Испытание и сертификация очень легкого самолета ХАЗ-30

Тип работы:
Дипломная
Предмет:
Производство и технологии


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

РЕФЕРАТ

полет самолет сертификационный

Выпускная работа посвящена испытанию и сертификации очень легкого самолета ХАЗ-30. Геометрические параметры и весовые данные крыла и прикрепленных к нему агрегатов взяты согласно материалам, найденным на интернет ресурсах, и из отчетов:

1) http: //uk. wikipedia. org/wiki/ ХАЗ-30

2) http: //www. ukr-prom. com/nomid8121/

3) http: //www. wing. com. ua/content/view/266/71

4) http: //www. airwar. ru/enc/la/kh32. html

Найдены расчетные скорости полета, маневренные перегрузки и перегрузки при полете в неспокойном воздухе. Построена огибающая предельных режимов самолета, определены значения максимальной и минимальной перегрузок. Построены эпюры внутренних силовых факторов, осуществлена проверка правильности построения указанных эпюр.

В сечении крыла с исходя из условий статической прочности подобраны сечения силовых элементов. После чего для заданного расчетного случая с использованием метода редукционных коэффициентов определены нормальные и касательные напряжения,.

Спроектирована рычажная система, позволяющая нагружать крыло самолета во время статических испытаний, а также рычажная система, прикрепляемая к фюзеляжу и уравновешивающая самолет во время указанных испытаний.

Рассчитана циклограмма нагружения для типового профиля полетов, что позволило найти ресурс для сечения, спроектированного по условиям статической прочности. Найдены так называемые директивные напряжения, (представляющие разновидность допускаемых), что позволило усилить указанное выше сечение крыла с целью обеспечения потребного ресурса (5000 часов).

Составлена заявка в Государственную авиационную службу Украины на получение Сертификата типа самолета типа ХАЗ-30, содержащая значительную часть принципиальных схем функциональных систем воздушного судна. Приведены ожидаемые условия эксплуатации, эксплуатационные ограничения. Разработан план-проспект сертификационного базиса.

Определены затраты на проведение испытаний опытного самолета ХАЗ-30.

Осуществлен анализ вредных и опасных факторов, а также возможных чрезвычайных ситуаций в лабораторном зале ЛИПа. Подробно проанализировано возгорание 100 кг дерева.

Ключевые слова: испытания, сертификация, ресурс, нагрузка, сечение крыла, лонжерон, перегрузка, JAR-VLA, центр тяжести, изгибающий момент, профиль крыла, директивные напряжения

ВВЕДЕНИЕ

Испытания и сертификация являются неотъемлемой частью создания, изготовления, поддержания летной годности гражданских воздушных судов. При создании нового типа самолета, вертолета, авиадвигателя, воздушного винта, комплектующего изделия опытные экземпляры обязательно проходят различные виды испытаний — летные, стендовые, лабораторные, наземные. При серийном производстве контрольным испытаниям подвергается каждый изготовленный экземпляр авиационной техники. Аналогичным образом проверяется каждый отремонтированная машина или двигатель.

При этом выдаются различные виды документов, подтверждающих соответствие типа авиационной техники или конкретного экземпляра таковой требованиям Нормативных материалов. Они носят название Сертификат типа, Новая редакция Сертификата типа, Сертификат летной годности, Свидетельство о годности, Одобрительное письмо и т. п.

Поэтому тема выпускной работы специалиста является актуальной.

Характеризуя изученность наукой избранной темы, следует обратить внимание на следующие аспекты вопроса:

— украинская система сертификации авиационной техники пока не нашла достаточного отражения в литературе;

— в выпускной работе испытания рассмотрены для очень легких самолетов, которым в современной литературе практически не уделяется внимание. Такие самолеты были характерны для начальных этапов развития авиации, техническая литература об этих машинах представляет в настоящее время библиографическую редкость.

Но если бы даже литература периода 20-х — 30-х годов сохранилась, то это все равно не решило бы вопроса. В те годы не существовало тензорезисторных датчиков сопротивления. Не было современной системы Нормативных материалов. В зачаточном состоянии находились основные отрасли авиационной науки, во многом другой была терминология. И так далее, и тому подобное.

Поэтому следует считать, что степень изученности выбранной темы в современной авиационной технической литературе является крайне недостаточной.

Цели и задачи исследований в предлагаемой выпускной работе состоят в следующем:

— пронормировать нагрузки на крыло самолета для наиболее опасного для данного агрегата агрегаты расчетного случая, предусмотренного в Нормах летной годности JAR-VLA;

— разработать испытательный стенд для статических испытаний очень легкого самолета ХАЗ-30;

— получить спектры повторно-статических нагружений самолета. Особенностью этих спектров является то, что они соответствуют малым высотам крейсерских полетов, что практически не отражено в литературе;

— разработать методику проектировочных расчетов для очень легких самолетов, имеющих мягкую обшивку в сжатой и растянутой частях крыла. Для этих расчетов описанные в литературе методики нуждаются в существенных модификациях;

— учесть особенности очень легких самолетов при составлении программ летных испытаний. В выпускной работе требовалось разработать методики общей подготовки опытного самолета ХАЗ-30 к испытаниям и его подготовку к первому вылету. В литературе подобные методики описаны только для достаточно больших самолетов;

— написать заявку в Государственную авиационную службу Украины на получение Сертификата типа самолета ХАЗ-30. Составление такой заявки требует разработки принципиальных схем основных систем воздушного судна. Для очень легких самолетов в доступной литературе вопросы проектирования очень легких самолетов не отражены.

рАЗДЕЛ 1. Описание самолета, назначение, ресурс, тактико-технические данные

Очень легкий самолет ХАЗ-30 представляет собой подкосный моноплан с верхним расположением крыла, неубирающимся шасси, тормозными колесами основных стоек и свободно-ориентированным передним колесом, и одним поршневым двигателем с толкающим винтом.

Рисунок 1.1 — Самолет ХАЗ-30

Рисунок 1.2 — Три проекции эскизного проекта самолета ХАЗ-30

Исходные данные самолета-прототипа ХАЗ-30 представлены в таблице 1.1.

Таблица 1.1 Геометрические, массовые и тактико-технические характеристики самолета

Модификация

ХАЗ-30

Размах крыла, м

9,526

Длина, м

6,408

Высота, м

2. 36

Площадь крыла, м2

14,65

Максимальная взлетная масса, кг

630

Тип двигателя

1 ПД Rotax-582

Мощность, л.с.

1 х 64

Максимальная скорость, км/ч

200

Крейсерская скорость, км/ч

160

Продолжительность полета, ч

обычная

3,3

варианта с 90 л топлива

7,5

Скороподъемность, м/с

25

Практический потолок, м

3500

Экипаж, чел

1

Возможное число пассажиров, чел

1

Максимальная масса топлива, кг

73

рАЗДЕЛ 2. НОРМИРОВАНИЕ НАГРУЗОК НА КРЫЛО

2.1 Построение огибающей предельных режимов самолета. Расчетные скорости полета, маневренные перегрузки и перегрузки при полете в неспокойном воздухе

2.1.1 Выбор максимальных и минимальных маневренных перегрузок

Данный самолет относится к категории «очень легких». Нормами лётной

годности для этих самолетов являются JAR-VLA [1]. Согласно разделу С данных норм максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка для любой скорости вплоть до VD должна быть не меньше, чем:

(2,1)

Минимальная эксплуатационная маневренная перегрузка для любой скорости вплоть до VD должна быть не меньше, чем — 2.

2.1.2 Определение расчетных скоростей полета

Все расчетные скорости JAR-VLA являются индикаторными. Так называются скорости, определяемые по формуле:

(2. 2)

где — истинная скорость, -плотность воздуха на высоте полета;

— плотность воздуха на уровне моря (при Н=0). Именно индикаторные скорости определяются с помощью приемников воздушного давления.

Согласно JAR-VLA, расчетная крейсерская скорость не может быть меньше, чем

(2. 3)

Принимаем = 177,48 км/ч. Если взять крейсерскую высоту Нкрейс = 2 км, то поскольку кг/м3, имеет место

(2. 4)

Определяем скорость пикирования

(2. 5)

Для нахождения скоростей и нужно знать профиль поперечного сечения крыла. Выбираем профиль крыла NASA-2315 с относительной толщиной = 15%.

Скорость соответствует маневру с перегрузкой и максимальным коэффициентом подъемной силы. Коэффициенту отвечает критический угол атаки, при этом

Рассчитаем скорость маневрирования:

(2. 6)

скорость сваливания:

(2. 7)

2.1.3 Расчет перегрузок при полете в неспокойном воздухе

Для вычисления данных перегрузок берем соотношение:

(2. 8)

где — коэффициент ослабления порыва;

— индикаторная скорость самолета;

— максимальная скорость нормального порыва;

— взлетная масса самолета;

— производная коэффициента подъемной силы по углу атаки.

Для коэффициентаиспользуем формулы:

; (2. 9)

где- средняя хорда крыла:

. (2. 10)

Безразмерная величина называется массовым параметром самолета. Перегрузки прямо пропорциональны скоростям порывов.

В запас прочности рассмотрим полет при полностью заправленном топливном баке (т.е. =630 кг), при этом учтено, что топливный бак находится в фюзеляже. Высоту полёта, от которой зависит согласно (2. 9) коэффициент релаксации, примем равной 2 км (на меньших высотах этот коэффициент имеет меньшее значение).

Производную будем находить в предположении, что порыв действует только на крыло.

Найдем угол атаки при расчетном случае, который в отечественной литературе носит название A?. Сначала определяем коэффициент подъемной силы.

(2. 11)

Угол атаки находим с помощью интерполяции значений при б=8° и б=10°.

Соответствующие значения равны 0,72 и 0,86. Вычисления дали б = 8,91?.

Производную вычисляем с помощью конечных разностей:

(2. 12)

Сжимаемость воздуха ввиду малых скоростей полёта не учитывается.

Перегрузки вычисляем для двух расчетных скоростей,. Ввиду слабой искривленности кривой вдали от критического угла атаки, принимаем, что производная при обеих скоростях одинакова.

Рассчитываем среднюю хорду крыла:

(2. 13)

Вычисляем коэффициент ослабления порыва:

;

Используем скорости порывов, приведенные в [1].

При скорости полета на высотах от уровня моря до 6096 м. индикаторная скорость восходящих и нисходящих порывов принимается равной 15,24 м/с.

При скорости полета на высотах от уровня моря до 6096 м. индикаторная скорость восходящих и нисходящих порывов принимается равной 7,62 м/с.

В итоге получаем:

(2. 14)

(2. 15)

2.1.4 Построение упрощенной огибающей полетных режимов

Огибающую для маневренных перегрузок строим согласно кривой приведенной в разделе С Норм JAR-VLA. В добавление к полученным выше данным найдем скорость, соответствующую полёту с перегрузкой ,. Согласно учебному пособию [6] в случаях, если не приведено, рекомендуется брать. Следовательно берем. Обозначим данную скорость через.

(2. 16)

Рисунок 2.1 — Огибающая полетных режимов для маневренных перегрузок

Рисунок 2.2 — Огибающая полетных режимов для болтаночных перегрузок

Сравнение огибающих приведенных на рис. 2.1 и 2.2 позволяют найти максимальную и минимальную перегрузки для расчета крыла на прочность.

максимальная перегрузка;

минимальная перегрузка.

2.2 Нормирование нагрузок на самолет и его агрегаты. Обработка результатов нормирования нагрузок на крыло

Нагрузки на самолет рассматриваются для основных расчетных случаев. Обычно их строят отдельно для крыла, фюзеляжа, оперения, шасси. Кроме этого, существуют так называемые комбинированные расчетные случаи. Чаще всего последние применяются для фюзеляжа. Для каждого расчетного случая нужно знать перегрузку, характер распределения аэродинамических нагрузок по самолету или его агрегату, коэффициент безопасности. Согласно Норм лётной годности, для всех расчетных случаев коэффициент безопасности f =1,5 (если в НЛГ не указано другое значение).

Анализ огибающих, приведенных на рисунках 2.1 и 2. 2, показывает, что при проверочных и проектировочных расчетах крыла нашего самолета целесообразно учесть 5 расчетных случаев, которым соответствуют точки, А и D на рис. 2.1 (перегрузка ny= nymax), точке Е на рис. 2.1 (при этом имеют место максимальные крутящие моменты), точки a и d на рис. 2.2 (перегрузка в этой точке меньше -2).

2.3 Расчётная схема крыла

Консоли крыла крепятся к кабине с помощью шарниров, расположенных на консолях, и подкосов. Подкос каждой консоли представляет 2 стержня, крепящихся к переднему и заднему лонжеронам и образующим букву V. Однако подобная система является дважды статически неопределимой.

Проведем кинематический анализ

Д = 3; Ш = 2; С = 4; У = 0;

Поскольку каждый шарнир отбирает 5 степеней свободы, справедливо соотношение:

И = 6Д + 3У — 5Ш — С = 18 — 10 — 4 = 4

Незакрепленное тело в пространстве должно иметь 6 степеней свободы, откуда вытекает, что система имеет 2 лишние связи.

С учетом симметрии количество лишних неизвестных можно снизить до 1. Но все равно расчет комбинированной статически неопределимой системы, содержащей оболочки, пластины, стержни, необычно сложен.

Поэтому при построении эпюр по размаху крыла подкос каждой консоли считаем единым стержнем, прикрепленным к переднему лонжерону и расположенным в вертикальной плоскости, содержащей передний лонжерон. Система становится статически определимой.

При построении эпюры наличие у подкоса двух стержней имеет принципиальный характер. Учитываем также, что шарнирные крепления консолей к кабине способны воспринимать кручение относительно оси z. Стержни подкосов крепятся к переднему лонжерону и задней стенке.

Шарниры крепления консолей к кабине расположены посредине между уровнями верхней и нижней обшивок консолей.

Обшивка в межлонжеронной части является ненесущей. Кручение воспринимает только носок, выполненный из тонкого дюралевого листа толщиной 0,6 мм.

Чтобы компенсировать недостаточную сдвиговую жесткость, крыло снабжено горизонтально расположенными, непараллельными оси х стержнями, образующими совместно с нервюрами ферму.

2.4 Построение эпюр внутренних силовых факторов

2.4.1 Схема построения эпюр

Упрощенная схема крепления консоли крыла к фюзеляжу изображена на рис. 2.3. Она соответствует допущениям § 2.3. Подкос представляет единый стержень, крепящийся к переднему лонжерону.

Рисунок 2.3 — Упрощенная схема крепления консоли крыла к фюзеляжу

Учитываем также, что кроме реакций подкоса и фюзеляжа, все остальные нагрузки, приложенные к консолям крыла, являются распределенными.

На рисунку 2.3 основные геометрические размеры имеют следующие значения:

;; ;. (2. 17)

Для дальнейшего потребуется размер — высота профиля в месте крепления переднего лонжерона. Выбираем положение лонжеронов показанное на (Рисунку 2. 4).

Рисунок 2.4 — Положение переднего лонжерона и задней стенки.

Согласно пособию [5] находим, что =0,1338•b = 0,1338•1,54 = 0,21 м.

Расчет подобного крыла осуществляем с помощью следующего алгоритма:

1) строим эпюру изгибающих моментов Mx распр и поперечных сил Qy распр как для неразрезного крыла, без учета подкоса и наличия шарнира на стыке с фюзеляжем. Индекс «распр» показывает, что учитывается только распределенная нагрузка. Начало отсчета оси z берем в плоскости симметрии самолета, учитывая верхнее расположение консолей крыла относительно фюзеляжа;

2) рассматриваем уравнение равновесия консоли крыла:

(2. 18)

— координата показаной на рис. 2.3 точки А; ,

— суммарная распределенная нагрузка на консоль крыла.

Можно показать, что

Уравнение (2. 18) приобретает вид

(2. 19)

Из уравнения (2. 19) определяем усилие в подкосе;

3) перестраиваем эпюры Mx(z), Qy(z), Mz(z) с учетом сил в подкосе:

где через, обозначены проекции усилия в подкосе (см. рис. 2. 3)

2.4.2 Распределение воздушной и массовой нагрузок по размаху крыла

Распределенная (погонная) нагрузка есть подъемная сила, создаваемая отсеком крыла единичной длины. Она определяется геометрией крыла в плане (рис. 2. 4) и типом профиля.

Рисунок 2.5 — Вид полкрыла сверху.

Штриховая линия на риснку 2.5 показывает, что воздушная нагрузка создается не только консолью крыла, но и фюзеляжем на участке крыла. Основная линия соответствует шарнирному креплению консоли.

Используем формулу из пособия [2].

(2. 19)

где -относительная циркуляция.

Относительную циркуляцию крыла определяют как сумму относительной циркуляции прямого крыла и поправок на стреловидность, крутку, влияние фюзеляжа и мотогондол. Так как самолет-прототип имеет прямое крыло, мотогондолы отсутствуют, а интерференцией крыла и фюзеляжа у высокопланов можно пренебречь, то следует брать

Относительную циркуляцию берем как для прямого плоского крыла при относительном сужении

Массовую нагрузку конструкции крыла определим, используя формулу:

(2. 20)

где Mкр=0,09 т- масса крыла;

— длина одной консоли.

Условно распространяем эпюру до сечения z=0 (т.е. до плоскости симметрии самолета). Отметим также, что масса крыла взята без учета массы подкоса.

Запишем формулу для вычисления суммарной распределенной нагрузки:

(2. 21)

Результаты вычислений, ,, приведем в табл. 2.1.

Таблица 2.1 Вычисление погонной нагрузки

i

0

0

1,1285

4656,47

590,27

4066,208

1

0,1

1,1261

4646,57

590,24

4056,30

2

0,2

1,1196

4619,75

590,24

4029,48

3

0,3

1,1096

4578,49

590,24

3988,22

4

0,4

1,0961

4522,78

590,24

3932,51

5

0,5

1,0765

4441,91

590,24

3851,64

6

0,6

1,0457

4314,82

590,24

3724,55

7

0,7

0,9954

4107,27

590,24

3517,003

8

0,8

0,9138

3770,57

590,24

3180,3

9

0,9

0,7597

3134,71

590,24

2544,44

10

0,95

0,5

2063,12

590,24

1472,85

11

1

0

0

590,24

-590,27

Строим эпюры воздушной, массовой и суммарной распределенной нагрузки по крылу (рисунок 2. 6).

Рисунок 2.6 — Эпюры распределенных нагрузок.

2.4.3 Расчет поперечных сил, изгибающего и приведенного моментов от распределенных нагрузок

2.4.3.1 Построение эпюр поперечных сил от распределенных нагрузок

Согласно изложенному в начале § 2.4.1 строим эпюру поперечных сил

Qyраспр от распределенных сил как для неразрезного крыла, без учета подкоса и наличия шарнира на стыке с фюзеляжем. Интегрирование начинаем от конца консоли. Интегрирование проводим численно, для этого разобьем длину консоли на 11 участков.

Напомним, что поскольку наш самолет является высокопланом, начало координаты z берется в плоскости симметрии самолета.

(2. 22)

Интегрируем по методу трапеций. Применяемые формулы имеют вид [1]:

; I = 11,… 1;

i = 10, 9,…, 0. (2. 23)

Результаты расчетов помещаем в табл. 2.2.

2.4.3.2 Построение эпюр изгибающих моментов от распределенных нагрузок.

Эпюру изгибающих моментов получаем путем численного интегрирования эпюры поперечных сил:

(2. 24)

Процедура численного интегрирования опять следует из [5]:

(2. 25)

I = 10, 9,…, 0. (2. 26)

Результаты расчетов помещаем в табл.2.2.

Отметим, что на участке 0 значения в табл. 2.2 имеют условный характер, поскольку консоли крыла начинаются от шарнира, А на стыке с фюзеляжем. Эти значения получены ради удобства построения таблиц и графиков.

2.4.3.3 Построение эпюры приведенных моментов от распределенных нагрузок

При расчете крутящих моментов необходимо учесть, что каждая консоль имеет в двух сечениях закрепления, воспринимающие крутящие моменты (рисунок 2. 7):

— в сечении консоль крепится к кабине двумя шарнирами;

— в сечении, в котором подкос крепится к консоли, кручение консоли воспринимают 2 стрежня V — образного подкоса.

Рисунок 2. 7- Восприятие погонных моментов крыла от и.

Таблица 2.2 Значение эпюр Qy и для распределенных нагрузок

i

Дzi, м

q?, Н/м

ДQi, Н

Qi, Н

ДMxi, Н·м

Mxi, Н·м

0

-

4066,208

-

16 580,1

-

35 106,5

0,1

0,476

4056,30

1934,37

14 645,7

7436,45

27 670,1

0,2

0,476

4029,48

1925,63

12 720,1

6517,19

21 152,9

0,3

0,476

3988,22

1909,41

10 810,73

5603,88

15 549,02

0,4

0,476

3932,51

1886,32

8924,41

4699,92

10 849,1

0,5

0,476

3851,64

1853,79

7070,61

3809,21

7039,882

0,6

0,476

3724,55

1804,27

5266,34

2938,04

4101,836

0,7

0,476

3517,003

1724,57

3541,76

2097,65

2004,186

0,8

0,476

3180,3

1594,96

1946,80

1307,10

697,083

0,9

0,476

2544,44

1363,34

583,453

602,58

94,502

0,95

0,238

1472,85

478,36

105,093

81,98

12,514

1

0,238

-590,27

105,093

0

12,514

0

Задача расчетов крутящих моментов является статически неопределимой. В виду очень большой сложности решения такой задачи будем исходить из правдоподобной гипотезы: реакции на обеих опорах одинаковы. Суммарный крутящий момент, приложенный к консоли от и, расположен ближе к подкосу, но опора в сечении представляется более жесткой на кручение.

Неопределимым в виду гипотезы, используемой при нахождении силы, является так же крутящий момент от силы. Опять исходим из правдоподобной гипотезы:

где — крутящий момент приложенный к консоли, от сил в стержнях подкоса.

Необходимо построить эпюру погонных приведенных моментов, приложенных к консоли от погонных сил и, найти приведенный момент в сечении, и разнести этот момент поровну между указанными выше опорами, после чего построить эпюру вдоль правой консоли.

Эпюру приведенных моментов получаем путем интегрирования эпюры распределенных приведенных моментов mz(z). Вид последней функции зависит от положения оси приведения. Выбираем ее совпадающие с геометрическим местом центров тяжести сечений, то есть прямой.

Применяем формулу[5]:

(2. 27)

где e и d — расстояния от точек приложения нагрузок и до оси приведения.

В качестве оси приведения выбираем геометрическое место центров тяжести сечений крыла. В таком случае d = 0.

Учитываем, что для нашего профиля при углу атаки б=8,91 имеет место:

— относительное положение центра давления.

. (2. 28)

Эпюра mz(z) показана на рис. 2.7.

Для вычисления приведенных моментов от распределенной нагрузки примем формулу (2. 27), учитывая что d=0, а е=:

(2. 29)

Процедура численного интегрирования [2]:

(2. 30)

Результаты вычислений заносим в табл. 2.3.

Отметим, что на участке 0 ?? значение табл.2.3 имеют условный характер, поскольку консоли крыла начинаются от шарнира А, на стыке с фюзеляжем.

Таблица 2.3 Эпюра крутящих моментов от распределенных нагрузок

i

Дz, м

mzi, Н

ДMzi, Н·м

Mzi, Н·м

0

0,476

1161,326

4836,27

1

0,476

1158,856

552,5513

4283,719

2

0,476

1152,167

550,3701

3733,349

3

0,476

1141,876

546,3264

3187,022

4

0,476

1127,983

540,5671

2646,455

5

0,476

1107,813

532,455

2114

6

0,476

1076,117

520,1031

1593,897

7

0,476

1024,354

500,2273

1093,67

8

0,476

940,3807

467,9016

625,7682

9

0,476

781,7982

410,1369

215,6313

10

0,238

514,544

154,362

61,26 933

11

0,238

0

61,2693

0

Рисунок 2.8 — Эпюра погонных крутящих моментов mz.

2.4.4 Нахождение усилия Nподк.

Используем рис. 2.3 и соотношения (2. 17), (2. 18). Напомним, что подкос по предположению крепится к переднему лонжерону. При вычислениях учитываем, что Нпл = 0,21 м; Нзл=0,116 м.

;

в=61,21°.

Подставляя (2. 18) в (2. 17), находим

Поскольку = Bкаб / Lкр = = 0,12, то значение находим с помощью интерполяции значений этой функции при= 0.1 и = 0,12. Вычисления дали

;

;

.

2.4.5 Окончательный вид эпюр внутренних силовых факторов для крыла

Начинаем с построения указанных эпюр для распределенных нагрузок. Выполняем это с помощью табл. 2. 2, 2.3. Далее на участке, А и B (рис. 2. 3) учитываем влияние сосредоточенной силы Nподк. Поскольку эпюры для распределенных нагрузок построены как функции от, нужно иметь координаты.

Значение было найдено раньше. Найдем

С помощью интерполяции вычисляем значения Qyраспр и Mxраспр при Получено Qyраспр (0,42) = 8,5532 кНм., Mxраспр (0,42)=10,087кНм. Значение Mxраспр (0,12) = 26,3 кНм найдено раньше, а значение Qyраспр (0,12) вычислим с помощью интерполяции. Найдено Qyраспр (0,12) = 14,26 кН.

Эпюра Qy получается из эпюры Qyраспр вычитанием значения = кН на участке 0,12?? .

Эпюра Mx получается из эпюры Mxраспр с помощью вычитания из нее:

1. треугольника с основанием AB и высотой

2. прямоугольника с основанием AB и высотой

Эпюра Mz получается из эпюры Mzраспр вычитанием из нее на участке 0,07? ? 0,5 значения.

Эпюра поперечных сил представлена на рис. 2. 7, изгибающих моментов — на рис. 2. 8, приведенных моментов — на рис. 2.9.

Рисунок 2.9 — Эпюра поперечных сил.

Рисунок 2. 10 — Эпюра изгибающих моментов.

Рисунок 2. 11 — Эпюра приведенных моментов.

2.4.6 Значения ВСФ в расчетном сечении

Из рис. 2.9 видно, что расчетным является сечение с координатой т. к в нем изгибающий момент Mz имеет наибольшее значение. В этом сечении эпюры ВСФ имеют разрывы. Поскольку значение изгибающего момента справа от подкоса является большим, то проектировочный и проверочный расчеты будем делать при Mx=2 кНм, Qy=4 кН и Mz=2,4 кН, т. е. сечение справа от подкоса является расчетным.

Таблица 2. 4ВСФ в расчетном сечении

7,02

10,087

-7,55

8,55

0,46

2,54

-29,31

0

2.5 Определение положения поперечной силы в расчетном сечении

Используем соотношение из учебного пособия [2]

, (2. 31)

где — расстояние от оси приведения

Согласно табл. 2.4 имеем: слева от подкоса; справа от подкоса. Если же брать расстояние от носка, то слева имеем

справа-

Если же проделать вычисления по всем расчетным сечениям консоли, то согласно эпюрам на рис. 2.7 и рис. 2.9 значения в различных сечениях оказываются разными.

