицы 4.4, которой воспользуемся для построения эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов.

Таблица 4.4 — таблица для построения эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов

При построении эпюр перерезывающих сил Qру и изгибающих моментов Мрz (рис. 4.3) будем рассматривать как балку, опирающуюся на лонжероны крыла, и к которой приложены массовые силы Ррi, а также нагрузки со стороны горизонтального оперения. Построение эпюр Qpz, Мру, и Мрx при нагружении фюзеляжа в горизонтальной плоскости проводится также. Схема нагружения фюзеляжа и эпюры показаны на рис. 4.4.

4.5 Подбор сечений силовых элементов фюзеляжа

Фюзеляж представляет собой тонкостенную конструкцию и состоит из каркаса и обшивки. Каркас образуется из продольного набора (стрингеров и лонжеронов) и поперечного набора (шпангоутов).

Продольный набор воспринимает нормальные напряжения при изгибе фюзеляжа в двух плоскостях, а обшивка — касательные напряжения сдвига при изгибе и кручении фюзеляжа.

Расчетная схема сечения стрингерного отсека фюзеляжа кругового сечения. Принято в сечении фюзеляжа различать своды и боковины.

4.5.1 Определение толщины обшивки хвостовой части фюзеляжа

Толщина обшивки боковин и сводов фюзеляжа в расчетном сечении определяется из соотношения

где — разрушающее касательное напряжение обшивки, принимаемое равным

где Т — расчетное погонное касательное усилие в боковинах или сводах фюзеляжа;

— временное сопротивление материала обшивки.

Для определения расчетного погонного касательного усилия ограничимся рассмотрением следующих случаев нагружения фюзеляжа:

— действие наибольшей нагрузки на горизонтальное оперение,

— наибольшей нагрузки на вертикальное оперение,

— действие несимметричной нагрузки на горизонтальное оперение,

— одновременное нагружение горизонтального и вертикального оперения.

4.5.2 Погонные касательные силы в боковинах фюзеляжа

Погонные касательные силы в боковинах фюзеляжа при действии наибольшей набольшей нагрузки на горизонтальное оперение можно определить по формуле

Qpн, и Мрx — значения поперечной силы и изгибающего момента в расчетном сечении фюзеляжа; г — угол конусности фюзеляжа при виде сбоку;, где D — диаметр фюзеляжа

4.5.3 Погонные касательные силы в боковинах и сводах

При действии наибольшей силы на вертикальное оперение погонные касательные силы в боковинах и сводах равны:

где: — РВОР — максимальная сила, действующая на вертикальное оперение

h — расстояние от продольной оси до центра давления вертикального оперения

х — расстояние от расчётного сечения фюзеляжа до точки приложения силы РВОР

в — угол конусности фюзеляжа в плане (примерно 0,44 рад)

Щ — удвоенная площадь, ограниченная средней линией сечения фюзеляжа 45,8 м² В = 0,8*D = 0,8*5,4 = 4,32 м

4.5.4 Погонные касательные силы при действии несимметричной нагрузки

Погонные касательные силы при действии несимметричной нагрузки на горизонтальное оперение для боковин и сводов можно определить из соотношений:

4.5.5 Одновременное действие нагрузки на вертикальное и горизонтальное оперение

При одновременном действии нагрузки на горизонтальное и вертикальное оперение погонные касательные силы для боковин и сводов фюзеляжа вычисляются по формулам:

Толщина обшивки боковин и сводов фюзеляжа определяется в расчётном сечении по следующему соотношению:

— разрушающее касательное напряжение обшивки

Принимаем д =2 мм

4.5.6 Подбор элементов продольного набора

Стрингеры верхнего и нижнего сводов с присоединённой к ним обшивкой участвуют в работе фюзеляжа на общий изгиб. Приняв все стрингеры одинаковыми, их сечение можно найти из соотношения:

(*)

уразр.стр = 0,72* в стр = 316,8 МПа — разрушающее напряжение стрингера,

mколичество стрингеров в своде.

Так как отрицательное, то принимаем стрингеры с минимальной площадью сечения. Принимаем профиль ПР — 100 — 1: Fстр = 0,234 см².

— длина стрингера между шпангоутами.

m=2, kоэффициент зависящий от условия опирания стрингера.

Для растянутой основное соотношение (*) выполняется:

Условие выполняется.

Для сжатой зоны:

Здесь

Условие не выполняется.

Увеличим площадь сечения стрингеров в сжатой зоне

Принимаем профиль ПР — 100 — 2: Fстр = 0,377 см².

Условие не выполняется.

Увеличим количество стрингеров в сжатой зоне т=38

Условие выполняется

4.5.7 Оценка прочности элементов сечения фюзеляжа

В заключение проводится оценка прочности элементов сечения фюзеляжа путем вычисления коэффициента избытка прочности:

Величина предельного изгибающего момента в сечении фюзеляжа определяется в соответствии с рис. по формуле

Усилие в стрингере, воспринимаемое в сжатой зоне, равно

В растянутой зоне

Здесь. Для сжатой зоны обшивки, для растянутой зоны

Границей между растянутой и сжатой зонами фюзеляжа в его сечении является нейтральная ось z-z. Положение этой оси определяется из условия равновесия, записанного для рассматриваемого сечения:

(*)

Здесь n — число элементов продольного набора в сечении фюзеляжа.

С целью практического определения положения нейтральной оси суммирование по формуле (*) целесообразно вести от крайних элементов, находящихся соответственно в сжатой и растянутой зонах.

Результаты заносим в таблицу 4.5

Таблица 4.5 — таблица к оценке прочности элементов сечения фюзеляжа

Приложение А

Координаты профиля расчетного сечения

Таблица 1 Координаты профиля расчетного сечения.


xотн	0,0	1,25	2,5	5,0	10,0	15,0	20,0	30,0	40,0	50,0	60,0	70,0	80,0	90,0	100,0
yвотн	0,0	12,4	17,9	26,5	39,1	49,3	56,7	63,8	65,0	65,8	57,2	48,3	37,5	19,3	0,0
yнотн	0,0	— 8,8	— 11,6	— 16,0	— 20,8	— 25,0	— 29,0	— 35,0	— 35,0	— 35,0	— 34,0	— 33,8	— 26,0	— 15,4	0,0
x мм	0,0	58,7	117,4	234,7	469,4	704,1	938,8	1408,2	1877,6	2347,0	2816,4	3285,8	3755,2	4224,6	4694,0
yв мм	0,0	87,3	126,0	186,6	275,3	347,1	399,2	449,2	457,7	463,3	402,7	340,1	264,0	135,9	0,0
yн мм	0,0	— 62,0	— 81,7	— 112,7	— 146,5	— 176,0	— 204,2	— 246,4	— 246,4	— 246,4	— 239,4	— 238,0	— 183,1	— 108,4	0,0
X мм	0,0	59,0	117,0	235,0	469,0	704,0	939,0	1408,0	1878,0	2347,0	2816,0	3286,0	3755,0	4225,0	4694,0
Yв мм	0,0	87,0	126,0	187,0	275,0	347,0	399,0	449,0	458,0	442,7	403,0	340,0	252,3	136,0	0,0
Yн мм	0,0	— 62,0	— 82,0	— 113,0	— 147,0	— 177,1	— 200,5	— 229,2	— 237,6	— 246,0	— 239,0	— 218,7	— 183,0	— 108,0	0,0

Приложение Б

Чертеж профиля расчётного сечения Приложение В

Таблица 2 К расчету ,.


