Содержание
Содержание. 1
Практическая работа № 5. 2
Расчет сечений и узлов крепления крыла на прочность. 7
Заключение о прочности крыла. 11
Вывод. 12
Использованые источники: 13
Практическая работа № 6. 14
Общие сведения о крыле самолета Миг-15. 15
Эскиз крыла самолета Миг-15. 16
Описание конструкции. 17
Вывод: 22
Использованные источники: 23
Практическая работа №7. 24
Общие о крыле самолета ИЛ-28. 25
Эскиз крыла самолета ИЛ-28. 26
Описание конструкции механизации крыла самолета ИЛ-28. 27
Вывод: 28
использованные источники: 29
Практическая работа № 8. 30
Общие сведения о носовой части вертолета МИ-8. 31
Эскиз носовой части МИ-8. 33
Описание конструкции центральной части фюзеляжа вертолета МИ-8. 34
Вывод: 38
Использованные источники: 39
Практическая работа № 5.
Тема: Расчет сечений и узлов крепления крыла на прочность
Цель: Произвести расчеты сечений и узлов крепления крыла на прочность.
Методическое пособие: МУ6.
Оборудование: Крыло самолета АН-148
Порядок выполнения:
1.Геометрические данные крыла самолета АН-148
2.Эскиз крыла самолета АН-148
3.Расчет сечений и узлов крепления крыла на прочность.
4. Вывод
5.Использованые источники
Геометрические данные крыла самолета АН-148
–площадь стреловидного крыла;
- удлинение стреловидного крыла;
- размах стреловидного крыла;
- сужение стреловидного крыла;
- корневая хорда крыла;
- концевая хорда крыла;
- 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)
. Тогда 
.
Найдем относительную координату линии центров давления. Для этого определим коэффициент подъемной силы 
для расчетного случая А.
- взлетный вес данного самолета;
- плотность воздуха на высоте Н = 0 км;
- крейсерская скорость самолета
([ 
] = кг),
- скорость пикирования,
,
.
Тогда: Сх = 0,013; Сд = 0,339; α0 = 2о
Лонжероны в крыле располагаем:
-передний лонжерон на расстоянии 15% хорды от носка крыла;
-задний лонжерон на расстоянии 75% хорды от носка крыла (рис. 5).
В расчетном сечении (
) высота переднего лонжерона 
, заднего- 
.
Эскиз крыла самолета АН-148
Расчет сечений и узлов крепления крыла на прочность
В проектировочном расчете необходимо подобрать силовые элементы поперечного сечения крыла: лонжероны, стрингеры и обшивку. Подберем материалы для продольных элементов сечения крыла и занесем их механические характеристики в таблицу 4.
Таблица 4
Шаг стрингеров 
находят из условия получения волнистости поверхности крыла не выше определенного значения. Величина должна удовлетворять неравенству
.
Здесь 
и 
– давление в горизонтальном полете на нижней и верхней поверхностях крыла;
– коэффициент Пуансона, для дюраля 
;
– модуль упругости первого рода материала обшивки.
Приближенно величины 
и 
считаем равными
,
.
Параметр 
является относительным прогибом, рекомендуемое значение которого не более 
.
Задаваясь шагом стрингеров, найдём толщину обшивки, удовлетворяя неравенство (табл. 5).
Таблица 5.
По соображениям прочности увеличим толщину обшивки, приняв
δсж = 5(мм), δр = 4(мм), 
Определим количество стрингеров на верхней и на нижней частях поперечного сечения: 
. (рис. 10)
Рис. 10
Нагрузки, воспринимаемые панелями будут равны
где
Нагрузка, воспринимаемая панелью может быть представлена
Центр жесткости – это точка, относительно которой происходит закручивание контура поперечного сечения, либо это точка, при приложении поперечной силы в которой закручивание контура не происходит. В соответствии с этими двумя определениями существуют 2 метода расчета положения центра жесткости: метод фиктивной силы метод фиктивного момента. Так как проверочный расчет на касательные напряжения проведен, и эпюра суммарных ПКУ построена, то для расчета центра жесткости сечения используем метод фиктивного момента.
Определяем относительный угол закручивания 1го контура. Эпюра qS - известна.
В соответствии с формулой Мора к первому контуру прикладываем единичный момент:
Тогда: 
.
Так как обшивка самостоятельно не работает на нормальные напряжения, эпюра 
меняется скачком на каждом продольном элементе, оставаясь постоянной между элементами, то от интеграла перейдем к сумме
Определяем относительный угол закручивания сечения крыла при приложении к нему момента М = 1 ко всему контуру. Неизвестными являются q01 q02, для их определения запишем два уравнения: уравнение равновесия относительно т.А (нижний пояс переднего лонжерона) и уравнение равенства относительных углов закручивания первого и второго контуров (аналог ур-я совместности деформации).
где 
- удвоенные площади контуров.
Для расчета относительных углов воспользуемся формулой Мора. Прикладывая к каждому контуру единичный момент
Таким образом, уравнения для расчета неизвестных 
и 
примут вид
Решая которые, находим
После нахождения `М1 и`М2, определяем относительный угол закручивания первого контура, от приложения к сечению единичного момента:
Определяем величину крутящего момента в сечении крыла от действующих нагрузок. Поскольку деформирование линейно, угол закручивания прямо пропорционален величине Мкр, тогда:
кНм.
Определяем расстояние от поперечной силы до центра жесткости (рис. 21).
м.
Рис. 21
Заключение о прочности крыла
Исследуя коэффициенты избытка прочности, можно прийти к выводу, что конструкция прочна по всем продольным элементам в сжатой и растянутой зонах и в обшивке, так как величина 
>1, причем запас прочности составляет:
- для стрингерного набора 10 - 15%,
- для обшивки 3 – 10%.
На некоторых участках обшивка немного перегружена.
Пояса лонжеронов значительно недогружены.
Вывод
Я изучила геометрические данные крыла самолета Ан-148, и рассмотрела как производятся расчеты сечений и узлов крепления крыла на прочность.
Использованые источники:
1. https://www.bestreferat.ru/referat-191535.html
2. https://cnit.ssau.ru/virt_lab/
3. https://cnit.ssau.ru/virt_lab/.
Практическая работа № 6
Тема: Описание конструкции крыла самолета Миг-15
Цель: Изучить конструкцию крыла самолета Миг-15
Методическое пособие: МУ6
Оборудование: крыло самолета Миг-15
Порядок выполнения:
1.Общие сведения о крыле самолета Миг-15
2.Эскиз крыла самолета Миг-15
3.Описание конструкции
4.вывод
5.Использованые источники