Пояснительная записка к курсовой работе по прочности ”Расчет на прочность элементов конструкции самолета”, страница 12

Таблица 10. Расчет крутящего момента

Рис.11 Эпюра погонного крутящего момента

Рис. 12 Эпюра крутящего момента

2.8 Определение касательных напряжений при свободном кручении крыла

Для определения погонных касательных усилий, возникающих при свободном кручении крыла, имеем следующую систему уравнений

,

,

,

, где     -   относительный угол закручивания сечения крыла;

 -  удвоенная площадь i-го контура;

 - высота j-ой стенки лонжерона;

 - редуцированная толщина j-ой стенки лонжерона.

Решая эту систему, получаем

, , , .

Зная значения погонных касательных сил построим их эпюру – Рис.13

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

.

Эпюра суммарных усилий представлена на Рис.14.

Результаты расчета сведены в таблицу 11.

Таблица 11. Касательные усилия от кручения крыла и результирующие усилия

           

3. 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. Обычно -1... 1.2.

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, действующие в i-ом элементе кострукции.

Для стрингеров в растянутой зоне , где     - условный предел текучести для материала стрингера. Для Д16Т .

Тогда .

Для стрингеров в сжатой зоне , где    k -      коэффициент, зависящий от вида нагрузки, условий закрепления и геометрии сечения.

При соотношении сторон, принимаем k = 4;

E -     модуль упругости материала. Для материала Д16Т ;

Для профиля ПР102 , . Тогда

.

Т.к.потеря устойчивости происходит за пределом пропорциональности, необходимо произвести пересчет по формуле

, где    .

В результате получим

, .

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

, где     -    величина разрушающего напряжения для таких элементов конструкции крыла, как панель обшивки, стенки лонжерона;

 -    касательные напряжения, величина которых определяется как .

Для обшивки верхней панели крыла, работающей на сжатие и сдвиг

, , , где     для ;

.

Для обшивки нижней панели крыла, работающей на растяжение и сдвиг

, .

Для стенок лонжеронов, работающих в условиях сдвига

, где    b - наименьший размер пластины – расстояние между подкрепляющими стойками

;

 - толщина стенок лонжеронов .

Для стенок первого и второго лонжеронов

.

Для стенки третьего лонжерона

, , .

В стенках действуют касательные напряжения

, , .

Тогда коэффициенты избытка прочности для стенок лонжеронов

, , .

Результаты расчетов сведены в таблицу 12.

Таблица 12. Оценка прочности элементов конструкции крыла

Таблица 12 (Продолжение)

Таблица 12 (Продолжение)

4. Расчет шасси

4.1 Исходные данные для расчета шасси

Исходными данными являются посадочная и взлетная масса самолета, взлетная и посадочная скорости, схема размещения шасси на самолете и расположения амортизатора на стойке. Т.к. данные о посадочной скорости отсутствуют, примем

, , .

Посадочная скорость .

4.1.1 Схема расположения шасси на самолете и амортизатора на стойке

На самолете применена пятиопорная схема шасси с носовой вспомогательной опорой. Амортизаторы телескопического типа. Т.к. самолет тяжелый стойки выполнены с тележками. На тележке две оси. На каждой полуоси размещено два колеса. Таким образом, на каждой стойке имеется восемь колес.

Будем производить расчет одной главной опоры.

4.2 Подбор параметров амортизационной системы

4.2.1 Подбор колес

Колеса подбираются по каталогу. Выберем тип колеса – пневматики высокого давления с профилем арочного типа.

Подбор размера колеса ведется по стояночной и взлетной нагрузкам.