К самолету, как летательному аппарату, предъявляются весьма сложные и разнообразные требования. Многие из этих требований являются противоречивыми, например, самолет должен иметь хорошие летные данные и одновременно с этим должен быть достаточно прочным в эксплуатации и иметь минимальную массу при относительно небольших миделях конструкций (крыла и т. д.).

Прочность конструкций является одним из основных факторов обеспечения безопасности полета любого летательного аппарата.

Непрерывный рост скорости и высоты полета самолетов оказывает решающее влияние на изменения их аэродинамической компоновки и конструктивно-силовых схем. Это влияние приводит к значительным изменениям формы в плане и толщины профилей крыла, формы и удлинения фюзеляжей. Все это требует дальнейшего развития и совершенствования методов расчета на прочность авиационных конструкций.

Современные методы расчета самолета на прочность в основном опираются на теорию расчета тонкостенных конструкций, разработанную советскими учеными В. Н. Беляевым, В. 3. Власовым, В. Ф. Болховитиновым, А. А. Уманским, A.M. Черемухиным, Л. И. Балабухом, С. Н. Каном, И.А.Свердловым, И. Ф. Образцовым и др.

Основная роль в разработке и внедрении практических методов расчета и испытаний самолетных конструкций принадлежит коллективам авиационных научно-исследовательских организаций и опытно-конструкторских бюро.

Силами этих организаций и ОКБ или под их руководством проведены обширные теоретические и экспериментальные исследования нагружений самолета в процессе эксплуатации, позволившие сформулировать основной для расчета на прочность документ «Нормы прочности самолетов».

Целью проектировочного расчета является подбор геометрических размеров крыла, площадей отдельных элементов крыла (площади стрингеров, поясов лонжерона, толщины обшивки и стенки лонжерона), исходя из предельных нагрузок на конструкцию.

Для проверки правильности результатов проектировочного расчета проводится проверочный (поверочный) расчет. Целью поверочного расчета является определение напряжений в сечениях элементов конструкции и сравнение их с разрушающими напряжениями, а также определение запаса прочности конструкции в целом и ее элементов.

Объектом курсового проектирования является крыло самолёта Су-26 согласно таблицы 1 [1] вариант № 7.

Курсовой проект состоит из введения, расчетной части, списка литературы, приложений и комплекта чертежей.

1. Техническое описание конструкции самолета «Су-26»

Самолет Су-26 (Рисунок 1,2) - одноместный спортивно-пилотажный самолет для акробатического пилотажа. Данный самолёт по аэродинамическим характеристикам относится к нормальной (классической) схеме. Для этой схемы характерным является расположение горизонтального оперения за крылом.

Большая тяговооруженность в сочетании с оптимальной нагрузкой на крыло и отличной управляемостью позволяет выполнять на нем комплексы фигур высшего пилотажа любой сложности.

Самолет создан в конструкторском бюро имени П.0.Сухого специально для тренировок и участия в международных соревнованиях летчиков-спортсменов экстра-класса.

Самолет проектировался с учетом требований соревнований мирового уровня и обладает характеристиками, достаточными для наиболее полного проявления мастерства спортсмена:

· тяговооруженность самолета такова, что дает возможность выполнять пилотаж без потери высоты, обеспечивает большую скороподъемность, хорошие разгонные характеристики и выполнение фигур пилотажа при наборе высоты и на вертикали;

· эффективность элеронов обеспечивает высокую угловую скорость крена, четкую фиксацию и выполнение многократных вращений;

· небольшие нагрузки на органы управления способствуют чистоте и четкости фигур пилотажа, делают самолет легким и удобным в пилотировании;

· необычайно высокая прочность конструкции в сочетании с наклоном сиденья летчика под углом 45° позволяет выполнять пилотаж с перегрузками +I2/-I0;

· руговой обзор через фонарь и прозрачные боковые и нижние панели фюзеляжа позволяет пилоту свободно ориентироваться при любых эволюциях самолета.

Самолет Су-26 - свободнонесущий моноплан со среднерасположенным крылом и неубирающимся шасси рессорного типа с хвостовым колесом.

Конструкция самолета выполнена из современных композиционных материалов - углепластиков, органопластиков, а также из традиционных материалов - стали и титановых сплавов. Доля веса композиционных материалов в конструкции превышает 50 %.

На самолете установлен поршневой двигатель М-14П воздушного охлаждения мощностью 360 л.с. с винтом изменяемого шага. Самолет имеет необходимое пилотажно-навигационное оборудование.

