Расчет лонжеронов 1.1 Исходные данные

Введение

Одной из важнейших задач, решаемых при создании любой конструкции, является обеспечение ее прочности, т.е. под действием нагрузок в эксплуатации не должно быть разрушений. В авиации одно из основных требований: обеспечение минимального веса конструкции, а также обеспечение усталостной прочности и долговечности.

В конструкциях летательных аппаратов, где задача снижения массы стоит особенно остро, изготовление из КМ крыльев, оперения и других балочных систем очень актуально.

Целью данного курсового проекта является проектирование из КМ крыла самолета. Крыло самолета предназначено для создания подъемной силы. Аэродинамическое качество крыла тем больше, чем больше подъемная сила и меньше лобовое сопротивление. Подъемная сила и лобовое сопротивление крыла зависят от геометрических характеристик крыла, которые в свою очередь в основном сводятся к характеристикам крыла в плане и характеристикам профиля крыла. Кроме этого основного назначения крыло обеспечивает поперечную устойчивость и с помощью расположенных на нем элеронов поперечную управляемость.

Применение механизированных крыльев, дает возможность уменьшить посадочную скорость и длину пробега самолета после посадки, уменьшить скорость самолета в момент отрыва и сократить длину разбега при взлете.

Внутренний объем крыла часто используется для размещения топливных баков и некоторых агрегатов оборудования. На крыле могут размещаться двигатели, шасси, установки вооружения.

Независимо от размеров, схемы и назначения самолета его крыло всегда состоит из каркаса и обшивки. Силовой каркас включает в себя продольный (лонжероны, продольные стенки) и поперечный силовые наборы (рядовые и силовые нервюры).

крыло самолет композиционный материал

В данном курсовом проекте произведен расчет основных элементов продольного и поперечного набора крыла самолета, элеронов, качалки, узлов крепления и др. В ходе работы, также необходимо обеспечить такие требования как обеспечение прочности и устойчивости элементов конструкции и конструкции в целом, обеспечение точности размеров, силовое взаимодействие с другими элементами конструкции, жесткие требования к стыковым узлам и др.

Расчет лонжеронов 1.1 Исходные данные

В качестве исходных данных принимаются летно-технические характеристики самолета UTVA-65 “Privrednik”. В конструкторской части бакалавра “Проектирование конструкции лонжерона крыла самолета UTVA-65 “Privrednik”. были определены расчетные скорости полета, выбраны максимальная и минимальная эксплуатационные перегрузки, а также найдены действующие на крыло воздушные и массовые нагрузки и вызываемые ими поперечные силы и изгибающие моменты для подкосного крыла. На рис.1.1 показана правая консоль крыла с размерами.

Рис.1.1 Правая консоль крыла

Основные геометрические параметры крыла:

размах L = 12 м;

площадь всего крыла S_полн = 19,4 м²;

удлинение λ = L²/S =7,42;

сужение b_борт/b_конц = 1,46;

поперечное V: ψ = 0˚;

длина элерона l_el = 3м;

хорда элерона b_el =0,358 м;

длина закрылка l_зк = 2,228 м;

хорда закрылка b_зк =0,358 м;

Площадь одной консоли крыла: S = 0,5∙S_полн= 9,7 м²;

Для крыла выбран профиль NACA 2214 (рис.1.2) с геометрическими параметрами, представленными в табл.1.1, параметры пересчитаны с учетом процентного отношения к хорде .

Рис.1.2 Профиль NACA 2214 в корневом сечении

Таблица 1.1 - Геометрические характеристики профиля NACA 2214

0	0	0	0
2,5	3,8	-2,41	6,21
5	5,21	-3,15	8,36
7,5	6,23	-3,58	9,81
10	7,08	-3,90	10,98
15	8, 20	-4,28	12,48
20	8,69	-4,69	13,38
25	8,92	-4,94	13,86
30	8,97	-5,03	14,00
40	8,68	-4,89	13,57
50	7,88	-4,44	12,32
60	6,85	-3,71	10,66
70	5,5	-3,02	8,52
80	3,96	-2,18	6,44
90	2,07	-1,21	3,28
100	0	0	0

Материалы:

Используемые материалы при проектировании элементов конструкции крыла приведены в табл.1.2., а также их свойства в табл.1.3.

Таблица 1.2 - Используемые материалы

Таблица 1.3 - Свойства материалов

Свойства клея ВК-9, применяемого для склеивания композита с металлическими элементами и для приклеивания обшивки:

основа клея - эпоксидная;

состояние поставки - паста;

жизнеспособность - 1,5 ч;

режимы отверждения:

Т=20 (80)°С;

время - 24 часа;

контактное;

прочность при сдвиге:

при Т=20°С - 15 - 22 МПа;

при Т=80°С - 5 (125) МПа;

термостойкость - 150 (250)°С.