Пассажирский самолёт BOEING 747-400 (стр. 1 из 6)

Министерство общего и профессионального образования

Российской Федерации

Самарский государственный аэрокосмический университет

имени академика С. П. Королёва

Кафедра прочности летательных аппаратов

Пассажирский самолёт BOEING 747-400

Пояснительная записка к курсовому проекту

Студент А. А. Парамончев

Группа 1401

Руководитель проекта Ю. Л. Тарасов

2008

Задание

Реферат

Содержание

Введение

1 Определение геометрии сечений основных силовых элементов конструкции крыла.

Цель расчёта – определение геометрических характеристик сечений основных элементов силовой схемы крыла (площадей сечений стрингеров, толщины обшивки и стенок лонжеронов) с учётом ограничений по их прочности и устойчивости.

Максимальное число Маха полёта самолёта - прототипа на высоте

- .

Определению подлежит максимальная скорость полёта самолёта – прототипа:

, (1)

где

- скорость звука на высоте .

Значение предельного скоростного напора может быть определено из выражения:

, (2)

где

- плотность воздуха на высоте ;

- предельная скорость, которая фиксируется в конце отвесного пикирования, соответствующая величине .

Эта скорость, согласно рекомендациям, предложенным в /1/, может быть определена из выражения:

. (3)

Тогда согласно формуле (2):

. (4)

Число Маха, соответствующее скорости

, определится из выражения:

. (5)

1.1 Геометрические параметры крыла.

Согласно заданию, крыло имеет следующие геометрические характеристики:

размер концевой хорды крыла:

,

размер корневой хорды крыла:

,

размер размаха крыла:

,

площадь крыла:

, (6)

относительное удлинение крыла:

, (7)

относительное сужение крыла:

. (8)

Согласно заданию расчётное сечение крыла соответствует координате

. Величина хорды крыла в этом сечении может быть определены согласно формуле:

, (9)

где

- относительная координата, которая может быть определена по формуле:

. (10)

Толщины крыла в концевом и корневом сечениях определятся из выражений:

, (11)

. (12)

Толщина крыла в сечении

может быть найдена из выражения:

. (13)

С учётом выражений (9) и (13) будет построен профиль крыла в расчётном сечении (см. приложение 1). Координаты эпюрного профиля

и приведены в задании.

Координаты профиля крыла в расчётном сечении могут быть определены из выражений:

, (14)

. (15)

1.2 Определение конструктивно – силовой схемы крыла.

Ввиду того, что масса конструкции крыла самолёта превышает 20…25 т. (то есть выходит из области рационального использования лонжеронной КСС), в качестве КСС крыла будет принята моноблочная силовая схема с тремя лонжеронами.

Стенки лонжеронов в расчётном сечении крыла будут расположены, соответственно, на расстояниях от носка профиля:

, (16)

, (17)

. (18)

Высоты стенок в этом случае могут быть приближенно приравненными к толщине крыла на соответствующих расстояниях от носка профиля крыла:

, (19)

, (20)

, (21)

где величины

, и могут быть определены графически (см. приложение 1) или по формуле:

. (22)

Шаг стрингеров принимается согласно рекомендациям, предложенным в /1/,

, а расстояние между нервюрами .

1.3 Определение перерезывающих сил, изгибающих и крутящих моментов.

Для подбора силовых элементов конструкции крыла в расчётном сечении необходимы значения перерезывающих сил, изгибающих и крутящих моментов в этом сечении.

1.3.1 Построение эпюр погонных нагрузок, перерезывающих сил и изгибающих моментов для нестреловидного крыла большого удлинения.

Определение интенсивности нормальной расчётной нагрузки производится по формуле:

, (23)

где

- расчётное значение вертикальной составляющей интенсивности ;

- расчётное значение горизонтальной составляющей интенсивности ;

- угол атаки, соответствующий расчётному случаю А’.

Зависимость интенсивностей

от определится из выражения:

. (24)

Тогда уравнение (32) может быть приведено к виду:

, (25)

где

- угол между векторами интенсивностей и ;

- интенсивность распределённой воздушной нагрузки.

При этом для расчётного случая A’ произведение

, ввиду чего последнее выражение может быть преобразовано к виду:

(26)

Величина

может быть определена согласно формуле:

(27)

где

- теоретический коэффициент безопасности в расчётном случае A’;

- эксплуатационное максимальное значение перегрузки;

- полётная масса самолёта;