Рисунок 2. 12 — Положение поперечной силы в расчетном сечении справа от подкоса.

2.6 Проверка правильности построения эпюр нагрузок по крылу

Для проверки правильности эпюры используем формулу:

Найдем погрешность вычислений:

Полученную погрешность можно считать приемлемой.

Для проверки правильности эпюры используем соотношение (2. 24). Следовательно, значение должно быть равно площади эпюры.

Вычисляем приближенно указанную площадь, для чего считаем эпюру условно делим на 3 участка: (0; 0,12), (0,12; 0,42), (0,42; 1). На каждом участке считаем эпюру прямолинейной. Это дает:

Найдем погрешность вычислений:

.

Полученную погрешность можно считать приемлемой.

2.7 Подбор сечений силовых элементов в проектировочном сечении крыла по условию статики

2.7.1 Расположение лонжеронов

Лонжероны расположим следующим образом: передний на расстоянии 15% хорды от носка крыла, задний — 70% (рис. 2. 11). В расчетах будет рассматриваться расчетное сечение крыла (справа от подкоса.

Рисунок 2. 13 — Расположение лонжеронов.

2.7.2 Выбор материалов

Все металлические силовые элементы сделаны из сплава Д16Т со следующими механическими характеристиками (табл. 2. 5):

Таблица 2.5 Механические характеристики

440

0,72•10

270

300

0,10

2.7.3 Определение нагрузок на панель крыла

При подборе продольных силовых элементов вначале находят усилия, воспринимаемые верхней и нижней половинками поперечного сечения крыла. Среднюю высоту сечения определяем по формуле:

(2. 31)

где — высота профиля в месте расположения первого лонжерона;

— высота профиля в месте расположения второго лонжерона;

— коэффициент, учитывающий, что центры тяжести продольных силовых элементов не лежат на теоретическом контуре крыла.

В рассматриваемом сечении:

Усилия, воспринимаемые верхней и нижней панелями будут равны:

(2. 32)

где знак «+» соответствует нижней растянутой панели;

знак"-" верхней сжатой панели.

Полученное значение говорит о том что уровень нагружености очень низкий.

2.7.4 Подбор стенок лонжеронов

Предполагаем, что вся поперечная сила воспринимается стенками лонжеронов. Проверим, не окажутся ли прочными эти стенки, если их толщины равны 1 мм (рис. 2. 12). На этом же рисунке показаны высоты лонжеронов. Условие прочности стенок примем в виде

; (2. 33)

где берется согласно рекомендации учебного пособия [5]

Рисунок 2. 14 — Геометрические параметры стенок

Поскольку поперечная сила крыла Qy в сечении, где крепится подкос, имеет разрыв, то берем большее по модулю значение

Предположим, что вся поперечная сила Qy действует на переднюю стенку лонжерона. Тогда применяем формулу

, (2. 34)

где — это поперечная сила, действующая на стенку, — площадь поперечного сечения стенки.

что значительно меньше.

Теперь предположим, что всю поперечную силу воспримет задний лонжерон. Тогда,

что также значительно меньше, чем

Запас прочности такой большой, что допущение о том, что носок не воспринимает поперечную силу, не может повлиять на результаты анализа.

Вывод: Стенки лонжеронов толщиной в 1 мм обеспечат прочность в расчетном сечении при восприятии поперечных сил.

2.7.5 Подбор площадей продольного силового набора

Нагрузка на панель воспринимается поясами лонжеронов (то есть участием носка в восприятии этой нагрузки пренебрегаем).

2.7.5.1 Сжатая зона

В отличии от растянутой зоны разрушающие напряжения поясов в сжатой зоне заранее неизвестны, так как они зависят от формы поясов, которые могут потерять устойчивость по общей и местной форме. Принятая в пособии [2] допущение о том, что пояса лонжеронов не теряют устойчивость, для данной конструктивно-силовой схемы крыла неприемлемо, так как обшивка в межлонжеронной части ненесущая, а обшивка носка в сжатой зоне не подкреплена и может потерять устойчивость.

Сначала осуществим проектировочный расчет согласно пособию [2]. Опять используем уравнение равновесия

(2. 35)

Опять распределяем эту площадь между передним и задним лонжеронами пропорционально квадратам их высот:

(2. 36)

Отсюда находим

Однако, скорее всего, эти площади занижены. Вычисления нужны для сравнения исходной и усовершенствованной методик.

Подберём в сортаменте стрингер для верхней (сжатой) зоны с помощью последовательных приближений. Оцениваем усилия, которые воспринимают передний и задний пояса сжатой зоны. Распределяем эти усилия также пропорционально квадратам высот лонжеронов:

Теперь можно выполнить приближения для переднего и заднего поясов. Сперва в них будем учитывать только местную потерю устойчивости поясов.

Передний пояс

В первом приближении принимаем, что разрушающее напряжение пояса равно в:

Выбираем профиль бульбоугольник ПР102-№ 7. У него площадь поперечного сечения F=1,061 см². Это несколько больше потребного. Геометрические размеры выбранного профиля представлены на рис. 2. 13

Рисунок 2. 15 — Геометрические размеры профиля ПР102−7.

Найдем для выбранного профиля критические напряжения местной потерь устойчивости. Учитываем, что профиль присоединен стенкой к носку, а полкой к стенке переднего лонжерона. Толщину носка берем равной 0,6 мм (как в прототипе), а толщину стенки переднего лонжерона — 1 мм (рис. 2. 14).

Сначала находим для каждой пластинки в отдельности:

(2. 37)

где -коэффициент описания пластинки, bi — ее ширина; i — ее толщина. индекс «э» показывает, что формула справедлива только в пределах пропорциональности. Стенку с присоединенным носком считаем пластинкой № 1, а полку с присоединенной стенкой — пластинкой № 2 (рис. 2. 14). Берем

1=стенки профиля+носка;

2=полки профиля+ст. переднего лон-на. (2. 38)

Рисунок 2. 16 — К вычислению эффективной площади поперечного сечения профиля ПР102−7.

Проводим конкретные вычисления, принимая.

(2. 39)

н = = 0,628

Второе приближение

Нужно учесть, что к профилю нужно присоединить прикрепленные к нему участки носка и стенки переднего лонжерона. Они так же воспринимают сжатие. Для профиля ПР-102-№ 7 имеет место

Следовательно, площадь профиля ПР-102-№ 7 достаточная для восприятия сжатия при отсутствии местной потери устойчивости.

Задний пояс

Выбираем профиль бульбоугольник ПР102-№ 35. У него площадь поперечного сечения F=0,505 см². Геометрические размеры выбранного профиля представлены на рис. 2. 15.

Рисунок 2. 17 — К вычислению эффективной площади поперечного сечения профиля.

Находим критическое напряжения местной потери устойчивости:

(2. 40)

н = = 0,615

Второе приближение

Площадь требуется несколько большей чем у профиля ПР-102-№ 35. Но нужно учесть, что сжатие также будут воспринимать прикрепленные к профилю участок стенки заднего лонжерона.

Это значительно больше, чем потребная согласно второго приближения площадь. Профиль ПР-102-№ 35 следует оставить в качестве сжатого пояса заднего лонжерона.

Учет требования устойчивости по общей форме

Учтём условие отсутствия общей потери устойчивости. Считаем каждый сжатый пояс стержнем, упруго опертым на нервюры. Применяем уравнение Эйлера для критического напряжения общей потери устойчивости такого стержня [2]:

, (2. 41)

где — момент инерции стрингера вместе с присоединенной обшивкой и стенкой относительно оси, проходящей через центр тяжести сечения;

— коэффициент, учитывающий условия опирания стержня на нервюрах;

l— шаг нервюр;

— площадь пояса лонжерона с присоединенными пластинами.

Для реального стрингера можно взять. Для самолета-прототипа шаг нервюр в районе крепления подкоса

Запишем соотношение для критического напряжения общей потери устойчивости пояса задней стенки:

: (2. 42)

где — радиус инерции пояса заднего лонжерона с присоединенной стенкой.

Многочисленные расчеты показывают, что радиус инерции стрингера с присоединенной обшивкой достаточно близок к радиусу инерции изолированного стрингера. Поэтому приближенно заменяем на — радиус инерции сечения изолированного стрингера.

Найдем радиус инерции для профиля ПР102?35

Подстановка этого значения в формулу (2. 42) дало:

В то же время эйлеровское значение критического напряжения местной потери устойчивости для заднего пояса равно 714 МПа (смотри выше). Следовательно, если подобрать сечения заднего сжатого пояса исходя из требования местной потери устойчивости, то требование его общей устойчивости будет выполнено.

Проделаем аналогичные вычисления для сжатого пояса переднего лонжерона;

:

Это намного больше, чем критические эйлеровские критические напряжения местной потери устойчивости данного пояса.

Общий вывод: если подобрать сечения сжатых поясов лонжеронов, исходя из требования местной потери устойчивости, то требования общей устойчивости этих поясов будет выполнено.

2.7.5.2 Растянутая зона

Исходим из уравнения равновесия.

(2. 43)

где k1- коэффициент, учитывающий наличие концентраторов; k1=0,8.

Из (2. 40) получаем

Данную площадь необходимо распределить между передним и задним лонжеронами. Осуществляем это пропорционально квадрату высот лонжеронов:

(2. 44)

Передний лонжерон

Подберем подходящие профили из сортамента ПР102 [2]. Для переднего лонжерона можно взять профиль ПР102-№ 7, у которого площадь поперечного сечения F=1,061 см². Она несколько меньше потребной, однако, необходимо учесть присоединенные площади носка и стенки. Соответствующую площадь назовем эффективной (в обозначении будет добавляться индекс «эф»).

В растянутой зоне применима формула

где =0,9[2] - статический коэффициент, учитывающий отверстия под заклепки;

, — размеры профиля — бульбоугольника (рис. 2. 14)

.

В результате находим

.

Для переднего пояса растянутой зоны можно использовать профиль ПР 102?№ 7.

Задний лонжерон

Для заднего лонжерона потребна площадь F=0,55 см². Берем профиль ПР102-№ 35, имеющий площадь 0,505 см² (рис. 2. 15) С учетом прилегающего участка стенки находим

.

В качестве пояса переднего лонжерона можно взять профиль ПР102-№ 35.

2.8 Проверочный расчет сечения крыла на нормальные и касательные напряжения по методу редукционных коэффициентов

В проверочном расчете вычисляются нормальные и касательные напряжения в поперечном сечении крыла большого удлинения, механические и геометрические параметры которого были подобраны в процессе проектировочного расчета. Считаем, что пояса лонжеронов работают только на растяжение — сжатие, а обшивка носка способна воспринимать нормальные и касательные напряжения при условии, что она не потеряла устойчивость. Используем прием «присоединения обшивки к продольным подкреплениям». После соответствующего увеличения площадей продольных подкреплений обшивка считается работающей только на сдвиг.

Нормальные напряжения находим методом редукционных коэффициентов, а касательные — методом секущих модулей без разделения на изгиб и кручение. При этом не учитываются влияния заделки и местных возмущающих факторов (вырезы, резкое изменение механических и геометрических характеристик по длине крыла, локальное приложение сосредоточенных воздействий и др.).

Проверочный расчет крыла осуществляется на ЭВМ с помощью программы «Крыло — прочность». Рассматриваем расчетный случай, при котором

, V=VD.

Считаем, что при этом верхняя часть обшивки носка потеряет устойчивость. Чтобы учесть работу носка в восприятии изгиба, вводим в нижней (растянутой) зоне фиктивный подкрепляющий элемент, площадь которого получается присоединением прилегающих участков носка.

Расчеты осуществляем в сечении крыла, к которому присоединен подкос. Поскольку в этом сечении все ВСФ имеют разрыв, то нужно выбрать между сечениями, которые расположены немного правее и немного левее. При выборе используем табл. 2.4. Выбираем сечение, которое расположено немного правее, т. к. там изгибающий момент Mx существенно больше.

В этом сечении Mx=10,087 кНм; Qy=8,5532 кН; Mz=2,54 кНм; XQ=0,172 м.

Последнее значение соответствует расстоянию поперечной силы Qy от стенки переднего лонжерона. Кроме того, в сечении нужно иметь значения My и Qx. Используем формулы

(2. 44)

где. (2. 45)

Вычислим при. Применим интерполяцию

При; при.

.

Применяя (2. 44) и (2. 45) находим

;

.

Рассмотрим значение осевой силы N в расчетном сечении. Согласно рис. 2. 17 видно, что она равна Ѕ Nz подк и является растягивающей.

Рисунок 2. 18 — Расчетное сечение

Пронумеруем подкрепляющие и сдвиговые элементы сечения (рис. 2. 18.). В кружки взяты номера сдвиговых элементов. Сдвиговые элементы показаны штриховыми линиями, соответствуют мягкой обшивке, которая не воспринимает нагрузок. Толщины этих элементов берем фиктивными, равными 10-7 м.

Рисунок 2. 19 — Нумерация несущих элементов сечения

Подсчитываем площади подкрепляющих элементов. К ребрам 2,3,4,5 присоединяем по 1/6 части площадей поперечных сечений соответствующих стенок (чтобы учесть их участие в восприятие изгиба). Что же касается влияния носка, то его роль в восприятии изгиба учитывается только элементом, имеющим номер 6.

Продольное ребро номер 1 является фиктивным, его площадь F1 эф=10-7. Этот элемент необходим в связи с требованиям программы «Крыло — прочность».

;

;

Для вычисления F6 эф умножим приближенно найденную длину дуги 1−6-5 на толщину обшивки носка, равную 0,6 мм.

F6 эф= 1,58 см2

Вычисления толщин сдвиговых элементов осуществляем согласно учебного пособия [5]. Поскольку все элементы крыла выполнены из одного материала, то

, (2. 46)

где коэффициент, учитывающий возможность потери устойчивости от сдвига, берем согласно [2].

.

Массив параметров состоит из следующих целых констант:

— общее число продольных элементов;

— число полок лонжеронов;

— номер материала поясов лонжеронов;

— номер материала стрингеров;

— номер верхней полки переднего лонжерона;

— номер нижней полки переднего лонжерона;

— номер верхней полки заднего лонжерона;

— номер нижней полки заднего лонжерона.

Массив характеристик расчетного сечения состоит из следующих L чисел:

МПа- модуль упругости фиктивной диаграммы;

МПа — разрушающее напряжение сжатия (знак минус) для полок лонжеронов;

МПа — разрушающее напряжение сжатия (знак минус) для стрингеров с присоединенной обшивкой в сжатой зоне;

кНм — изгибающий момент, действующий в расчетном сечении, вектор которого направлен вдоль хорды крыла;

кНм — изгибающий момент в расчетном сечении, вектор-момент которого лежит в плоскости сечения крыла и перпендикулярен хорде;

— осевое усилие;

— усилие;

— усилие;

— расстояние от стенки переднего лонжеронам до линии действия силы.

Кроме того, исходными данными являются горизонтальные и вертикальные координаты центров тяжести объединенных элементов, площади и редуцированные толщины объединенных элементов.

Получили:

рАЗДЕЛ 3. Разработка РЫЧАЖНой СИСТЕМы ДЛЯ СТАТИСПЫТАНИЙ самолета

3.1 Исходные данные для расчета УРС самолета.

Основное внимание уделяется созданию системы нагрузок на крыло. Это достигается с помощью 4-х уровневой системы рычагов, позволяющих с приемлемым уровнем приближенности имитировать нагружение крыла в рассматриваемом расчетном случае. Поскольку, то все соответствующие силы направлены вверх. Их необходимо уравновесить с помощью сил, приложенных к фюзеляжу, и направленных вниз.

Для реальных условий полета эти силы представляют собой инерционные силы от масс самого фюзеляжа, от масс грузов, расположенных в фюзеляже или прикрепленных к фюзеляжу (рис. 2. 16), и от балансировочных сил, приложенных к горизонтальному и вертикальному оперениям. Рассматриваемый расчетный случай V=VD является симметричным, ввиду чего балансировочная сила приложена только к горизонтальному оперению. В массы грузов, прикреплённых к фюзеляжу, следует включить массы носовой и основных стоек, а также ГО и ВО. Масса крыла при этом не учитывается, т.к. массовые силы от конструкции крыла уже учтены при определении сил, прикладываемых к крылу.

Для выполнения уравновешивания представляем фюзеляж в виде совокупности сосредоточенных грузов. Сам фюзеляж разбиваем на 3 участка, каждый из которых заменяем сосредоточенной массой, расположенной в центре тяжести участка и равной массе участка.

Кроме того, вводятся сосредоточенные массы, соответствующие:

— приборам самолета (25 кг);

— передней стойке шасси (10 кг);

— пилотам или пилоту и пассажиру (по 80 кг);

— багажа (20кг);

— основной стойке шасси (20 кг);

— аккумулятору (15 кг);

-топливному баку (60 кг, если он полностью заполнен);

— двигателю (80 кг);

— ГО + ВО (15 кг);

— 1-ому участку фюзеляжа;

— 2-ому участку фюзеляжа;

— 3-ому участку фюзеляжа.

Рисунок 3.1 — Размещение грузов в фюзеляже.

Массы перечисленных сосредоточенных грузов и координаты их центров тяжести приведены в табл. 2.6. Координаты отмеряются от кокиля самолета. Через обозначены массы сосредоточенных грузов, соответствующие предельно передней центровке, а через — предельно задней центровке. Эти обозначения вводятся для грузов, которые могут иметь переменные значения. Размещение грузов по длине фюзеляжа показано на рис. 2. 17. Для масс пилотов даны среднестатистические значения; для массы топливного бака — максимальное значение.

Таблица 3.1 Значение масс и координаты центров тяжести сосредоточенных грузов массовой модели фюзеляжа

Наименование

Коорд., мм

Масса, кг

Двигатель с винтом

640

90

Передняя ст. шасси

850

15

Комплект приборов

1395

30

Пилоты

2082

160

1-й уч. фюзеляжа

657

40

багаж

3441

50

Осн. стойка шасси

2308

35

Аккумулятор

1100

15

2-й уч. фюзеляжа

2082

50

Топливный бак

3441

90

ГО+ВО

5588

25

3-й уч. фюзеляжа

4164

30

3.2 Построение рычажной системы для фюзеляжа

Сперва построим рычажную систему для инерционных сил. Инерционной называется сила, определяемая из соотношения:

, (2. 51)

где — масса сосредоточенного груза, — вектор ускорения его центра тяжести. После преобразования для проекции инерционные силы на ось Y получаем соотношение:

, (2. 52)

где — ускорение центра тяжести груза. Поэтому в каждой точке, где имеется сосредоточенный груз, инерционная сила известна. Задача рычажной системы заключается в том, чтоб привести эту систему грузов к ее равнодействующей.

Для упрощения рычажной системы объединяем в единый груз следующие грузы:

— двигатель с винтом и 1ую часть фюзеляжа;

— переднюю стойку шасси, комплект приборов и акамулятор;

— топливный бак и багаж;

— летчики, основная стойка шасси и 2ая часть фюзеляжа.

Объединенный груз помещаем в центре тяжести объединяемых грузов.

Находим центры масс грузов и находим их инерционные силы:

Рисунок 3. 2-Инерционные силы объединённых грузов.

Находим центровку самолета ХАЗ-30:

(2. 53)

Рисунок 3. 3- Центровка самолёта.

Найдем предельно переднее и предельно заднее положение центра тяжести самолёта. Для нахождения этих величин, нужно знать положение грузов относительно центра тяжести самолета. С учетом того, что при полной загрузке xцентр. тяжести = 1,62 м, считаем, что пилоты находятся в близи центра тяжести самолёта. Поэтому предельно переднему положению центра тяжести отвечает отсутствие багажа и полная выработка топлива, предельно заднему — максимальная масса багажа и максимальная масса топлива.

Напоминаю, что координата Х отмеряется от носка фюзеляжа.

Найдем теперь положение центров тяжести самолёта на средней аэродинамической хорде. В авиации центровкой принято называть взятый в процентах результат деления двух чисел: 1) расстояние от носка профиля крыла до центра тяжести самолёта; 2) длина хорды крыла. Найдем указанные центровки.

Находим усилия в рычагах и подбираем по сортаменту швеллеры для нашей рычажной системы, и при этом учитываем массы рычагов.

Объединили грузы. Их осталось 6 штук. Соответственно остается 6 инерционных сил Pi.

P1 — соответствует двигателю с винтом и 1ой части фюзеляжа;

P2 — соответствует передней стойки шасси, аккумулятору и приборной доски;

P3 — соответствует летчикам, основной стойке шасси и 2ой части фюзеляжа;

P4 — соответствует топливному баку, багажу;

P5 — соответствует 3ей части фюзеляжа;

P6 — соответствует ГО + ВО.

Вычислим значения Pi:

P1 = (90+40) • 9,81 • 4,25 • 1,5 = 6,567 кН;

P2 = (15+15+30) • 9,81 • 4,25 • 1,5 = 3,126 кН;

P3 = (160+50+35) • 9,81 • 4,25 • 1,5 = 13,444 кН;

P4 = (50+90) • 9,81 • 4,25 • 1,5 = 5,025 кН;

P5 = 30 • 9,81 • 4,25 • 1,5 = 1,249 кН;

P6 = 25 •9,81 • 4,25 • 1,5= 0,937 кН;

Расположение и значения перечисленных инерционных сил показано на рис. 2. 20.

Рисунок 3. 4- Расположение и значения перечисленных инерционных сил.

Для системы шести инерционных сил строим 3-ех уровневую рычажную систему, которая позволяет закрепить трос от рычага 3-его уровня к силовому полу и получить на этом тросе равнодействующую данной системы сил. Методика в целом следует учебному пособию [10].

Отличия заключаются в том, что подбираются сечения рычагов, исходя из условия жесткости [7].

(2. 54)

где — максимальный изгибный момент, W — момент сопротивления, [у] - допускаемое напряжение, обеспечивающее не только прочность, но и жесткость.

Приведем пример расчета подбора рычагов для рычажной системы по фюзеляжу:

На рис. 2. 21 покажем схему действующих сил на рычаг

Рисунок 3. 5- Схема действующих сил на рычаг.

Р1 = 6,657 кН;

Р2 = 3,126 кН;

РI3 = Р1 + Р2 = 9,783 кН (без учета веса рычага);

а = 438 мм;

А = 0; Р2 Ч, а — РI3 Ч с = 0;

d = a — c = 438 — 139,96 = 298,04 мм;

Рисунок 3. 6-Изгибающий момент на рычаге.

С обоих концов балки добавляем по 30 мм;

L = a + 60 = 438 + 60 = 498 мм;

L — длинна рычага

По сортаменту находим подходящий уголок.

Уголок ПР — 100 № 63 Wx = WY = 3,904 см3, Ix = IY = 13,781 см4,

Н = В = 50 мм, F = 6,11 см2;

Находим массу рычага:

Мрыч = 2 • F • L •2,7 = 2 •6,11 • 0,498 • 2,7 = 16,431 кг = 16,431•9,81 = = 0,161 кН;

Находим чистое усилие Р3:

Так как мы тянем фюзеляж вниз, то вес рычага нам помогает. То есть что б найти силу Р3 нам нужно от силы тянущей вниз отнять массу рычага:

Р3 = РI3 — Мрыч = 9,783 — 0,161 = 9,622 кН.

Аналогичную операцию проводим для остальных рычагов всех трех этажей. На рис. 2. 23 строим рычажную систему.

Рисунок 3. 7- Рычажная система для инерционных сил.

Рисунок 3. 8- Рычажная система для инерционных и балансировочных сил.

Вывод: Данная рычажная система позволит нам провести испытания на эксплуатационные и расчетные нагрузки самолета Т-10, не только с инерционными силами, а и с балансировочными.

3.3 Проектирование рычажных систем нагружения самолета

По эпюре распределенной нагрузки находим нагрузки действующие на каждую нервюру:

Рисунок 3. 9- Эпюра распределенной нагрузки.

Находим нагрузки, действующие на нервюры:

Рисунок 3. 10 -Нагрузки действующие на нервюры по консоли крыла.

Находим центр давления:

Рисунок 3. 11- Расположение центра давления крыла.

Аналогично рычажной системы по фюзеляжу, находим усилия в рычагах и подбираем по сортаменту уголки и швеллеры для нашей рычажной системы, и при этом учитываем массы рычагов:

Рисунок 3. 12- Рычажная система одной консоли крыла.

Рисунок 3. 13- Рычажная система.

Вывод: данная рычажная система позволит нам проверить самолет на эксплуатационные нагрузки, а так же провести проверку на расчетные нагрузки.

рАЗДЕЛ 4. Обеспечение требований ресурса для расчетного сечения крыла

4.1 Разработка программы ресурсных испытаний конструкции. Расчет долговечности регулярной зоны крыла по программе ресурсных испытаний

Применяем программу расчета ресурса крыла самолета с известными значениями нормальных напряжений.

НАГРУЗКИ ПРИ ПОЛЕТЕ В ТУРБУЛЕНТНОЙ АТМОСФЕРЕ

Перегрузки и усталостное повреждение крыла самолета

ХАЗ-30

Исходные данные

Площадь крыла — 12.4 м2; Производная Су по углу атаки? 4. 550 1/рад;

Взлетный вес ?0. 65 т; Минимальный вес в типовом полете ?0. 45 т;

Высота? 2.0 км; cкорость крейсерского полета ?155 км/час;

Время набора высоты; крейсерского полета; снижения в часах;

0. 10 1. 50 0. 10

Кнад= 4. 00; Kэф= 3. 40; Напряжение при ny=1 94.0 МПа;

Нижняя панель крыла

Повреждение за один полет для различных скоростей порывов и режимов полета

директивное расчетное напряжение, обеспечивающее при проектировании

рассчитанный ресурс

Tres= 276 полетов Sn1= 94.0 МПа Sдир= 352.5 Мпа

4.2 Усиление сечения крыла с целью обеспечения проектного ресурса

Перепроектируем сечение под заданный ресурс (5000 полетов)

Для этого вместо подставляем. Получаем:

Получим:

4.3 Расчет нормальных и касательных напряжений в усиленном крыле при эксплуатационных нагрузках

Подставим новое полученное напряжение в программу расчета на ресурс.

НАГРУЗКИ ПРИ ПОЛЕТЕ В ТУРБУЛЕНТНОЙ АТМОСФЕРЕ

Перегрузки и усталостное повреждение крыла самолета 1

Исходные данные

Площадь крыла 12.4 м2 Производная Су по углу атаки 4. 550 1/рад

Взлетный вес 0. 63 т Минимальный вес в типовом полете 0. 45 т

Высота 2.0 км cкорость крейсерского полета 155 км/час

Нижняя панель крыла

Повреждение за один полет для различных скоростей порывов

и режимов полета

Максимально повреждающий режим полета

высота скорость полета вес самолета повреждение за режим

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой