Методические указания по выполнению курсовой работы по дисциплине «Конструкция и прочность летательных аппаратов»

Основные данные	Обоз-наче-ние	Ед. изм.	Прототипы
Проект. самолет
	BOIENG-737-200	DC-9-30	F100
1	Взлетная масса	m0	кг	52400	4900	43090	31376.87
3	Максимальная пассажировместимость	Nп		130	119	119	110
4	Расчетная дальность полета	Lр	км	2870	2760	2060	2200
5	Крейсерская скорость	Vкр	км/ч	900	930	820	900
7	Количество двигателей	Nдв	шт	2	2	2	2
8	Скорость захода на посадку	Vз.п.	км/ч	242	226	230	250
9	Длина разбега	Lразб.	м	1830	1345	1321	1832
10	Площадь крыла	Sкр	м^2	91	93	93	99.48
11	Удельная нагрузка на крыло	pо	кг/м^2	575	527	460	315.406
12	Размах крыла	lр	м	28,3	28	28	30.25
13	Удлинение крыла		-	8,8	8,5	8,5	9.2
14	Стреловидность крыла			25	24	17	25
15	Диаметр фюзеляжа	Dфюз	м	3,96	3,6	3,3	3,36
16	Длина фюзеляжа	Lф	м	30,53	32	32	33,08
17	Площадь ГО		м	27	25	21	22.88
18	Площадь ВО		м	16	14	12	14.922

Определение взлетного веса самолета в первом приближении.


Взлётной массы проектируемого самолёта в первом приближении равна:

где: - масса коммерческой нагрузки; - масса служебной нагрузки; - относительная масса конструкции планера; - относительная масса силовой установки; - относительная масса оборудования и управления; - относительная масса топлива.


Можно принять следующие относительные массы по статистике:
( =0,27; =0,09; =0,09) = const


Масса служебной нагрузки равна:
m_сл.н = =806+1,6110 = 656 кг
N_эк - количество членов экипажа;
N_п -число пассажиров;
N_эк=N_лпс+N_бп+1=3+2+1=6 чел.
N_лпс =(2…3)чел - летно-подъемный состав;
N_бп - количество бортпроводниц,
N_бп=N_п /40=110/40=3 чел.
Коммерческую нагрузку пассажирского самолета в первом приближении можно определить следующей зависимостью:
m_кн=1,25(75+20)N_n =1,25(75+20)110=13062.5 кг.
Относительная масса топлива равна:
;
где: Се=0,55 - удельный расход топлива;
k_кр=17 - аэродинамическое качество в крейсерском режиме;
L_p=2200 км - расчётная дальность;
V_cр=0,95V_кр=0,95900= 855 км/ч - среднерейсовая скорость,
V_кр=900 км/ч - крейсерская скорость самолёта.
Тогда, взлётной массы проектируемого самолёта в первом приближении равна:

кг
Определение геометрических размеров основных сборочных единиц.


Выбор параметров крыла.
Основными параметрами крыла являются: площадь - S_кр, удлинение - , размах - , стреловидность - , сужение - , относительная толщина - с_ср.
Площадь крыла можно определить по формуле:
м²;
где: m_о - взлётная масса самолёта;
- удельная нагрузка на 1 м² крыла.
На основании анализа статистических данных самолётов прототипов выбираем:
=9.26; =4; =25⁰.
Тогда для крыла проектируемого самолёта можно определить;
размах крыла:
м;
концевую хорду:
м;
корневую хорду:
м.