	м	м	Н	Н	Н	Н	Н

1,000	2,000	0,000				— 54 275
0,895	2,560	1,992				— 88 923	— 71 599	— 142 652	— 142 652
0,770	3,260	2,372				— 144 202	— 116 563	— 276 472	— 419 125
0,770	3,260	0,000				— 45 538	— 94 870		— 419 125
0,684	3,700	1,632				— 58 659	— 52 098	— 85 017	— 504 141
0,600	4,152	1,594				— 73 867	— 66 263	— 105 617	— 609 758
0,500	4,694	1,898				— 94 411	— 84 139	— 159 653	— 769 411
0,436	5,040	1,214				— 108 842	— 101 626	— 123 415	— 892 826
0,436	5,040	0,000				— 108 842	— 108 842		— 892 826
0,396	5,257	0,759				— 118 416	— 113 629	— 86 244	— 979 070
0,330	5,931	1,252				— 150 727	— 134 571	— 168 530	— 1 147 600
0,330	5,931	0,000				— 150 727	— 150 727		— 1 147 600
0,270	6,540	1,139				— 183 269	— 166 998	— 190 127	— 1 337 728
0,270	6,540	0,000				— 183 269	— 183 269		— 1 337 728
0,170	7,564	1,898				— 245 153	— 214 211	— 406 466	— 1 744 193
0,110	8,176	1,139				— 286 428	— 265 791	— 302 603	— 2 046 796
0,110	8,176	0,000				— 286 428	— 286 428		— 2 046 796
0,070	8,586	0,759				— 315 875	— 301 152	— 228 574	— 2 275 370
0,070	8,586	0,000				— 315 875	— 315 875		— 2 275 370
0,000	9,300	1,328				— 370 595	— 343 235	— 455 902	— 2 731 273

Рисунок 2 Эпюра интенсивности нормальной нагрузки

Рисунок 3 Эпюра перерезывающей силы

Рисунок 4 Эпюра изгибающего момента

Рисунок 5 Эпюра изгибающего момента с учётом стреловидности

Рисунок 6 Эпюра погонного крутящего момента

Рисунок 7 Эпюра крутящего момента

Приложение Г

Таблица 3 К расчету ,.с учетом циркуляции.


						Н
1,000	2,000	— 3029		0,000			0,0000			0,0000
0,895	2,560			1,992			0,5293	0,12	0,66 667	0,5959
0,770	3,260			2,372			0,7308	0,16	0,88 889	0,8197
0,770	3,260			0,000			0,7308	0,16	0,88 889	0,8197
0,684	3,700			1,632			0,8442	0,13	0,72 222	0,9164
0,600	4,152			1,594			0,9502	0,1	0,55 556	1,0057
0,500	4,694			1,898			1,0734	0,04	0,22 222	1,0956
0,436	5,040			1,214			1,1477	0,01	0,5 556	1,1533
0,436	5,040			0,000			1,1477	0,01	0,5 556	1,1533
0,396	5,257			0,759			1,1937			1,1937
0,330	5,931			1,252			1,2607	— 0,025	— 0,13 889	1,2468
0,330	5,931			0,000			1,2607	— 0,025	— 0,13 889	1,2468
0,270	6,540			1,139			1,3144	— 0,095	— 0,52 778	1,2616
0,270	6,540			0,000			1,3144	— 0,095	— 0,52 778	1,2616
0,170	7,564	— 10 028	— 2318	1,898	— 4399		1,3843	— 0,17	— 0,94 444	1,2898
0,110	8,176	— 21 749	— 15 889	1,139	— 18 089		1,4140	— 0,24	— 0,133 333	1,2806
0,110	8,176	— 21 749	— 21 749	0,000			1,4140	— 0,24	— 0,133 333	1,2806
0,070	8,586	— 29 110	— 25 430	0,759	— 19 301		1,4240	— 0,26	— 0,144 444	1,2796
0,070	8,586			0,000			1,4240	— 0,26	— 0,144 444	1,2796
0,000	9,300			1,328			1,4358	— 0,3	— 0,166 667	1,2691

Рисунок 8 Эпюра интенсивности нормальной нагрузки с учётом циркуляции

Рисунок 9 Эпюра перерезывающей силы с учётом циркуляции

Рисунок 10 Эпюра изгибающего момента с учётом стреловидности и циркуляции

Приложение Д

Таблица 4 Расчет нормальных напряжений


					.

4,277	3,92	8,197	8,197	15,67	12,93	128,4	106,0	— 156,5	3,6	— 4562	4,6	— 156,4	22,6	1,0	22,6
4,277	3,92	8,197	8,197	31,32	20,17	256,7	165,4	— 140,8	10,8	— 12 466	11,7	— 140,7	80,8	1,0	80,8
4,277	3,92	8,197	8,197	46,96	25,78	384,9	211,3	— 125,2	16,4	— 16 836	17,2	— 125,1	125,9	1,0	125,9
4,277	3,92	8,197	8,197	62,61	30,75	513,2	252,0	— 109,5	21,4	— 19 192	22,1	— 109,4	166,0	1,0	166,0
4,277	3,92	8,197	8,197	78,25	34,99	641,4	286,8	— 93,9	25,6	— 19 717	26,2	— 93,7	200,3	1,0	200,3
4,277	3,92	8,197	8,197	94,20	38,28	772,2	313,8	— 77,9	28,9	— 18 467	29,4	— 77,7	227,0	1,0	227,0
4,277	3,92	8,197	8,197	109,51	40,65	897,6	333,2	— 62,6	31,3	— 16 057	31,7	— 62,4	246,4	1,0	246,4
4,277	3,92	8,197	8,197	125,51	42,24	1028,8	346,2	— 46,6	32,9	— 12 562	33,2	— 46,4	259,6	1,0	256,0
4,277	3,92	8,197	8,197	140,88	43,25	1154,8	354,5	— 31,3	33,9	— 8682	34,1	— 31,0	268,2	1,0	256,0
4,277	3,92	8,197	8,197	156,51	43,85	1282,9	359,4	— 15,6	34,5	— 4418	34,6	— 15,4	273,5	0,9	256,0
4,277	3,92	8,197	8,197	172,15	43,85	1411,1	359,4	0,0	34,5		34,5	0,2	274,0	0,9	256,0
4,277	3,92	8,197	8,197	187,78	44,15	1539,2	361,9	15,6	34,8		34,7	15,9	277,0	0,9	256,0
4,277	3,92	8,197	8,197	203,41	43,86	1667,3	359,5	31,3	34,5		34,3	31,5	275,2	0,9	256,0
4,277	3,92	8,197	8,197	219,05	43,38	1795,6	355,6	46,9	34,0		33,7	47,1	272,0	0,9	256,0
4,277	3,92	8,197	8,197	234,70	42,62	1923,8	349,3	62,6	33,2		32,8	62,8	266,5	1,0	256,0
4,277	3,92	8,197	8,197	250,31	41,56	2051,8	340,6	78,2	32,2		31,7	78,4	258,6	1,0	256,0
4,277	3,92	8,197	8,197	265,95	40,23	2180,0	329,7	93,8	30,9		30,2	94,0	248,6	1,0	248,6
4,277	3,92	8,197	8,197	281,60	38,64	2308,3	316,7	109,5	29,3		28,6	109,6	236,6	1,0	236,6
4,277	3,92	8,197	8,197	297,31	36,79	2437,0	301,6	125,2	27,4		26,6	125,3	222,4	1,0	222,4
4,277	3,92	8,197	8,197	312,95	34,68	2565,3	284,3	140,8	25,3		24,4	141,0	206,3	1,0	206,3
4,277	3,92	8,197	8,197	328,60	32,33	2693,5	265,0	156,5	23,0		21,9	156,6	188,1	1,0	188,1
3,057	4,68	7,737	7,737	328,60	— 20,65	2542,4	— 159,8	156,5	— 30,0	— 36 346	— 31,0	156,3	— 233,0	1,0	— 233,0
3,057	4,68	7,737	7,737	312,95	— 21,35	2421,3	— 165,2	140,8	— 30,7	— 33 475	— 31,6	140,6	— 239,2	1,0	— 239,2
3,057	4,68	7,737	7,737	297,31	— 22,05	2300,3	— 170,6	125,2	— 31,4	— 30 435	— 32,2	125,0	— 245,3	1,0	— 245,3
3,057	4,68	7,737	7,737	281,56	— 22,61	2178,4	— 174,9	109,4	— 32,0	— 27 077	— 32,7	109,2	— 250,3	1,0	— 250,3
3,057	4,68	7,737	7,737	265,95	— 23,01	2057,7	— 178,0	93,8	— 32,4	— 23 505	— 33,0	93,6	— 254,0	1,0	— 254,0
3,057	4,68	7,737	7,737	250,31	— 23,31	1936,6	— 180,3	78,2	— 32,7	— 19 764	— 33,2	78,0	— 257,0	1,0	— 256,0
3,057	4,68	7,737	7,737	234,72	— 23,31	1816,1	— 180,4	62,6	— 32,7	— 15 825	— 33,1	62,4	— 257,5	1,0	— 256,0
3,057	4,68	7,737	7,737	219,05	— 23,03	1694,8	— 178,2	46,9	— 32,4	— 11 761	— 32,7	46,7	— 255,9	1,0	— 255,9
3,057	4,68	7,737	7,737	203,41	— 22,75	1573,8	— 176,0	31,3	— 32,1	— 7771	— 32,3	31,1	— 254,2	1,0	— 254,2
3,057	4,68	7,737	7,737	187,80	— 22,47	1453,0	— 173,8	15,7	— 31,8	— 3858	— 31,9	15,5	— 252,5	1,0	— 252,5
3,057	4,68	7,737	7,737	172,15	— 22,19	1332,0	— 171,7	0,0	— 31,6	— 4	— 31,6	— 0,2	— 250,9	1,0	— 250,9
3,057	4,68	7,737	7,737	156,51	— 21,91	1210,9	— 169,5	— 15,6	— 31,3		— 31,2	— 15,8	— 249,2	1,0	— 249,2
3,057	4,68	7,737	7,737	140,80	— 21,63	1089,4	— 167,3	— 31,3	— 31,0		— 30,8	— 31,5	— 247,5	1,0	— 247,5
3,057	4,68	7,737	7,737	125,15	— 21,07	968,3	— 163,0	— 47,0	— 30,4		— 30,1	— 47,2	— 243,7	1,0	— 243,7
3,057	4,68	7,737	7,737	109,51	— 20,05	847,3	— 155,1	— 62,6	— 29,4		— 29,0	— 62,8	— 236,1	1,0	— 236,1
3,057	4,68	7,737	7,737	93,90	— 18,76	726,5	— 145,1	— 78,2	— 28,1		— 27,6	— 78,4	— 226,4	1,0	— 226,4
3,057	4,68	7,737	7,737	78,25	— 17,26	605,5	— 133,5	— 93,9	— 26,6		— 26,0	— 94,1	— 215,1	1,0	— 215,1
3,057	4,68	7,737	7,737	62,61	— 15,47	484,4	— 119,7	— 109,5	— 24,8		— 24,1	— 109,7	— 201,4	1,0	— 201,4
3,057	4,68	7,737	7,737	47,06	— 13,51	364,1	— 104,5	— 125,1	— 22,9		— 22,1	— 125,2	— 186,4	1,0	— 186,4
3,057	4,68	7,737	7,737	31,32	— 11,32	242,3	— 87,6	— 140,8	— 20,7		— 19,8	— 141,0	— 169,6	1,0	— 169,6
3,057	4,68	7,737	7,737	15,67	— 7,98	121,2	— 61,8	— 156,5	— 17,4		— 16,3	— 156,6	— 143,6	1,0	— 143,6

Значения некоторых величин вычисленные в таблице необходимые для дальнейшего расчёта:

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ

X (I), см

0.00000D+00 1.56700D+01 3.13160D+01 4.69620D+01 6.26080D+01

7.82540D+01 9.41991D+01 1.09508D+02 1.25508D+02 1.40877D+02

1.56508D+02 1.72154D+02 1.87778D+02 2.03408D+02 2.19054D+02

2.34700D+02 2.50308D+02 2.65954D+02 2.81600D+02 2.97308D+02

3.12954D+02 3.28600D+02 3.28600D+02 3.12954D+02 2.97308D+02

2.81563D+02 2.65954D+02 2.50308D+02 2.34723D+02 2.19054D+02

2.03408D+02 1.87800D+02 1.72154D+02 1.56508D+02 1.40800D+02

1.25154D+02 1.09508D+02 9.39000D+01 7.82540D+01 6.26080D+01

4.70648D+01 3.13160D+01 1.56700D+01 0.00000D+00

Y (I), см

0.00000D+00 1.29290D+01 2.01720D+01 2.57810D+01 3.07490D+01

3.49920D+01 3.82770D+01 4.06490D+01 4.22360D+01 4.32520D+01

4.38490D+01 4.38490D+01 4.41500D+01 4.38550D+01 4.33800D+01

4.26160D+01 4.15550D+01 4.02250D+01 3.86400D+01 3.67890D+01

3.46840D+01 3.23290D+01 -2.06500D+01 -2.13500D+01 -2.20500D+01

— 2.26100D+01 -2.30100D+01 -2.33100D+01 -2.33100D+01 -2.30300D+01

— 2.27500D+01 -2.24700D+01 -2.21900D+01 -2.19100D+01 -2.16300D+01

— 2.10700D+01 -2.00500D+01 -1.87600D+01 -1.72600D+01 -1.54700D+01

— 1.35100D+01 -1.13200D+01 -7.98300D+00 0.00000D+00

Fr (I), см**2

0.00000D+00 8.19700D+00 8.19700D+00 8.19700D+00 8.19700D+00

8.19700D+00 8.19700D+00 8.19700D+00 8.19700D+00 8.19700D+00

8.19700D+00 8.19700D+00 7.73700D+00 7.73700D+00 7.73700D+00

7.73700D+00 7.73700D+00 7.73700D+00 7.73700D+00 7.73700D+00

7.73700D+00 7.73700D+00 7.73700D+00 0.00000D+00

Mx, кНм

2.24940D+03

Qy, кН

4.68375D+02

РЕЗУЛЬТАТЫ ВЫЧИСЛЕНИЙ

SIGMAr (I) — приведенное нормальное напряжение в Iом продольном элементе

SIGMAr (I) в МПа, I=1,M

0.00000D+00 -3.63822D+01 -9.30910D+01 -1.36823D+02 -1.75464D+02

— 2.08348D+02 -2.33607D+02 -2.51649D+02 -2.63421D+02 -2.70691D+02

— 2.74619D+02 -2.73805D+02 -2.75384D+02 -2.72228D+02 -2.67642D+02

— 2.60761D+02 -2.51523D+02 -2.40147D+02 -2.26746D+02 -2.11229D+02

— 1.93698D+02 -1.74181D+02 2.46566D+02 2.51312D+02 2.56058D+02

2.59686D+02 2.62052D+02 2.63621D+02 2.62810D+02 2.59772D+02

2.56734D+02 2.53699D+02 2.50662D+02 2.47625D+02 2.44584D+02

2.39323D+02 2.30409D+02 2.19353D+02 2.06626D+02 1.91597D+02

1.75223D+02 1.57012D+02 1.29696D+02 6.54823D+01

Ts (I) — касательное усилие на I-ом участке обшивки

Ts (I) в Н/мм, I=1,M

0.00000D+00 6.20971D+00 2.20985D+01 4.54514D+01 7.53997D+01

1.10960D+02 1.50833D+02 1.93784D+02 2.38745D+02 2.84946D+02

3.31818D+02 3.78551D+02 4.25554D+02 4.72018D+02 5.17699D+02

5.62205D+02 6.05135D+02 6.46124D+02 6.84825D+02 7.20877D+02

7.53938D+02 7.83667D+02 7.43945D+02 7.03458D+02 6.62206D+02

6.20371D+02 5.78154D+02 5.35684D+02 4.93345D+02 4.51495D+02

4.10135D+02 3.69263D+02 3.28881D+02 2.88988D+02 2.49585D+02

2.11030D+02 1.73911D+02 1.38572D+02 1.05285D+02 7.44179D+01

4.61892D+01 2.08943D+01 4.60608D-13 4.60608D-13

B (I) — длина участка обшивки с номером I

B (I), мм, I=1,M

2.03152D+02 1.72412D+02 1.66210D+02 1.64158D+02 1.62111D+02

1.62800D+02 1.54916D+02 1.60785D+02 1.54025D+02 1.56424D+02

1.56460D+02 1.56269D+02 1.56328D+02 1.56532D+02 1.56646D+02

1.56440D+02 1.57024D+02 1.57261D+02 1.58167D+02 1.57870D+02

1.58222D+02 5.29790D+02 1.56617D+02 1.56617D+02 1.57550D+02

1.56141D+02 1.56489D+02 1.55850D+02 1.56715D+02 1.56485D+02

1.56105D+02 1.56485D+02 1.56485D+02 1.57105D+02 1.56560D+02

1.56792D+02 1.56612D+02 1.57177D+02 1.57481D+02 1.56663D+02

1.59003D+02 1.59979D+02 1.75863D+02 0.00000D+00

B (I)*Ts (I), Н, I=1,M

0.00000D+00 1.07063D+03 3.67299D+03 7.46121D+03 1.22231D+04

1.80643D+04 2.33663D+04 3.11576D+04 3.67728D+04 4.45724D+04

5.19163D+04 5.91558D+04 6.65259D+04 7.38859D+04 8.10957D+04

8.79515D+04 9.50210D+04 1.01610D+05 1.08317D+05 1.13805D+05

1.19290D+05 4.15179D+05 1.16514D+05 1.10173D+05 1.04330D+05

9.68654D+04 9.04745D+04 8.34863D+04 7.73145D+04 7.06522D+04

6.40241D+04 5.77842D+04 5.14650D+04 4.54015D+04 3.90751D+04

3.30878D+04 2.72365D+04 2.17805D+04 1.65803D+04 1.16585D+04

7.34424D+03 3.34265D+03 8.10038D-11 0.00000D+00

ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ СЕЧЕНИЯ КРЫЛА

Fr, см**2

3.34614D+02

Srx, Sry, см**3

3.13611D+03 5.76003D+04

Xт, Yт, см

1.72139D+02 9.37233D+00

Irx, Iry, Irxy, см**4

3.12733D+05 1.29176D+07 5.57651D+05

Оси XI и ETA — центральные оси инерции сечения крыла

Irxi, Iret, Irxiet, см**4

2.83340D+05 3.00230D+06 1.78025D+04

Оси U и V — главные центральные оси инерции сечения крыла

Iru, Irv, см**4

2.83223D+05 3.00242D+06

ALFA — угол между осями XI и U

Угол ALFA в градусах

3.75125D-01

Таблица 5 Редукционный коэффициент в последнем приближении



— 36,38	1,000	— 36,38
— 93,091	1,000	— 93,091
— 136,823	1,000	— 136,823
— 175,464	1,000	— 175,464
— 208,348	1,000	— 208,348
— 233,607	1,000	— 233,607
— 251,65	1,000	— 251,65
— 263,42	0,972	— 256
— 270,69	0,946	— 256
— 274,619	0,932	— 256
— 273,805	0,935	— 256
— 275,384	0,930	— 256
— 272,228	0,940	— 256
— 267,642	0,957	— 256
— 260,76	0,982	— 256
— 251,523	1,000	— 251,523
— 240,147	1,000	— 240,147
— 226,746	1,000	— 226,746
— 211,229	1,000	— 211,229
— 193,698	1,000	— 193,698
— 174,181	1,000	— 174,181
246,566	1,000	246,566
251,1312	1,000	251,1312
256,058	1,000	256,058
259,686	1,000	259,686
262,052	1,000	262,052
263,621	1,000	263,621
262,81	1,000	262,81
259,772	1,000	259,772
256,734	1,000	256,734
253,699	1,000	253,699
250,662	1,000	250,662
247,625	1,000	247,625
244,584	1,000	244,584
239,323	1,000	239,323
230,409	1,000	230,409
219,353	1,000	219,353
206,626	1,000	206,626
191,597	1,000	191,597
175,223	1,000	175,223
157,012	1,000	157,012
129,696	1,000	129,696

Приложение Е

Таблица 6 Вычисление касательных усилий в сечениях крыла


		№ участка

— 156,4	4,6	1−2	15,7	7,1	6,2	44,3	97,3	17,2	0,9	18,8	— 181,2	— 3407	— 3407
— 140,7	11,7	2−3	15,7	5,5	22,1	121,7	346,6	16,6	0,9	18,1	— 165,3	— 2996	— 2996
— 125,1	17,2	3−4	15,7	4,9	45,5	221,1	712,6	16,4	0,9	17,9	— 142,0	— 2541	— 2541
— 109,4	22,1	4−5	15,7	4,1	75,4	312,2	1181,8	16,2	0,9	17,7	— 112,0	— 1980	— 1980
— 93,7	26,2	5−6	16,0	3,2	111,0	352,9	1771,6	16,3	0,9	17,8	— 76,4	— 1357	— 1357
— 77,7	29,4	6−7	15,3	2,3	150,8	342,6	2311,4	15,5	0,9	16,9	— 310,0	— 5238	— 5238	— 5238
— 62,4	31,7	7−8	16,0	1,5	193,8	287,4	3102,5	16,1	0,9	17,5	— 267,1	— 4683	— 4683	— 4683
— 46,4	33,2	8−9	15,4	0,9	238,7	218,4	3670,8	15,4	0,9	16,8	— 222,1	— 3731	— 3731	— 3731
— 31,0	34,1	9−10	15,6	0,5	284,9	141,1	4455,0	15,6	0,9	17,1	— 175,9	— 3001	— 3001	— 3001
— 15,4	34,6	10−11	15,6	— 0,1	331,8	— 34,1	5191,5	15,6	0,9	17,1	— 129,1	— 2202	— 2202	— 2202
0,2	34,5	11−12	15,6	0,2	378,6	75,3	5915,1	15,6	0,9	17,0	— 82,3	— 1403	— 1403	— 1403
15,9	34,7	12−13	15,6	— 0,4	425,6	— 169,1	6650,4	15,6	0,9	17,0	— 35,3	— 602	— 602	— 602
31,5	34,3	13−14	15,6	— 0,6	472,0	— 272,4	7383,6	15,7	0,9	17,1	11,1
47,1	33,7	14−15	15,6	— 0,9	517,7	— 448,5	8097,2	15,7	0,9	17,1	56,8
62,8	32,8	15−16	15,6	— 1,2	562,2	— 654,0	8770,8	15,6	0,9	17,1	101,3
78,4	31,7	16−17	15,6	— 1,4	605,1	— 866,9	9462,5	15,7	0,9	17,1	144,3
94,0	30,2	17−18	15,6	— 1,7	646,1	— 1090,2	10 102,3	15,7	0,9	17,1	185,3
109,6	28,6	18−19	15,7	— 2,0	684,8	— 1337,7	10 748,7	15,8	0,9	17,2	224,0
125,3	26,6	19−20	15,6	— 2,2	720,9	— 1591,3	11 268,7	15,8	0,9	17,2	260,0
141,0	24,4	20−21	15,6	— 2,5	753,9	— 1852,6	11 784,2	15,8	0,9	17,3	293,1
156,6	21,9	21−22	— 0,3	— 53,0	783,7	— 41 519,2	— 271,7	53,0	0,6	91,3	322,8
156,3	— 31,0	22−23	— 15,7	— 0,6	743,9	— 445,3	— 11 642,9	15,7	0,8	19,9	283,1
140,6	— 31,6	23−24	— 15,7	— 0,6	703,5	— 421,1	— 11 009,3	15,7	0,8	19,9	242,6
125,0	— 32,2	24−25	— 15,7	— 0,5	662,2	— 300,1	— 10 428,9	15,8	0,8	20,0	201,3
109,2	— 32,7	25−26	— 15,6	— 0,3	620,4	— 184,9	— 9684,5	15,6	0,8	19,9	159,5
93,6	— 33,0	26−27	— 15,6	— 0,2	578,2	— 112,2	— 9046,7	15,6	0,8	19,9	117,3
78,0	— 33,2	27−28	— 15,6	0,1	535,7	53,0	— 8348,4	15,6	0,8	19,8	74,8
62,4	— 33,1	28−29	— 15,7	0,4	493,3	189,2	— 7729,2	15,7	0,8	19,9	32,5
46,7	— 32,7	29−30	— 15,6	0,4	451,5	172,9	— 7063,1	15,6	0,8	19,9	— 9,4	— 187	— 187	— 187
31,1	— 32,3	30−31	— 15,6	0,4	410,1	156,7	— 6400,5	15,6	0,8	19,9	— 50,7	— 1008	— 1008	— 1008
15,5	— 31,9	31−32	— 15,6	0,4	369,3	141,4	— 5776,7	15,6	0,8	19,9	— 91,6	— 1824	— 1824	— 1824
— 0,2	— 31,6	32−33	— 15,6	0,4	328,9	126,0	— 5145,0	15,6	0,8	19,9	— 132,0	— 2628	— 2628	— 2628
— 15,8	— 31,2	33−34	— 15,7	0,4	289,0	111,1	— 4538,8	15,7	0,8	20,0	— 171,9	— 3436	— 3436	— 3436
— 31,5	— 30,8	34−35	— 15,6	0,7	249,6	164,0	— 3904,0	15,7	0,8	19,9	— 211,3	— 4208	— 4208	— 4208
— 47,2	— 30,1	35−36	— 15,6	1,1	211,0	236,9	— 3300,3	15,7	0,8	19,9	— 249,8	— 4984	— 4984	— 4984
— 62,8	— 29,0	36−37	— 15,6	1,4	173,9	242,6	— 2712,9	15,7	0,8	19,9	— 287,0	— 5718	— 5718	— 5718
— 78,4	— 27,6	37−38	— 15,6	1,6	138,6	222,0	— 2166,7	15,7	0,8	20,0	— 48,8	— 976	— 976
— 94,1	— 26,0	38−39	— 15,6	1,9	105,3	198,6	— 1646,0	15,7	0,8	20,0	— 82,1	— 1645	— 1645
— 109,7	— 24,1	39−40	— 15,5	2,1	74,4	154,0	— 1155,7	15,7	0,8	19,9	— 113,0	— 2252	— 2252
— 125,2	— 22,1	40−41	— 15,7	2,3	46,6	106,7	— 733,5	15,9	0,8	20,2	— 140,8	— 2848	— 2848
— 141,0	— 19,8	41−42	— 15,6	3,4	20,9	71,9	— 326,4	16,0	0,8	20,4	— 166,5	— 3389	— 3389
— 156,6	— 16,3	42−1	0,1	20,9	0,0	0,0	0,0	20,9	0,8	26,6	— 187,4	— 4986	— 4986
		6−37	— 0,7	57,0	0,0	0,0	0,0	60,0	0,6	103,4	— 273,5	— 28 290		— 28 290
						— 46 835,5	— 6,8			750,2			335,6	423,3




	— 1117	— 215 439
	— 775	— 158 490
	— 609	— 124 720
	— 453	— 89 516
	— 298	— 54 801
	— 177	— 194 495
	— 93	— 160 212
	— 42	— 122 710
	— 15	— 96 450
		— 69 613
		— 44 342
	— 6	— 19 360
	— 18
	— 41
	— 73
	— 112
	— 159
	— 214
	— 277
	— 346
— 8	— 8297
	— 94
	— 84
	— 57
	— 33
	— 18


		— 4629
		— 24 992
		— 45 235
		— 65 175
	— 6	— 85 211
	— 21	— 106 147
	— 53	— 130 976
	— 88	— 155 016
	— 126	— 27 220
	— 177	— 47 971
	— 227	— 67 986
	— 287	— 89 204
	— 485	— 132 164
— 2	— 3274	— 613 204

		1 196 269,0

Рисунок 11 Эпюра касательных усилий

Рисунок 12 Эпюра касательных усилий

Приложение Ж

Таблица 7 К определению перерезывающей силы




8,197	4,6	0,1 309	0,491 492
8,197	11,7	0,20 423	1,962 219
8,197	17,2	0,26 102	3,685 857
8,197	22,1	0,31 132	5,637 786
8,197	26,2	0,35 428	7,618 404
8,197	29,4	0,38 754	9,343 915
8,197	31,7	0,41 155	10,68 897
8,197	33,2	0,42 762	11,62 623
8,197	34,1	0,43 791	12,23 417
8,197	34,6	0,44 396	12,58 345
8,197	34,5	0,44 395	12,54 593
8,197	34,7	0,0447	12,70 494
8,197	34,3	0,44 401	12,47 546
8,197	33,7	0,43 921	12,1326
8,197	32,8	0,43 147	11,61 257
8,197	31,7	0,42 073	10,92 221
8,197	30,2	0,40 726	10,9 436
8,197	28,6	0,39 121	9,155 511
8,197	26,6	0,37 248	8,120 628
8,197	24,4	0,35 116	7,20 556
8,197	21,9	0,32 732	5,884 606
7,737	— 31,0	0,39 603	9,513 493
7,737	— 31,6	0,40 947	10,2 597
7,737	— 32,2	0,42 292	10,55 098
7,737	— 32,7	0,43 358	10,96 909
7,737	— 33,0	0,44 126	11,26 499
7,737	— 33,2	0,44 694	11,47 727
7,737	— 33,1	0,0447	11,44 451
7,737	— 32,7	0,44 161	11,17 551
7,737	— 32,3	0,43 623	10,91 008
7,737	— 31,9	0,43 086	10,64 849
7,737	— 31,6	0,42 548	10,38 943
7,737	— 31,2	0,4 201	10,13 356
7,737	— 30,8	0,4 147	9,879 818
7,737	— 30,1	0,40 406	9,420 833
7,737	— 29,0	0,3 845	8,630 901
7,737	— 27,6	0,35 971	7,686 272
7,737	— 26,0	0,33 095	6,66 148
7,737	— 24,1	0,29 673	5,539 565
7,737	— 22,1	0,25 899	4,420 362
7,737	— 19,8	0,21 709	3,320 792
7,737	— 16,3	0,15 309	1,934 389
			374,5397

Приложение З

Таблица 8 Определение крутящего момента относительно центра жёсткости крыла


				н

1,000		0,42		— 290,783
0,895	0,1 917 502	0,42		— 26 890,4	— 27 077,6	— 24 543,1
0,770	0,21 501 977	0,42		— 41 064,9	— 107 668	— 97 590,7
0,770	0,21 501 977	0,42	0,48	— 51 030,3	— 107 668	— 97 590,7
0,684	0,22 156 408	0,42	0,48	— 62 829,8	— 200 570	— 181 797
0,600	0,22 648 758	0,42	0,48	— 75 785,8	— 311 039	— 281 926
0,500	0,23 063 167	0,42	0,48	— 92 099,6	— 470 321	— 426 299
0,436	0,2 329 496	0,42	0,48	— 103 302	— 588 968	— 533 842
0,436	0,2 329 496	0,42		— 79 483	— 588 968	— 533 842
0,396	0,23 444	0,42		— 84 925,6	— 651 361	— 590 395
0,330	0,23 625 423	0,42		— 98 981	— 766 519	— 694 774
0,330	0,23 625 423	0,42		— 98 981	— 268 883	— 243 716
0,270	0,23 673 237	0,42		— 110 318	— 388 027	— 351 708
0,270	0,23 673 237	0,42	0,48	— 185 110	— 388 027	— 351 708
0,170	0,23 761 335	0,42	0,48	— 230 149	— 782 004	— 708 809
0,110	0,23 732 995	0,42	0,48	— 257 196	— 1 059 425	— 960 264
0,110	0,23 732 995	0,42	0,48	— 257 196	— 1 118 350	— 1 013 674
0,070	0,23 729 715	0,42	0,48	— 276 423	— 1 320 858	— 1 197 227
0,070	0,23 729 715	0,42		— 147 513	— 1 320 858	— 1 197 227
0,000	0,23 696 904	0,42		— 159 373	— 1 524 668	— 1 381 961

Рисунок 13 Эпюра погонного крутящего момента

Рисунок 14 Эпюра крутящего момента

Приложение И

Таблица 9 Определение суммарных касательных сил и напряжений




1−2	— 181,2		— 149,2	— 162,704	— 2341,404 813	— 1065,36	— 2843,58	— 1293,9
2−3	— 165,3		— 133,3	— 145,367	— 2090,482 987	— 733,971	— 2592,32	— 910,2
3−4	— 142,0		— 110,0	— 119,902	— 1723,81 537	— 534,974	— 2225,52	— 690,7
4−5	— 112,0		— 80,0	— 87,2413	— 1253,879 392	— 331,283	— 1755,43	— 463,8
5−6	— 76,4		— 44,4	— 48,4624	— 709,5 403 425	— 141,341	— 1220,46	— 243,1
6−7	— 310,0	— 146,1	— 456,1	— 497,423	— 6989,884 528	— 1035,97	— 4751,03	— 704,1
7−8	— 267,1	— 146,1	— 413,2	— 450,585	— 6615,127 017	— 612,699	— 4276,06	— 396,1
8−9	— 222,1	— 146,1	— 368,2	— 401,554	— 5661,575 795	— 336,891	— 3415,24	— 203,2
9−10	— 175,9	— 146,1	— 322,0	— 351,171	— 5034,70 867	— 159,499	— 2750,5	— 87,1
10−11	— 129,1	— 146,1	— 275,2	— 300,057	— 4304,935 297	28,2813	— 2019,1	13,3
11−12	— 82,3	— 146,1	— 228,4	— 249,094	— 3569,192 107	— 45,4219	— 1286,29	— 16,4
12−13	— 35,3	— 146,1	— 181,4	— 197,836	— 2835,121 159	72,7 173	— 551,909	14,0
13−14	11,1	— 146,1	— 135,0	— 147,167	— 2110,994 488	77,8908	174,3832	— 6,4
14−15	56,8	— 146,1	— 89,3	— 97,3511	— 1396,257 912	77,33 261	888,8434	— 49,2
15−16	101,3	— 146,1	— 44,8	— 48,8168	— 698,3 662 996	52,0757	1580,899	— 117,9
16−17	144,3	— 146,1	— 1,8	— 2,109	— 28,69 382 241	2,62 874	2255,866	— 206,7
17−18	185,3	— 146,1	39,2	42,69 793	612,1 842 653	— 66,0665	2896,501	— 312,6
18−19	224,0	— 146,1	77,9	84,90 185	1221,977 335	— 152,078	3515,098	— 437,5
19−20	260,0	— 146,1	113,9	124,217	1780,581 654	— 251,443	4064,401	— 573,9
20−21	293,1	— 146,1	147,0	160,2704	2297,147 318	— 361,135	4580,728	— 720,1
21−22	322,8	— 146,1	176,7	304,65	— 61,26 126 166	— 9361,52	— 111,914	— 17 102,0
22−23	283,1	— 146,1	137,0	174,2684	— 2143,693 207	— 81,9796	— 4430,19	— 169,4
23−24	242,6	— 146,1	96,5	122,7583	— 1510,61 535	— 57,7578	— 3796,56	— 145,2
24−25	201,3	— 146,1	55,2	70,27 481	— 869,8 953 334	— 25,0304	— 3170,78	— 91,2
25−26	159,5	— 146,1	13,4	17,4 962	— 209,201 465	— 3,99 419	— 2489,95	— 47,5
26−27	117,3	— 146,1	— 28,8	— 36,6616	450,9 013 927	5,593 455	— 1835,21	— 22,8
27−28	74,8	— 146,1	— 71,3	— 90,6947	1110,962 794	— 7,5 621	— 1165,95	7,4
28−29	32,5	— 146,1	— 113,6	— 144,561	1780,154 433	— 43,5785	— 508,783	12,5
29−30	— 9,4	— 146,1	— 155,5	— 197,805	2432,224 285	— 59,5436	146,6609	— 3,6
30−31	— 50,7	— 146,1	— 196,8	— 250,426	3071,774 377	— 75,1968	791,762	— 19,4
31−32	— 91,6	— 146,1	— 237,7	— 302,426	3718,647 616	— 91,0366	1433,084	— 35,1
32−33	— 132,0	— 146,1	— 278,1	— 353,803	4350,376 711	— 106,502	2064,813	— 50,5
33−34	— 171,9	— 146,1	— 318,0	— 404,557	4994,167 939	— 122,291	2699,548	— 66,1
34−35	— 211,3	— 146,1	— 357,4	— 454,688	5590,228 268	— 234,899	3304,927	— 138,9
35−36	— 249,8	— 146,1	— 395,9	— 503,74	6192,101 831	— 444,388	3907,245	— 280,4
36−37	— 287,0	— 146,1	— 433,1	— 550,966	6755,376 832	— 604,034	4476,333	— 400,3
37−38	— 48,8		— 16,8	— 21,4097	263,1 200 941	— 26,961	763,4673	— 78,2
38−39	— 82,1		— 50,1	— 63,7595	783,497 321	— 94,5543	1283,785	— 154,9
39−40	— 113,0		— 81,0	— 103,031	1257,651 176	— 167,598	1754,611	— 233,8
40−41	— 140,8		— 108,8	— 138,398	1711,579 519	— 248,925	2215,073	— 322,2
41−42	— 166,5		— 134,5	— 171,127	2101,493 616	— 462,661	2601,456	— 572,7
42−1	— 187,4		— 155,4	— 197,71	— 21,26 605 929	— 3249,73	— 25,6452	— 3918,9
6−37	— 273,5	— 178,1	— 451,6	— 778,569	303,6 003 896	— 25 754	183,8599	— 15 596,6
					— 6,810 474 871	— 46 835,5	360,9093	— 46 835,5

Рисунок 15Эпюра касательных усилий

Рисунок 16 Эпюра касательных усилий

Приложение К

Таблица 10 Коэффициенты избытка прочности.


Номер элемента продольного набора				Номер участка обшивки стенки

	256,1	— 36,38	7,04	1−2	142,13	— 16,27	8,74	252,74	— 36,38	6,95
	256,1	— 93,09	2,75	2−3	155,30	— 14,54	10,68	253,86	— 93,09	2,73
	256,1	— 136,82	1,87	3−4	164,74	— 11,99	13,74	254,74	— 136,82	1,86
	256,1	— 175,46	1,46	4−5	172,65	— 8,72	19,79	255,45	— 175,46	1,46
	256,1	— 208,35	1,23	5−6	179,11	— 4,85	36,96	255,91	— 208,35	1,23
	256,1	— 233,61	1,10	6−7	183,91	— 49,74	3,70	237,37	— 233,61	1,02
	256,1	— 251,65	1,02	7−8	187,27	— 45,06	4,16	241,27	— 251,65	0,96
	256,1	— 256,00	1,00	8−9	188,07	— 40,16	4,68	244,43	— 256,00	0,95
	256,1	— 256,00	1,00	9−10	188,07	— 35,12	5,36	247,17	— 256,00	0,97
	256,1	— 256,00	1,00	10−11	188,07	— 30,01	6,27	249,58	— 256,00	0,97
	256,1	— 256,00	1,00	11−12	188,07	— 24,91	7,55	251,61	— 256,00	0,98
	256,1	— 256,00	1,00	12−13	188,07	— 19,78	9,51	253,27	— 256,00	0,99
	256,1	— 256,00	1,00	13−14	188,07	— 14,72	12,78	254,53	— 256,00	0,99
	256,1	— 256,00	1,00	14−15	188,07	— 9,74	19,32	255,41	— 256,00	1,00
	256,1	— 256,00	1,00	15−16	188,07	— 4,88	38,53	255,93	— 256,00	1,00
	256,1	— 251,52	1,02	16−17	187,25	— 0,20	935,73	256,10	— 251,52	1,02
	256,1	— 240,15	1,07	17−18	185,14	4,27	43,36	255,96	— 240,15	1,07
	256,1	— 226,75	1,13	18−19	182,62	8,49	21,51	255,55	— 226,75	1,13
	256,1	— 211,23	1,21	19−20	179,66	12,42	14,46	254,88	— 211,23	1,21
	256,1	— 193,70	1,32	20−21	176,26	16,03	11,00	253,98	— 193,70	1,31
	256,1	— 174,18	1,47	21−22	148,20	30,47	4,86
		246,57	1,15	22−23	97,70	17,43	5,61	284,00	249,02	1,14
		251,13	1,13	23−24	97,70	12,28	7,96	284,00	252,33	1,13
		256,06	1,11	24−25	97,70	7,03	13,90	284,00	256,44	1,11
		259,69	1,09	25−26	97,70	1,70	57,30	284,00	259,71	1,09
		262,05	1,08	26−27	97,70	— 3,67	26,65	284,00	262,15	1,08
		263,62	1,08	27−28	97,70	— 9,07	10,77	284,00	264,24	1,07
		262,81	1,08	28−29	97,70	— 14,46	6,76	284,00	264,40	1,07
		259,77	1,09	29−30	97,70	— 19,78	4,94	284,00	262,77	1,08
		256,73	1,11	30−31	97,70	— 25,04	3,90	284,00	261,57	1,09
		253,70	1,12	31−32	97,70	— 30,24	3,23	284,00	260,81	1,09
		250,66	1,13	32−33	97,70	— 35,38	2,76	284,00	260,46	1,09
		247,63	1,15	33−34	97,70	— 40,46	2,41	284,00	260,51	1,09
		244,58	1,16	34−35	97,70	— 45,47	2,15	284,00	260,94	1,09
		239,32	1,19	35−36	97,70	— 50,37	1,94	284,00	259,66	1,09
		230,41	1,23	36−37	97,70	— 55,10	1,77	284,00	255,40	1,11
		219,35	1,29	37−38	97,70	— 2,14	45,63	284,00	219,39	1,29
		206,63	1,37	38−39	97,70	— 6,38	15,32	284,00	207,02	1,37
		191,60	1,48	39−40	97,70	— 10,30	9,48	284,00	192,70	1,47
		175,22	1,62	40−41	97,70	— 13,84	7,06	284,00	177,40	1,60
		157,01	1,81	41−42	97,70	— 17,11	5,71	284,00	160,70	1,77
		129,70	2,19	42−1	97,70	— 19,77	4,94	284,00	135,59	2,09
				6−37	147,70	— 77,86	1,90

Приложение Л

Таблица 11 — Расчёт площади сечений проходных отверстий


№ точек	Si	?Si	Qi	шi	Qжi	цвi	Pi	дi	?дi	?Aамi	?Aпнi	?Ui	?yi	(dydt)i	(dsdt)i	fi

		——-;		0,217		0,98		0,061	——-;	——-;		——-;	——-;	4,68		——-;
	0,06	0,06		0,169		0,98		0,110	0,049			0,059	0,108	4,61	2,57	4,78
	0,12	0,06		0,136		0,98		0,155	0,045			0,059	0,104	4,47	2,59	3,40
	0,18	0,06		0,113		0,98		0,180	0,025			0,059	0,084	4,30	3,08	3,56
	0,24	0,06		0,095		0,98		0,198	0,018			0,059	0,077	4,11	3,21	3,46
	0,30	0,06		0,081		0,98		0,210	0,012			0,059	0,071	3,90	3,31	3,44
	0,36	0,06		0,07		0,98		0,223	0,013			0,059	0,072	3,66	3,06	3,09
	0,42	0,06		0,061		0,98		0,233	0,010			0,059	0,069	3,39	2,95	2,95
	0,48	0,06		0,053		0,98		0,242	0,009			0,059	0,068	3,08	2,72	2,74
	0,54	0,06		0,047		0,98		0,254	0,012			0,059	0,071	2,69	2,28	2,38
	0,60	0,06		0,041		0,98		0,26	0,006			0,059	0,065	2,26	2,09	2,37
	0,66	0,06		0,036		0,98		0,271	0,011			0,059	0,070	1,63	1,40	1,97
	0,71	0,05		0,033		0,98		0,279	0,008			0,049	0,057	0,00	0,00	——-;
		0,71							0,279

Приложение М

Рисунок 17 Диаграмма обжатия амортизатора

Рисунок 18 Изменение скоростей и площади отверстий для перетекания гидросмеси в зависимости от хода поршня

Заключение

Для шасси и фюзеляжа были произведены подборы сечений. Этот расчёт показывает, что стойка выдерживает заданные нагрузки для случая Gш, а прочность фюзеляжа в данном сечении удовлетворительная. Так как данный курсовой проект не включает в себя полного расчёта самолёта на прочность, то по нему нельзя дать реальную оценку прочности всего самолёта.

Список использованных источников

1.Кан С. Н., Свердлов И. А. Расчёт самолёта на прочность, М: Машиностроение, 1996,-520 с.

2.Хазанов Х. С., Тарасов Ю. Л. Расчёт амортизации шасси самолёта, Куйбышев: КуАИ, 1984, — 62 с.

3.Дуплянкин В. М., Хивинцев А. В. Поверочный расчёт крыла, Самара: СГАУ, учебно — методические указания, 1995, — 26 с.

4.Тарасов Ю. А., Лавров Б. А. Расчёт на прочность элементов конструкции самолёта, Самара: СГАУ, учебно — методическое пособие, 2000, — 36 с.

5.СТП СГАУ 6.1.4.-97. Общие требования к оформлению текстовых документов. — Самара: СГАУ, 1997.-17с.

Показать весь текст

Заполнить форму текущей работой