Большая Энциклопедия Рефератов - Расчет на прочность крыла большого удлинения и шасси транспортного самолета АН–70 - бесплатно рефераты, скачать рефераты, рефераты на тему

Расчет на прочность крыла большого удлинения и шасси транспортного самолета АН–70

Министерство образования и науки Украины

Национальный аэрокосмический университет

им. Н.Е. Жуковского

«Харьковский авиационный институт»

Факультет №1

КАФЕДРА 102

Пояснительная записка к курсовому проекту

на тему:

«Расчет на прочность крыла большого

удлинения и шасси транспортного самолета АН-70»

Выполнил: ст. 148 гр

Принял

Харьков 2010 г.

Содержание

Общие сведенья о самолёте

Задание

Геометрические данные крыла

Определение нагрузок на крыло

Распределение воздушной нагрузки по длине крыла

Распределение массовой нагрузки по конструкции крыла

Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и приведенных моментов

Проектировочный расчет сечения крыла

Подбор продольного силового набора в растянутой зоне

Подбор продольного силового набора в сжатой зоне

Подбор толщин стенок лонжеронов

Определение расстояния между нервюрами

Проверочный расчет крыла

Проверочный расчет на касательные напряжения

Расчет центра жесткости сечения крыла

Заключение о прочности крыла

Проектировочный расчет стоек шасси

Исходные данные

Подбор колес

Определение параметров амортизатора

Определение нагрузок на стойку

Построение эпюр изгибающих моментов

Подбор параметров поперечного сечения элементов

Построение эпюры осевой силы

Проверочный расчет штока

Проверочный расчет цилиндра

Заключение о прочности шасси

Расчет оси колеса на ресурс

Приложение 1

Приложение 2

Задание

1. Рассчитать на прочность крыло большого удлинения транспортного самолета: определить геометрические параметры и весовые данные крыла; определить нагрузки и построить эпюры поперечных сил, изгибающих и приведенных моментов по длине крыла; провести проектировочный и проверочный расчет поперечного сечения крыла.

2. Провести расчет основных стоек шасси транспортного самолёта: подобрать колёса, амортизаторы; определить геометрические параметры стойки и её составляющих элементов; рассчитать на ресурс один из элементов шасси (в данном проекте - ось колеса).

За прототип принять военно-транспортный самолёт АН-70.

Взлетная масса самолета .

Расчетный случай D.

Коэффициент максимальной эксплутационной перегрузки для неманевренного пассажирского самолета, согласно НЛГС, , коэффициент безопасности .

Общие сведенья о самолёте-прототипе

ОКБ им. Антонова Ан-70

Обозначение НАТО: CONDOR

Стратегический военно-транспортный самолет

Ан-70 принадлежит к новому поколению оперативно-тактических военно-транспортных самолетов короткого взлета и посадки. Он обеспечивает доставку практически всей номенклатуры вооружения и военной техники мотострелковой дивизии. С самолета возможно парашютное десантирование личного состава и техники, в том числе и моногрузов массой до 20 т с больших и малых высот, грузовая кабина самолета рассчитана на перевозку 300 солдат с личным оружием или 206 раненых и больных.

Первый полет самолета Ан-70 состоялся 16 декабря 1994 года, 24 апреля 1997 года поднялся в воздух второй экземпляр этого самолета, который проходил летные испытания. Конструктивно самолет представляет собой четырехдвигательный высокоплан с крылом небольшой стреловидности и колесным убирающимся в полете шасси. Герметизированный грузовой отсек занимает почти весь фюзеляж самолета. Он почти на 30 проц. просторнее, чем у транспортного Ил-76, что позволяет, например, размещать перевозимые колесные машины в два ряда. Использование внутреннего пространства отсека повышается благодаря тому, что на откидывающемся люке-рампе может быть размещен груз массой до 5000 кг.

Внутреннее десантно-транспортное оборудование обеспечивает оперативность и автономность погрузки и выгрузки грузов и их воздушное десантирование. Комплекс погрузочного оборудования включает четыре электротельфера суммарной грузоподъемностью 12 тонн, две бортовые электролебедки с тяговым усилием по 1,5 т. По желанию заказчика самолет может быть укомплектован легкосъемной второй палубой или рольганговым оборудованием для автоматизации операций с контейнерами. В носовой части фюзеляжа находится оборудованная цветными многофункциональными индикаторами трехместная кабина экипажа и двухпалубный отсек для сопровождающих груз на борту.

В зависимости от способа применения и взлетной массы Ан-70 его многоколесное шасси обеспечивает возможность эксплуатации как с бетонных взлетных посадочных площадок длиной 1800 м с невысокой прочностью покрытия, так и с грунтовых площадок длиной 600-800 м с низкой прочностью грунта. В режиме короткого взлета и посадки при применении с грунтовых площадок длиной 600-900 м Ан-70 обеспечивает перевозку 20-36 т груза на дальность 1450-3000 км.

Силовая установка самолета состоит из установленных в мотогондолах под крылом четырех двигателей Д-27 с винтовентиляторами СВ-27. Эта силовая установка обеспечивает получение высокой крейсерской скорости при 20-30 проц. экономии топлива по сравнению с современными самолетами с турбореактивными двигателями.

Ан-70 оснащен современным бортовым радиоэлектронным оборудованием, объединенным в цифровой интегральный комплекс. Это оборудование обеспечивает эксплуатацию самолета на всех широтах в любое время суток в простых и сложных метеорологических условиях, полеты над лишенной ориентиров местностью, взлет и посадку на необорудованных грунтовых аэродромах. Эксплуатация на необорудованных аэродромах обеспечивается и благодаря наличию бортовых средств контроля и диагностики. Техническое обслуживание самолета основано на применении стратегии технической эксплуатации по состоянию.

Расчет крыла большого удлинения

Геометрические данные крыла

-площадь стреловидного крыла;

- удлинение стреловидного крыла;

Рис. 1

- размах стреловидного крыла;

- сужение стреловидного крыла;

- корневая хорда крыла;

- концевая хорда крыла;

Средняя относительная толщина профиля , профиль NACA 2212;

- угол стреловидности крыла по половине хорды;

- угол стреловидности крыла по передней кромке.

Так как крыло данного самолета стреловидное и угол по передней кромке более 15° (рис. 1), вводим эквивалентное равновеликое по площади прямое крыло, и все расчеты проводим для этого эквивалентного крыла. Прямое крыло введем путем поворота стреловидного так, чтобы прямая проходящая по половине хорды прямого крыла была перпендикулярна оси фюзеляжа (рис. 2). При этом размах спрямленного крыла

Площадь спрямленного крыла:

причем в качестве параметра примем значение, равное расстоянию от конца консоли спрямленного крыла до оси самолёта, так как схема данного самолета - высокоплан (рис. 3)

Найдем относительную координату линии центров давления. Для этого определим коэффициент подъемной силы для расчетного случая D.

- взлетный вес данного самолета;

- плотность воздуха на высоте Н = 0 км;

- крейсерская скорость самолета ([] = кг ),

- скорость пикирования,

Тогда, построив графики зависимостей Cy = f(Cx) и СД = f(Cy), определяем: Сх = 0,0196; Сд = 0,316; б0 = 4о (рис. 4). Данные, необходимые для постройки графиков приведены в табл.__.

Таблица. Аэродинамические характеристики авиационного профиля NACA - 2212.

б0	СУ	СХ	СД
0	0,13	0,0088	0,476
2	0,29	0,0135	0,348
4	0,43	0,0195	0,316
6	0,59	0,028	0,3
8	0,73	0,04	0,289
10	0,88	0,055	0,283
12	1,02	0,072	0,278

а) б)

Рис. 4

Для построения огибающей полетных режимов (рис__) найдем скорость сваливания самолёта с убранным посадочным механизмом и расчетную скорость маневрирования самолёта ([] = кг):

;

Рис.__ Упрощенная огибающая полетных режимов самолёта.

Лонжероны в крыле располагаем:

-передний лонжерон на расстоянии 15% хорды от носка крыла;

-задний лонжерон на расстоянии 70% хорды от носка крыла (рис. 5).

В расчетном сечении () высота переднего лонжерона

, заднего- .

Рис.

Определение нагрузок на крыло

На крыло воздействуют распределенные по поверхности воздушные силы и массовые силы от конструкции крыла и от помещаемого в крыле топлива, сосредоточенные силы от массы агрегатов, расположенных на крыле.

Массы агрегатов находим через их относительные массы от взлетной массы самолета:

- масса крыла;

- масса силовой установки;

Так как на самолёте 4 двигателя, то массу одного двигателя примем равной

Распределение воздушной нагрузки по длине крыла.

По длине крыла нагрузка распределяется по закону относительной циркуляции:

где - относительная циркуляция,

В случае стреловидного крыла относительная циркуляция определяется по формуле:

где -- влияние стреловидности крыла,

( - угол стреловидности по четверти хорды)

Распределение массовой нагрузки по размаху крыла.

В приближенных расчетах можно считать, что погонная нагрузка массовых сил крыла пропорциональна хордам. Следовательно, для расчетов можно пользоваться формулой:

где - хорда крыла.

Массовую нагрузку от веса топлива распределяем пропорционально площадям поперечного сечения топливных баков

де - удельный вес топлива

В случае распределения веса топлива по линейному закону

где - вес топлива (для самолёта АН 70 ),

- длина топливного бака. находим как высоту усеченной пирамиды, основанием которой является сечение топливного бака при .

Суммарная погонная нагрузка на крыло находится по формуле:

Начало координат поместим в корне крыла, сечения нумеруем от корня в направлении конца крыла, начиная с .

Результаты расчетов заносим в таблицу

Таблица

	z, м	b(z), м				, кг/м	, кг/м	, кг/м	, кг/м
0	0	7,35	1,3435	-0,06042	1,283079	9271,09	1085,65	0	8185,44
0,1	2,24893	6,86	1,3298	-0,04499	1,284806	9283,57	1013,27	4630,156	3640,14
0,2	4,49786	6,37	1,2908	-0,03162	1,259175	9098,37	940,89	4134,068	4023,41
0,3	6,74679	5,88	1,2228	-0,01851	1,204288	8701,77	868,52	3637,98	4195,28
0,4	8,99572	5,39	1,1484	-0,00643	1,141972	8251,50	796,14	3141,892	4313,47
0,5	11,24465	4,9	1,057	0,006428	1,063428	7683,97	723,76	2645,804	4314,40
0,6	13,49358	4,41	0,9571	0,018769	0,975869	7051,30	651,39	2149,715	4250,19
0,7	15,74251	3,92	0,8538	0,028539	0,882339	6375,48	579,01	1653,627	4142,84
0,8	17,99144	3,43	0,743	0,03471	0,77771	5619,47	506,64	1157,539	3955,29
0,9	20,24037	2,94	0,6091	0,035996	0,645096	4661,24	434,26	0	4226,98
0,95	21,364835	2,695	0,4593	0,032139	0,491439	3550,97	398,07	0	3152,90
1	22,4893	2,45	0	0	0	0,00	0,00	0	0,00

Строим эпюры функций , и (рис. 7)

Рис. 7

Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и приведенных моментов.

При определении закона распределения поперечных сил и изгибающих моментов по длине крыла вначале находим функции и от воздействия распределенной нагрузки . Для этого табличным способом вычисляем интегралы

методом трапеций.

Расчет производим по следующим формулам:

;

; ,

, .

Аналогично рассчитываем величины изгибающих моментов:

; ;

Полученные результаты заносим в таблицу 2.

Таблица 2

	z, м	, кг/м	ДQ, кг	Q, кг	ДM, кгм	M, кгм
0	0	8185,44	13297,45	94138,45	196758,3	1016728
0,1	2,24893	3640,14	8617,39	80840,99	172115,8	819969,8
0,2	4,49786	4023,41	9241,62	72223,60	152033,9	647854
0,3	6,74679	4195,28	9567,78	62981,98	130883,4	495820,1
0,4	8,99572	4313,47	9701,73	53414,20	121865,8	364936,7
0,5	11,24465	4314,40	9630,58	43712,46	87477,02	243070,9
0,6	13,49358	4250,19	9437,68	34081,88	66035,43	155593,9
0,7	15,74251	4142,84	9106,07	24644,21	57833,87	89558,46
0,8	17,99144	3955,29	9200,68	15538,14	24598,34	31724,59
0,9	20,24037	4226,98	6337,4565	6337,4565	7126,248	7126,248
1	22,4893	0,00	0	0	0	0

Страницы: 1, 2

В соцсетях