Реферат: Проектирование агрегатов самолёта - текст реферата. Скачать бесплатно.
Банк рефератов, курсовых и дипломных работ. Много и бесплатно. # | Правила оформления работ | Добавить в избранное
 
 
   
Меню Меню Меню Меню Меню
   
Napishem.com Napishem.com Napishem.com

Реферат

Проектирование агрегатов самолёта

Банк рефератов / Транспорт

Рубрики  Рубрики реферат банка

закрыть
Категория: Реферат
Язык реферата: Русский
Дата добавления:   
 
Скачать
Microsoft Word, 5887 kb, скачать бесплатно
Обойти Антиплагиат
Повысьте уникальность файла до 80-100% здесь.
Промокод referatbank - cкидка 20%!

Узнайте стоимость написания уникальной работы

Ульяновский государственный технический университет

Институт авиационных технологий и управления




Кафедра ”Самолётостроения”




Курсовой проект

По предмету: Технологии изготовления деталей самолёта

на тему: Проектирование агрегатов самолёта







Ульяновск, 2008


Реферат


Курсовой проект. Пояснительная записка 31 с., 7 рис., 11 табл., графическая часть 3 л., ФА 1.

ПРОЕКТИРОВАНИЕ АГРЕГАТА САМОЛЁТА, АНАЛИЗ ПРОТОТИПА, ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВОЗДУШНЫХ И МАССОВЫХ СИЛ, ПРОЕКТИРОВОЧНЫЙ РАСЧЁТ, ВЫБОР И РАСЧЁТ КРОНШТЕЙНА.

Произведён анализ, внесены предложения по совершенствованию конструкции.


СОДЕРЖАНИЕ


ВВЕДЕНИЕ

1. АНАЛИЗ ПРОТОТИПА САМОЛЁТА

2. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВОЗДУШНЫХ И МАССОВЫХ СИЛ, ДЕЙСТВУЮЩИХ НА КРЫЛО

2.1 Выбор основных параметров самолёта

2.2 Построение поляр для профиля

2.4 Распределение массовых сил вдоль размаха крыла

2.5 Построение эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов

2.6 Построение эпюр изгибающих

3. ПРОЕКТИРОВОЧНЫЙ РАСЧЁТ КРЫЛА

3.1 Подбор сечений элементов силовой схемы крыла

3.2 Подбор элементов продольного набора

3.3 Определение толщин стенок лонжеронов

4.ВЫБОР И РАСЧЁТ КРОНШТЕЙНА

4.1 Определение диаметра болта

4.2 Определяем геометрические параметры проушины

4.3 Определяем геометрические параметры корпуса кронштейна

4.4 Расчёт крепления кронштейнов

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

ПРИЛОЖЕНИЕ

СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМОЙ ЛИТЕРАТУРЫ


ВВЕДЕНИЕ


В курсовой работе разработан самолёт З-81, на основе прототипа С-80. Самолёт предназначен для воздушного туризма, перевозки пассажиров, груза, а также в качестве учебно-тренировочного.

З-81 может легко консервируемым в поиско-спасательный, патрульный или санитарный и другие варианты по требованию заказчика.

Самолёт имеет высокий уровень технологичности и удовлетворяет самым высоким требованиям заказчиков. Активная система безопасности полёта обеспечивает управление полётом и помогает лётчику корректировать его ошибки. Интегральная система БРЭО допускает пилотирование самолёта в визуальных метрологических условиях и метеоусловиях полёта по приборам днём и ночью в любых регионах мира, а также эксплуатацию с бетонированных и грунтовых аэродромов, включая аэродромы, не оборудованные для посадки по приборам. Салон самолёта соответствует современному дизайну, имеет прекрасную видимость, удобные кресла, систему кондиционирования и сервисное оборудование, включающие: бар, аудиовидиосистему, телевизионную камеру и телефонную спутниковую связь.

Эксплуатационная автономность С-80 позволяет выполнять полёты без специальных средств наземного обслуживания, большая топливная вместимость обеспечивает полёты на дальние дистанции без дозаправки. Высокое качество, надёжность и большой ресурс самолёта гарантируется применением перспективных технологий и композиционных материалов при изготовление планера.

АНПК ОКБ Сухого ведётся разработка лёгкого многоцелевого самолёта С-80. Самолёт предназначен для воздушного туризма, перевозки пассажиров, груза, а также в качестве учебно-тренировочного.

С-80 может легко консервируемым в поиско-спасательный, патрульный или санитарный и другие варианты по требованию заказчика.

Самолёт имеет высокий уровень технологичности и удовлетворяет самым высоким требованиям заказчиков. Активная система безопасности полёта обеспечивает управление полётом и помогает лётчику корректировать его ошибки. Интегральная система БРЭО допускает пилотирование самолёта в визуальных метрологических условиях и метеоусловиях полёта по приборам днём и ночью в любых регионах мира, а также эксплуатацию с бетонированных и грунтовых аэродромов, включая аэродромы, не оборудованные для посадки по приборам. Салон самолёта соответствует современному дизайну, имеет прекрасную видимость, удобные кресла, систему кондиционирования и сервисное оборудование, включающие: бар, адиовидеосистему, телевизионную камеру и телефонную спутниковую связь.

Эксплуатационная автономность С-80 позволяет выполнять полёты без специальных средств наземного обслуживания, большая топливная вместимость обеспечивает полёты на дальние дистанции без дозаправки. Высокое качество, надёжность и большой ресурс самолёта гарантируется применением перспективных технологий и композиционных материалов при изготовление планера.


Таблица1. - Основные характеристики самолета С-80.

Название самолета

С-80

Як-58

М-101Т

Тип двигателя.

ТВД

-----

----

Мощность двигателя, л.с.

1500

-----

750

Максимальная взлетная масса, кг.

10000

2100

2900

Максимальный запас топлива, кг.

4500

------

600

Коммерческая нагрузка, кг.

------

450

630

Экипаж, чел

1-2

1-2

1-2

Скорость полета, максимальная, км/ч.

450

300

500

крейсерская, км/ч.

350

-----

----

Крейсерская высота полета, м.

3000

4000

7600

Дальность полета, м.


------

----

- с дополнительным запасом топлива

2200

------

----

Длина разбега, м.

350

------

290

Длина пробега, м.

180

------

280

Взлетная дистанция, (до Н=15 м.)

620

610

---

Посадочная дистанция (до Н=15 м.)

614

600

---


2.1 Выбор основных параметров самолёта


Исходные данные для расчета:

Коммерческая нагрузка

Скорость полета

Высота полета

Дальность полета

Двигатель расположен на фюзеляже

Коэффициент перегрузки

Максимальная взлетная масса кг.

Корневая хорда

Концевая хорда

Аэродинамический профиль №22,10

Определяем удельную нагрузку на крыло [2]


(1)

скорость захода на посадку


относительная масса топлива

Определяем удельную нагрузку на крыло из условия обеспечения заданной крейсерской скорости на заданной высоте полета [2]


(2)

(3)

плотность воздуха на высоте 5000 м.

крейсерская скорость самолета.

скорость звука на высоте 3000 м.



Определяем тягавооруженность самолета из условия набора высоты при одном отказавшем двигателе [2]


(4)


где, число двигателей

коэффициент качества при наборе высоты

градиент набора высоты

из условия обеспечения горизонтального полета [2]


(5)

коэффициент учуивающий степень дроссельлирлвания двигателя



коэффициент учитывает тяги по скорости полета

Определяем тягавооруженность самолета из условия обеспечения заданной длины разбега самолета [2]


(6)


где, длина разбега

коэффициент трения


Определяем тягавооруженность маневренных самолетов из условия:


а) скороподъемности [2]


(7)

относительная плотность


б) заданной максимальной скоростью

(8)


в) полета заданной перегрузкой


(9)


Находим площадь крыла [2]


(10)


Определяем тягу двигателя


(11)


Таблица 2. Построение поляр для крыла

Сx

0,688

0,827

0,96

1,08

1,195

1,25

1,31

1,35

1,22

Cy

0,043

0,058

0,0746

0,094

0,1146

0,13

163

0,207

0,278



Рис. 1


Площадь крыла: [5] (12)

Удлинение: [5] (13)

Сужение: [5] (14)


Хорда крыла в расчетном сечении:

(15)


где

Толщина крыла: для пятой хорды.

Профиль крыла в расчетном сечении строится следующим образом: ординаты верхней и нижней половины профиля и определяются из уравнений, описывающих форму профиля крыла, если заданы относи­тельные координаты и в % от хорды, то и определяются по формулам: [5]


,

Принимаем Таблица 3

X

0

2,5

10

15

20

30

40

50

0

2,01

2,92

4,02

4,83

5,51

6,4

5,82

0

-1,03

-1,52

-1,96

-2,17

-2,47

-2,6

-2,78


Произведя расчеты получаем:


Таблица 4

0

0,06

0,087

0,12

0,14

0,16

0,19

0,20

0,20

0,208

0

-0,03

-0,04

-0,05

-0,06

-0,07

-0,07

-0,08

-0,08

-0,09


Расчетная схема крыла

Рис. 2


Сечение профиля крыла

Рис. 3



2.3 Определение воздушной нагрузки


Для плоского нестреловидного крыла с удлинением воздушная нагрузка определяется во формуле: [5]


(16)


Таблица 5



1

0

0

3,2

3600

1440

3600

3600

360

-

0

1800

2

0,4

0,1

3,06

3442,5

1377

3240

3442,5

344,25

-

0

1721,25

3

0,8

0,2

2,92

3285

1314

2880

3285

328,5

-

0

2956,5

4

1,2

0,3

2,78

3127,5

-

2520

3127,5

312,75

-

0

2814,75

5

1,6

0,4

2,64

2970

-

2160

2970

297

1,056

1573,1

1099,91

6

2

0,5

2,5

2812,5

-

1800

2812,5

281,25

1

1489,7

1041,58

7

2,4

0,6

2,36

2655

-

1440

2655

265,5

0,944

1406,3

983,25

8

2,8

0,7

2,22

2497,5

-

1080

2497,5

249,75

0,888

1322,8

812,75

9

3,2

0,8

2,08

2340

-

720

2340

234

-

0

2106

10

3,6

0,9

1,94

2182,5

-

360

2182,5

218,25

-

0

1964,25

11

4

1

1,8

2025

-

0

2025

202,5

-

0

1822,5


2.4 Распределение массовых сил вдоль размаха крыла


Массовые нагрузки конструкции крыла можно определить: [5]

(17)


где


Массовые силы от топлива, находящиеся в крыле: [5]


(18)


где

Площадь топливного бака находим из объема, самого топлива.

Результаты расчета приведены в таблице 5


2.5 Построение эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов


При построении эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов крыло рассматривается как балка на двух опорах. Опорами являются стыковочные шпангоут фюзеляжа. Балки нагружены распределенной нагрузкой, которая определяется по формуле: [5]


(19)


Разбиваем крыло на части. Интегрируем численным методом эпюру получаем эпюру перерезывающих сил и изгибающих моментов .


(20)

(21)


Результаты расчета приведены в таблице 6


Таблица 6

1

0

1800

1760,6

0,4

1760,6

1760,6

125

579,25

694,9

231,7

2749,44

2

0,1

1721,3

2338,9

0,4

2338,9

16986

125

810,55

919,9

324,22

2517,74

3

0,2

2956,5

2885,6

0,4

2885,6

14647

125

1029,3

843,5907

411,7

2193,52

4

0,3

2814,8

1957,3

0,4

1957,3

11761

125

657,93

480,6142

263,17

1781,82

5

0,4

1099,9

1070,7

0,4

1070,7

9804

125

303,3

354,1314

121,32

1518,65

6

0,5

1041,6

1012,4

0,4

1012,4

8733,3


404,97

525,5828

161,99

1397,33

7

0,6

983,25

1615,5

0,4

1615,5

7720,9


646,2

758,475

258,48

1235,34

8

0,7

2247,8

2176,9

0,4

2176,9

6105,4


870,75

842,4

348,3

976,86

9

0,8

2106

2035,1

0,4

2035,1

3928,5


814,05

785,7

325,62

628,56

10

0,9

1964,3

1893,4

0,4

1893,4

1893,4


757,35

378,675

302,94

302,94

11

1

1822,5




0


0



0


2.6 Построение эпюр крутящих моментов


Крутящий момент вычисляется по формуле: [5]


(22)


Таблица 7

1

0

3,2

756

739,46

295,79

2728,2

2

0,1

3,06

722,93

706,39

282,56

2320

3

0,2

2,92

689,85

673,31

269,33

1938,2

4

0,3

2,78

656,78

679,56

271,83

1567,1

5

0,4

2,64

702,35

683,73

273,49

1412,2

6

0,5

2,5

665,11

646,49

258,59

1071,6

7

0,6

2,36

627,86

609,24

243,7

760,88

8

0,7

2,22

590,62

571,99

228,8

479,94

9

0,8

2,08

553,37

505,85

202,34

240,36

10

0,9

1,94

458,33

441,79

176,72

6,615

11

1

1,8

425,25



0


Для без моментного профиля эпюра крутящих моментов строится для случая В. Погонные крутящие моменты определяются по формуле: [5]


(23)

где , , ,


Таблица 8

1

0

3,2

0,4

0,2

0,5

0,45

0,2

0,1

0,05

3600

360

0

720

36

0

756

2

0,1

3,06

0,4

0,2

0,5

0,45

0,2

0,1

0,05

3442,5

344,25

0

688,5

34,425

0

722,92

3

0,2

2,92

0,4

0,2

0,5

0,45

0,2

0,1

0,05

3285

328,5

0

657

32,85

0

689,85

4

0,3

2,78

0,4

0,2

0,5

0,45

0,2

0,1

0,05

3127,5

312,75

0

625,5

31,275

0

656,77

5

0,4

2,64

0,4

0,2

0,5

0,45

0,2

0,1

0,05

2970

297

1573,09

594

29,7

78,6546

702,35

6

0,5

2,5

0,4

0,2

0,5

0,45

0,2

0,1

0,05

2812,5

281,25

1489,67

562,5

28,125

74,4835

665,10

7

0,6

2,36

0,4

0,2

0,5

0,45

0,2

0,1

0,05

2655

265,5

1406,25

531

26,55

70,3125

627,86

8

0,7

2,22

0,4

0,2

0,5

0,45

0,2

0,1

0,05

2497,5

249,75

1322,83

499,5

24,975

66,1414

590,61

9

0,8

2,08

0,4

0,2

0,5

0,45

0,2

0,1

0,05

2340

234

1239,41

468

23,4

61,9703

553,37

10

0,9

1,94

0,4

0,2

0,5

0,45

0,2

0,1

0,05

2182,5

218,25

0

436,5

21,825

0

458,32

11

1

1,8

0,4

0,2

0,5

0,45

0,2

0,1

0,05

2025

202,5

0

405

20,25

0

425,25



3. ПРОЕКТИРОВОЧНЫЙ РАСЧЕТ КРЫЛИ


Существуют три основные силовые схемы крыла: лонжеронные, моноблочные и кессонные. Определяющим фактором силовой схемы крыла является степень восприятия нагрузок такими силовыми элементами как лонжероны, стрингеры и обшивка. Силовая схема лонжеронных крыльев отличается от силовых схем моноблочного и кессонного крыльев. В лонжеронных крыльях связь между лонжеронами велика, но тем не менее каждый лонжерон работает в этой схеме, сохраняя свою самостоятельность.

В моноблочных же крыльях лонжероны полностью теряют свою самостоятельность и деформируются в общей системе крыла как единое целое. В поперечном сечении крыла появляется единая нейтральная ось, которая является вынужденной для всех элементов продольного набора.

Лонжероны в лонжеронных крыльях воспринимают до 60-70% изгибающего момента, действующего в поперечном сечении крыла. Поэтому они имеют массивные полки, которые поддерживаются в одном направлении стенкой и обшивкой в другом направлении. Такие полки лонжеронов допускают значительные сжимающие нагрузки, близкие к пределу прочности материала.

Лонжероны в моноблочных и кессонных крыльях воспринимают порядка 10-20% изгибающего момента. Остальную нагрузку воспринимают на себя стрингеры и обшивка. Если лонжероны не подвержены к общей потери устойчивости, так как лонжероны подкреплены в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, а возможна лишь местная потеря устойчи­вости, значение которой может быть значительно ниже, чем в лонжеронных крыльях, то стрингеры, закрепленные только по нервюрам, способны терять устойчивость при напряжениях значительно меньших, чем разрушающие.

Следовательно, моноблочные крылья позволяют в большей степени использовать работоспособность материала. Но, с другой стороны дробление материала ведёт к уменьшению критических напряжений при сжатии и тем самым не позволяет получить высокие напряжения в продольных элементах конструкции крыла.

При небольших удельных давлениях на крыло, лонжеронное крыло будет легче по массе, чем моноблочное. По при росте удельного давления, более выгодным оказывается моноблочное крыло, а при повышенных требованиях к жесткости крыла и при больших взлетных массах и скоростях, единственно возможным.

Моноблочное и кессонное крыло принципиально друг от друга ни чем не отличаются. Разница состоит лишь в том, что в моноблочном крыле нормальные усилия при изгибе воспринимаются обшивкой и подкрепляющими её стрингерами по всему контуру поперечного сечения крыла, а в кессонном крыле обшивкой и стрингерами лишь в межлонжеронной зоне контура, а остальная часть контура с более тонкой обшивкой слабее подкреплена и в работе на изгиб практически не участвует.

Исходя из опыта проектирования крыльев, можно дать следующие рекомендации по расположению продольного набора в сечении крыла:

в двухлонжеронном крыле передний лонжерон располагается на ; задний лонжерон – на ; в трехлонжеронном крыле передний на ; средний - на ; а послед­ний на .

Расстояние между стрингерами в лонжеронных крыльях составляет при расстоянии между нервюрами , а в моно­блочных крыльях при .


3.1 Подбор сечении элементов силовой схемы крыла


3.1.1 Определение толщины обшивки лонжеронного крыла

Толщину обшивки определяют по формуле Бредта, по величине крутящего момента в расчётном сечении крыла: [5]

(24)


Принимаем 0.5 (мм)

где - удвоенная площадь, ограниченная частью контура сечения, расположенного между началом носка и задним лонжероном или между лонжеронами, в зависимости от конструкции крыла (в первом случае носок жёстко завязан с лонжероном, во втором случае носок не включается в общую работу крыла, а является как бы аэродинамическим обтекателем).

Разрушающие касательные напряжения можно принять: [5]


(25)


- предел прочности материала. Нижний предел относится к тонкой обшивке (), а верхний - к более толстой ().


Рис.4


3.2 Подбор элементов продольного набора


3.2.1 Подбор поясов лонжеронов и стрингеров в растянутой зоне

Необходимая площадь сечения первого лонжерона в растянутой зоне определяется по формуле: [5]


(26)


Принимаем профиль

Таблица 9

H

B

б

б1

F

20

15

1,5

1,2

0,5








где коэффициент, определяющий долю нормальной силы, приходя­щейся на пояса лонжеронов .Обычно принимают ;

большая из высот лонжеронов.

Нормальная сила N в расчётном сечении определяем исходя из вели­чины изгибающего момента действующего в сечении для расчётного случая А. [5]


(27)


здесь средняя высота лонжеронов.

где габаритные размеры лонжерона;

количество лонжеронов;

коэффициент, учитывающий уменьшение высоты лонжерона, за счёт несовпадения центра тяжести пояса лонжерона с габаритными разме­рами.

Можно принять . Потребная площадь сечения растянутого поя­са любого пояса 1-го лонжерона находящегося из равенства: [5]


(28)


По значениям найденных площадей выбирают так и размеры прессованных профилей .

Необходимая площадь сечения стрингеров определяется по формуле: [5]


(29)


де число стрингеров в растянутой зоне крыла;

разрушающее напряжение материала стрингера. При определении нормальных сил , воспринимаемых поясами лонжеронов можно воспользоваться формулой: [5]


(30)


Усилие, приходящееся на обшивку определяется по формуле: [5]


(31)


где расстояние между передним и задним лонжероном;

редукционный коэффициент, значение которого можно взять из таблиц.

Значения в растянутой зоне


Таблица10

1,0

1,0-1,5

2,0

0,6-0,7

0,85-0,9

1,0


По найденной площади стрингера подбираются тип и размеры профиля по каталогу стандартных профилей.

Выбираем профиль ПК2-220


Таблица 11

H

B

б1

б2

F

25

18

2

1,5

0,7


Рис.6


3.2.2 Подбор поясов лонжеронов и стрингеров в сжатой зоне. Принимаем, что в сжатой зоне площади сечений стрингера и рас­стояния между ними такие же, как и в растянутой зоне. В этом случае расчет сжатой зоны сводится к подбору поясов лонжеронов.

Потребные площади сечений поясов вычисляем по следующей фор­муле: [5]


(31)

(32)


В качестве разрушающего напряжения сжатого пояса лонжерона можно взять временное сопротивление материала, если они достаточно массивны. Если же пояса лонжеронов выполнены из профилей недостаточно большого сечения, то разрушающие напряжения принимаются равными критическим напряжениям местной потери устойчивости, которые определяются только при известной форме и размерах сечения. Поэтому первом приближении принимаем форму и размеры пояса как для растяну той зоны и определяем для этого пояса критические напряжения местной потери устойчивости. Если критические напряжения меньше, чем то необходимо увеличить площади поясов и определить критические напряжения для нового профиля, затем определить несущую способность поясов и сравнить с несущей способностью растянутой зоны. Должно быть со блюдено условие:



После чего делается проверка на устойчивость: [5]


(33)


Если это условие не выполняется, то следует увеличить сечения поя сов, или стрингеров, или количество стрингеров.

приведенная площадь стрингера с присоединенной к нему обшивкой:

Приведенная ширина обшивки определяется по формуле: [5]

(34)

расстояние между стрингерами;

редукционный коэффициент:


(35)


Критические напряжения в обшивке можно вычислить:


(36)


Величина берется равной минимальному критическому напря­жению местной или общей потери устойчивости стрингера.

В первом приближении приведенную ширину обшивки можно при­нять равной:


3.3 Определение толщин стенок лонжеронов


Толщина стенок лонжеронов определяется из расчета на сдвиг от изгиба, при условии, что перерезывающая сила воспринимается только стенками лонжеронов.

Перерезывающая сила перераспределяется пропорционально их изгибной жесткости: [5]


(37)

где перерезывающая сила в расчетном сечении. Тогда толщина стенки i-го лонжерона: [5]


(38)


Принимаем стандартную толщину 0.5 (мм)

можно принять равным .

После определения стандартной толщины стенки , необходимо провести проверку на устойчивость при работе на сдвиг: [5]


(39)


величина критического напряжения стенки при сдвиге. Если стенка заднего лонжерона окажется тоньше обшивки, то необ­ходимо принять толщину стенки этого лонжерона равной толщине обшивки, так как эта стенка входит в контур воспринимающий крутящий момент. Это касается и стенки 1-го лонжерона, если в конструкции заложен неработающий носок.



4. ВЫБОР И РАСЧЕТ КРОНШТЕЙНА


4.1 Определение диаметра болта [7]


Рис. 7


(40)

(41)


Принимаем


(42)

Запас прочности


4.2 Определяем геометрические параметры проушины [7]


(43)

(44)

(45)

Принимаем (46)


Определяем радиус проушины при условии прочности на срез. [7]


(47)

(48)

(49)


Из условия прочности на разрыв: [7]


(50)

Принимаем

Определяем высоту стенки проушины [7]


(51)


4.3 Определяем геометрические параметры корпуса кронштейна [7]


(52)

(53)


Принимаем


(54)


Проверочный расчет на местную устойчивость. Материал стенки и полки Д16Т. [7]

(55)

(56)

(57)

(58)


Пояса нагружены усилиями: [7]


(59)

(60)

(61)


Запас прочности на устойчивость: [7]


(62)


4.4 Расчёт крепления кронштейнов


В общем случае на кронштейн действует сила Р с тремя составляющими РХ, РY, PZ. Для определения усилий действующих на крепёж рассматривается действие каждой составляющей отдельно, а результат суммируется.

Сила РХ переносится в центр жёсткости, болтов работающих на отрыв и распределяется между болтами пропорционально их жёсткости на растяжение. В определении центра жёсткости в этом случае могут не участвовать болты, работающие на срез и на срез-отрыв, которые исключают запас прочности из работы болтового соединения после анализа в каждом конкретном случае нагружения. Сила РХ распределится по формуле [7]


(63)


Опрокидывающий момент MZ определяется двумя силовыми факторами

– от эксцентриситета силы РХ относительно центра жёсткости болтов;

– от силы РY на плече L


(64)


опрокидывающий момент относительно линии упора параллельной оси Z.

hi – расстояние от оси болта до линии упора.

Опрокидывающие моменты MZ, MY стремятся развернуть кронштейн относительно линии упора или линии опрокидывания.

В вариантах достаточно жёстких конструкций участвующих в болтовом соединении (жёсткий кронштейн и жёсткая опора) линии опрокидывания проходят по кромкам подошвы кронштейна, как показано на рис. 1. В случае очень жёсткого кронштейна линия опрокидывания может проходить через центр жёсткости болтов опоры, через которую опрокидывается кронштейн.

Опрокидывающий момент распределится между болтами пропорционально произведению жёсткости растяжения линии опрокидывания наиболее распространённый в силу достаточной жёсткости конструкций. [7]

(64) (65)


Опрокидывающий момент MY возникающий от силы РZ на плече L распределится между болтами (работающими на отрыв) аналогично моменту MZ . [7]


(66)


- опрокидывающий момент относительно линии упора параллельной оси Y

Суммарное расчётное усилие отрыва болта определяется из выражения: [7]


(67)


Сила РХ чаще распределяется между болтами в силу большой статической неопределимости с учётом коэффициентов неравномерности КН=1,1…1,2…1,25…1,5

Величина коэффициентов неравномерности должна выбираться в каждом отдельном случае особо.

Далее вычисляется коэффициент запаса прочности болта, работающего на отрыв [7]

(68)


где - разрушающее усилие болта на разрыв, берётся по соответствующим таблицам

При перенесении сил РY и РZ в центр жёсткости болтового соединения получаем не только опрокидывающие моменты МY и МZ но и срез по направлениям действия этих составляющих.

В этом случае, когда один и тот же болт по главной части одновременно работает на отрыв и сдвиг (или сдвигом нельзя пренебречь), коэффициент запаса прочности определяют по формуле: [7]


(69)



ЗАКЛЮЧЕНИЕ


В курсовом проекте был спроектирован самолёт на основе прототипа С-80:

определены воздушные и массовые силы, воздушная нагрузка, толщины стенок лонжеронов, диаметры болта, геометрические параметры проушины, корпуса кронштейна.

Построены поляра профиля, эпюры перерезывающих сил и изгибающих, крутящих моментов.


ПРИЛОЖЕНИЕ



СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАНОЙ ЛИТЕРАТУРЫ


  1. Анурьев В.И. Справочник конструктора-машиностроителя М.: Машиностроение, 1967

  2. Егерь С.М. Проектирование Самолётов. М.: Машиностроение, 1983

  3. Житомирский Г.И. Конструкция самолётов М.: Машиностроение, 1991

  4. Мамет О.П. Краткий справочник конструктора-машиностроителя М.: Машиностроение, 1964

  5. Матвеев Е.Н. Расчёт нестреловидного крыла. Учебное пособие. Ульяновск.: УлГТУ, 1998.

  6. Московский Международный Авиационно-Космический Салон. М.

«Афрус», 1995

  1. Чернов А.А Конструкция и проектирование летательных аппаратов Ульяновск.: УлГТУ, 1998


30



1Авиация и космонавтика
2Архитектура и строительство
3Астрономия
 
4Безопасность жизнедеятельности
5Биология
 
6Военная кафедра, гражданская оборона
 
7География, экономическая география
8Геология и геодезия
9Государственное регулирование и налоги
 
10Естествознание
 
11Журналистика
 
12Законодательство и право
13Адвокатура
14Административное право
15Арбитражное процессуальное право
16Банковское право
17Государство и право
18Гражданское право и процесс
19Жилищное право
20Законодательство зарубежных стран
21Земельное право
22Конституционное право
23Конституционное право зарубежных стран
24Международное право
25Муниципальное право
26Налоговое право
27Римское право
28Семейное право
29Таможенное право
30Трудовое право
31Уголовное право и процесс
32Финансовое право
33Хозяйственное право
34Экологическое право
35Юриспруденция
36Иностранные языки
37Информатика, информационные технологии
38Базы данных
39Компьютерные сети
40Программирование
41Искусство и культура
42Краеведение
43Культурология
44Музыка
45История
46Биографии
47Историческая личность
 
48Литература
 
49Маркетинг и реклама
50Математика
51Медицина и здоровье
52Менеджмент
53Антикризисное управление
54Делопроизводство и документооборот
55Логистика
 
56Педагогика
57Политология
58Правоохранительные органы
59Криминалистика и криминология
60Прочее
61Психология
62Юридическая психология
 
63Радиоэлектроника
64Религия
 
65Сельское хозяйство и землепользование
66Социология
67Страхование
 
68Технологии
69Материаловедение
70Машиностроение
71Металлургия
72Транспорт
73Туризм
 
74Физика
75Физкультура и спорт
76Философия
 
77Химия
 
78Экология, охрана природы
79Экономика и финансы
80Анализ хозяйственной деятельности
81Банковское дело и кредитование
82Биржевое дело
83Бухгалтерский учет и аудит
84История экономических учений
85Международные отношения
86Предпринимательство, бизнес, микроэкономика
87Финансы
88Ценные бумаги и фондовый рынок
89Экономика предприятия
90Экономико-математическое моделирование
91Экономическая теория

 Анекдоты - это почти как рефераты, только короткие и смешные Следующий
С вас требуют взятку? Не дай себя обмануть! Установи новое приложение Яндекс.Взятка и узнай кому и сколько давать.
Anekdot.ru

Узнайте стоимость курсовой, диплома, реферата на заказ.

Обратите внимание, реферат по транспорту "Проектирование агрегатов самолёта", также как и все другие рефераты, курсовые, дипломные и другие работы вы можете скачать бесплатно.

Смотрите также:


Банк рефератов - РефератБанк.ру
© РефератБанк, 2002 - 2017
Рейтинг@Mail.ru