Достоинствами самолета являются простота обслуживания, надежность узлов, агрегатов и систем.

Мягкая амортизация рессорного шасси, низкое давление в пневматиках колес, небольшая взлетно-посадочная дистанция позволяют эксплуатировать самолет на аэродромах ограниченных размеров и без искусственного покрытия.

Для увеличения дальности полета на самолет может быть установлен подвесной топливный бак. Самолет оснащен автоматическим воздушным винтом В-530ТА-Д35 производства СССР.

Рисунок 1 Общий вид самолета

Рисунок 2 Общий вид самолета

Таблица 1 – Расчетные массы

Характеристика массы	Вариант
Характеристика массы	стандартный	перегоночный
Максимальная взлетная масса, кг Масса пустого самолета, кг Масса полной нагрузки, кг: · Пилот · Топливо · Масло Максимальная посадочная масса, кг Нормальная посадочная масса, кг	832 679 153 90 45 9 832 792	961 697 264 90 150 15 961 811

ПРИМЕЧАНИЯ:

1. В перегоночном варианте на самолет устанавливается дополнительный топливный бак емкостью 139,5 л (105 кг).

2. Аэронавигационный остаток топлива 7 % от варианта заправки, остаток масла 5 кг.

3. Объем невырабатываемого топлива 2 л.

4. Допуск на массу пустого самолета ±3 %.

Таблица 2 – Геометрические данные

Наименование параметров	Числовое значение
1. Длина 2. Высота на стоянке (с винтом): а) Максимальная б) Минимальная 3. Высота при установке на подъемники 4. Минимальное расстояние от винта до земли на стоянке 5. Минимальное расстояние от винта до земли при взлете 6. Минимальный радиус разворота при рулении (по наружному концу крыла)	6,830 м 2,82 м 2,27 м 2,95 м 0,46 м 0,255 м 4,5 м
Фюзеляж 1. Максимальный диаметр 2. Максимальная ширина кабины 3. Объем кабины 4. Наклон кресла пилота	1,0 м 0,82 м 2,1 м³ 45°
Крыло 1. Размах 2. Геометрическая площадь 3. Средняя аэродинамическая хорда 4. Сужение 5. Удлинение 6. Угол стреловидности по линии 0,25 хорд 7. Угол установки	7,8 м 11,83 м² 1,567 м 1,91 5,2 0° 0°
8. Угол поперечного V 9. Площадь элеронов 10. Углы отклонения элеронов	0° 2,32 м² ±25°
ертикальное оперение 1. Высота 2. Площадь 3. Площадь руля направления 4. Углы отклонения руля направления	1,49 м 1,18 м² 0,87 м² ±32°
Горизонтальное оперение 1. Высота 2. Площадь 3. Площадь руля направления 4. Углы отклонения руля направления	2,9 м 2,54 м² 1,56 м² ± 25°
Шасси 1. Колея на стоянке 2. База на стоянке 3. Размеры колес основных опор 4. Размеры хвостового колеса	2,4 м 4,94 м 0,400×0,150 м 0,200×0,080 м

Таблица 3 – Летные данные

Наименование параметров

Числовое значение

1. Диапазон высот пилотажа 2. Максимальная скорость горизонтального полета у земли при стандартных условиях: а) На взлетном режиме работы двигателя б) На номинальном режиме работы двигателя 3. Взлетная скорость 4. Посадочная скорость 5. Длина разбега 6. Длина пробега 7. Максимальная скороподъемность у земли: а) На взлетном режиме работы двигателя б) На номинальном режиме работы двигателя 8. Максимальная эксплуатационная перегрузка: а) Положительная б) Отрицательная 9. Максимальная угловая скорость крена 10. Максимальная дальность полета на высоте 1000 м без выполнения пилотажа с дополнительным топливным баком и с 7 %-м остатком топлива после посадки 11. Продолжительность полета с выполнением пилотажа на высоте 1000 м с запасом топлива 60 л и с 7 %-м остатком топлива после посадки

0-4000 м 310 км/ч 290 км/ч 120 км/ч 115 км/ч 160 м 250 м 18 м/с 12 м/с +12 -10 6 рад/с 800 км 30 мин

Согласно классификации ICAO данный самолет «Су-26» относится к акробатической категории – самолеты с количеством посадочных мест не более 9, с максимальным взлетным весом G_o < 5700 кг и предназначенные для использования без ограничений.

Проектировочный расчет крыла самолёта на прочность Су-26 (стр. 1 из 7)

1. Техническое описание конструкции самолета «Су-26»