Выбор параметров фюзеляжа.
Диаметр фюзеляжа определяем через ширину фюзеляжа из условия размещения заданного количества кресел в ряду:
- максимальная ширина фюзеляжа
В_Ф- ширина кресла, В_Ф=440 мм;
- количество кресел в ряду, =5;
b - ширина одного подлокотника кресла, b=50 мм;
- количество подлокотников в ряду, =8;
h - ширина прохода, h=510 мм;
- количество проходов, =1;
- толщина стенок, =100 мм;
с- зазор до стенки, с=25 мм.

d_ф=В_ф=3,36 м
Потребная длина пассажирской кабины определяется по формуле:
мм
где l₁ = 1060 мм - минимальное расстояние от плоскости передней перегородки кабины до первого ряда сидений;
l₂ = 760 мм - минимальное расстояние от плоскости задней перегородки кабины до переднего крепления последнего ряда сидений;
i_ряд = 23 - число рядов кресел;
t = 810 мм - шаг кресел.
Удлинения носовой и хвостовой частей фюзеляжа:
_нч = 1,5 _хв.ч = 2,5.
Длина носовой и хвостовой частей фюзеляжа:
l_н.ч. = 3360 · 1,5 = 5040 мм; l_хв.ч. = 3360 · 2,5 = 8400 мм.
Длина фюзеляжа:
L_ф = l_{пас.каб} + l_н.ч. + l_хв.ч. = 19640 + 5040 + 8400 = 33080 мм
Удлинения фюзеляжа:
_ф = 33,08 / 3,36 =9,84
Выбор параметров оперения.
Площади горизонтального и вертикального оперений можно определить из следующих выражений:
;
.
Удлинения горизонтального и вертикального оперений равны:
_го=4,2; _во=1,5.
Размах горизонтального оперения:
м.
Высота вертикального оперения:
м.
Сужение горизонтального и вертикального оперений:
_го=2,5; _во=2,5.


Концевая хорда горизонтального и вертикального оперений:
м;
м;
Корневая хорда горизонтального и вертикального оперений:
м;
м.
Площади рулевых поверхностей:
;
;
Стреловидность горизонтального и вертикального оперений:
; .
Площади триммеров с серворулями:
;
.
Проектировочный расчет крыла на прочность


Определение внешних нагрузок, действующих на крыло.


1. Распределение аэродинамической нагрузки по размаху крыла.
При полете самолета на больших углах атаки (расчетный случай А) распределение аэродинамической нагрузки, действующей по оси ОУ, производиться пропорционально относительно циркуляции плоского крыла




где G₀ - взлетный вес самолета;
n^э_у - эксплуатационная перегрузка по оси У, n^э_у=2,5;
f - коэффициент безопасности ( f=1,5 для случая А)
L - размах крыла.
  угол стреловидности крыла в градусах по линии 1/4 хорд;
Г₄₅  изменение относительной циркуляции по размаху крыла при угле стреловидности.


2. Распределение массовых (инерционных) нагрузок по размаху крыла.
Массовые нагрузки от собственного веса конструкции крыла можно приблизительно распределять по размаху пропорционально хордам крыла.

где b_сеч - хорда сечения крыла, в котором определяется погонная массовая нагрузка от собственного веса крыла;
S - площадь крыла;
G_кр - вес крыла;
Массовые силы от веса топлива следует распределять в виде погонных нагрузок по длине тех участков, которые заняты под баки. Распределение нагрузок по сечениям производится пропорционально ширине бакового отсека

где b_сеч.б. - хорда сечения бокового отсека;
S_б - площадь бака в плане;
G_m - вес топлива в рассматриваемом баке;


3. Построение эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов.
Построение эпюр по размаху рассмотрим, представляя крыло как двухопорную балку с консолями, нагруженную распределенными и сосредоточенными силами.
Опорами в выбранной нами расчетной схеме являются узлы крепления к фюзеляжу.
Реакции опор определяется так:

= даН
где к - число сосредоточенных грузов, расположенных в крыле или подвешенных к крылу.


Эпюры Qpy и Mpx нужно строить от суммарной погонной нагрузки, с учетом сосредоточенных сил, которая определяется так:

Нагрузка от сосредоточенных сил определяется так:


где -масса двигателей;
-масса главной опоры шасси


Используя известные дифференциальные зависимости:

Можно получить выражение для Qpy и Mpx любого сечения крыла с учетом сосредоточенных сил:

Результаты вычислений заносятся в таблицу 2: