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. 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)

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 .  

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. 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;

       - масса конструкции рыла;

       - местная хорда крыла;

       - часть хорды, занятая баком;

       - масса топлива, распределённая по всему размаху крыла;

       - часть площади крыла в плане, занятая топливом;

       - часть местной хорды крыла,  отведённой под топливный бак.

2. Определение потребного объёма топливного бака и способа размещения топлива в крыле.

 

   Потребный объём топливного бака может быть определён по формуле:

      ,   (28)

где  - плотность керосина. 

     В рамках проектировочного расчёта топливо может быть распределено по всему размаху крыла, при этом объём топливного бака определится из следующих соображений (см. рисунок 2).

     Площадь топливного бака в плане согласно рисунку 1 может быть определена по формуле:

      ,      (29)

где  и - размеры, определяющие торцевые части топливного бака. 

     Средняя высота топливного бака на полуразмахе  крыла может быть определена из выражения:

                              ,      (30)

где  и - высоты топливного бака соответственно в концевой и корневой части крыла.

   

     Рисунок 1 – К расчёту внутреннего объёма топливного бака. 
 

     Чтобы определить величины, входящие в формулу (40), можно воспользоваться выражением:

        (31)

и

      .  (32) 

Тогда согласно выражению (40):

     

      . (33) 

     Пусть топливо будет размещено между  стенками первого и третьего лонжеронов. Тогда значения величин и могут быть определены из следующих соотношений:

                 (34)

и

                               .   (35) 

Согласно выражению (39):

      .   (36) 

     Искомый объём топливного бака во всём крыле  определится из выражения:

      .   (37) 

     При сравнении результатов, полученных по формулам (38) и (47), делается вывод, что полученный бак может вмещать необходимое количество топлива, расположенного в крыле. 

Очевидно, что  отношение площади всего крыла в плане к площади крыла в плане, занятой топливом (см. рисунок 1), составит:

                                     .     (38)

3. Определение перерезывающих сил  и изгибающих моментов.

 

Согласно формуле (36), а также выводам, представленным в 1.3.2: 

      . (39) 

     Поперечные силы и изгибающих моментов в сечении крыла могут быть определены с помощью численного интегрирования по методу трапеций: 

     (40)

и     

,      (41) 

где       ,      (42)

                               ,     (43)

а сосредоточенное  усилие, действующее в сечении  крыла определится из выражения: 

                               ,      (44)

где  - масса груза, агрегата или топлива, расположенного на отсечённой части крыла.

Результаты вычислений сведены в таблицу 1. 

4. Определение крутящих моментов в сечении крыла.