Размещено на http://www.allbest.ru/

1

Курсовая работа

Расчёт прочности элементов конструкции летательного аппарата с использованием ЭВМ

РЕФЕРАТ

Пояснительная записка: стр.93, рис.18, табл 11

ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ, СТРИНГЕР, ПОЯС, СТЕНКА, РЕСУРС, КРЫЛО, ОБШИВКА, ШАССИ, ОТВЕРСТИЕ, ФЮЗЕЛЯЖ, ГОНДОЛА ДВИГАТЕЛЯ, КОЛЕСО, НАПРЯЖЕНИЕ, ИЗГИБАЮЩИЙ МОМЕНТ, ПЕРЕРЕЗЫВАЮЩАЯ СИЛА, КРУТЯЩИЙ МОМЕНТ

В данной курсовой работе требуется рассмотреть методы расчёта прочности элементов конструкции летательного аппарата с использованием ЭВМ.

Содержание

• Введение
• 1.1Геометрические параметры крыла
• 1.2 Построение эпюр погонных нагрузок , перерезывающих сил и изгибающих моментов для случая А
• 1.3 Выбор конструктивно силовой схемы крыла
• 1.4 Подбор толщины обшивки, площади сечения стрингеров и поясов лонжеронов
• 1.5 Определение толщины стенок лонжеронов
• 2Поверочный расчёт
• 2.1 Поверочный расчёт проводится для случая А
• 2.2 Определение нормальных напряжений в элементах продольного набора крыла при изгибе с использованием метода редукционных коэффициентов
• 2.3 Определение касательных напряжений при простом изгибе крыла
• 2.4 Расчет величины перерезывающей силы с учетом конусности крыла
• 2.5 Определение положения центра жёсткости сечения крыла
• 2.6 Определение крутящего момента относительно центра тяжести сечения крыла
• 2.7 Определение касательных сил в сечении при свободном кручении крыла
• 2.8 Оценка прочности силовых элементов сечения крыла
• 3 Подбор параметров амортизационной системы и силовой расчёт шасси
• 3.1 Выбор схемы шасси, типа амортизатора и типа колеса
• 3.2 Расчет основных параметров амортизации и график изменения площади проходных отверстий в зависимости от хода поршня
• 3.3 Силовой расчет шасси и проверка прочности отдельных элементов стойки для заданного расчётного случая
• 4 Расчет фюзеляжа
• 4.1 Определение внешних нагрузок на фюзеляж от оперения
• 4.1.1 Уравновешивающие нагрузки горизонтального оперения
• 4.1.2 Маневренные нагрузки
• 4.1.3 Нагрузки на горизонтальное оперение при полете в неспокойном воздухе
• 4.1.4 Несимметричное нагружение горизонтального оперения
• 4.1.5 Определение внешних нагрузок на вертикальное оперение
• 4.1.6 Одновременное нагружение горизонтального и вертикального оперения
• 4.2 Уравновешивание самолета в вертикальной плоскости
• 4.2.1 Действие на горизонтальное оперение уравновешивающей и маневренной нагрузки
• 4.3 Уравновешивание самолета в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии самолета
• 4.4 Построение эпюр перерезывающих сил, изгибающих и крутящих моментов для фюзеляжа
• 4.5 Подбор сечений силовых элементов фюзеляжа
• 4.5.1 Определение толщины обшивки хвостовой части фюзеляжа
• 4.5.2 Погонные касательные силы в боковинах фюзеляжа
• 4.5.4 Погонные касательные силы при действии несимметричной нагрузки
• 4.5.5 Одновременное действие нагрузки на вертикальное и горизонтальное оперение
• 4.5.6 Подбор элементов продольного набора
• эпюра нагрузка лонжерон шасси крыло
• Введение

В данной курсовой работе требуется рассмотреть методы расчёта прочности элементов конструкции летательного аппарата с использованием ЭВМ. Целью данной курсовой работы является приобретение практических навыков в проведении прочностных расчётов элементов конструкции самолета, и закрепить умение эффективно использовать разработанные для ЭВМ программы по расчёту самолёта на прочность.

1.1 Геометрические параметры крыла

Для упрощения расчетов приводим данное крыло переменной стреловидности и непостоянного сужения к эквивалентному прямому крылу. По чертежу эквивалентного крыла найдем следующие геометрические параметры:

размах реального крыла ;

По чертежу найдем масштабный коэффициент

-размах эквивалентного крыла

центральная хорда;

толщина крыла в корневом сечении;

концевая хорда;

толщина крыла в концевом сечении;

площадь крыла;

удлинение крыла; сужение крыла;

1.2 Построение эпюр погонных нагрузок , перерезывающих сил и изгибающих моментов для случая А

Случай А- криволинейный полёт самолёта на углах атаки , соответствующих с перегрузкой . Скоростной напор определяется по формуле:

,

Этот случай соответствует выходу самолёта из пикирования или входу в «горку», а для тяжёлого самолёта - случаю полёта в болтанку.

Разобьем крыло на 12 сечений и для каждого сечения определим величину погонной нагрузки

, где

где - ускорение свободного падения;

- коэффициент безопасности для случая А;

перегрузка;

-масса самолета;

-масса крыла;

S- площадь крыла;

-величина хорды в i-м сечении.

Найденные значения занесем в таблицу-1(Приложение А)

При определении перерезывающей силы и изгибающего момента действующих на крыло воспользуемся методом численного интегрирования и получим следующие выражения:

,

,

где

,

,

,

-массовая сила каждого груза

- масса груза или агрегата, расположенного на отсечённой части крыла

где ,- значения изгибающих моментов и перерезывающей силы в сечениях крыла от сосредоточенных массовых сил, обусловленных наличием в крыле грузов , агрегатов и тд.

Найденные значения занесем в таблицу-2(Приложение А)

Построение эпюр крутящих моментов

В нашем случае используется моментный профиль, следовательно, расчёт будем про изводить для случая С - полёт самолёта при со скоростным напором и отклонёнными элеронами, по формулам:

,

для участка без элерона и

,

для участка с отклоненным элероном. В этих выражениях коэффициент момента профиля крыла при нулевой подъемной силе, взятый с учётом сжимаемости; - приращение коэффициента момента профиля обусловленное отклонением элерона на угол в градусах; - предельно допустимый скоростной напор.

Коэффициент определяется по формуле:

.

где - величина коэффициента момента профиля при нулевой подъемной силе без учёта сжимаемости берётся из профильной характеристики при ; - поправочный коэффициент зависящий от числа Маха определяется по графику (приложение 1.5 рисунок 1.3 [1]) для нашего случая когда .

Для определения приращения коэффициента используем формулу

,

где

,

- эффективный угол отклонения элерона

.

.

угол отклонения элерона определяется нормами следующим образом

,

.

- берётся из графика (приложение 1 рисунок 1.1 [1]) для нашего случая, когда элерон составляет 30% хорды крыла, получим.

Величину крутящего момента в сечениях крыла можно вычислить по формуле:

,

.

Результаты вычислений, сведём в таблицу-3 и представим в виде эпюр, (смотри приложение А).

1.3 Выбор конструктивно силовой схемы крыла

Так как крыло высоко нагруженное принимаем кессонную конструкцию крыла с двумя лонжеронами.. Первый лонжерон будет расположен на 25% второй на 65% хорды крыла. Стрингеры идут с шагом 100мм , шаг нервюр примем 300мм.

Проанализировав нагрузки действующие на крыло, выберем расчетное сечение, находящееся на 0,31 полуразмаха .

-расчетная хорда

-расчетная толщина профиля

Вычертим профиль с масштабом:



расстояние между лонжеронами

Определим количество стрингеров, необходимых для устойчивой работы панели:

1.4 Подбор толщины обшивки, площади сечения стрингеров и поясов лонжеронов

Определим толщину для моноблочного крыла:

,

где расстояние между лонжеронами

нормальная сила,

число лонжеронов крыла,

,

коэффициент учитывающий форму сечения,

напряжение для растянутой зоны,

Для растянутой зоны принимаем толщину обшивки:



тогда потребная площадь стрингера будет равна

примем профиль Пр-100 №42 с,, .

Для сжатой зоны

Примем

примем профиль Пр-100 №22 с ,, ..

Определим критическое напряжение для стрингера

,

-модуль упругости,

- ширина панели,

- толщина панели,

-коэффициент ,учитывающий опорные свойства стенки

Так для профиля Пр-100 №22

Полученное напряжение больше напряжения предела пропорциональности 270МПа, поэтому его надо уточнить :

;

.

Определим напряжение общей потери устойчивости:

 ,

где коэффициент, зависящий от условий заделки стрингера для приторцованного стрингера;

длина стрингера;

,

- момент инерции стрингера относительно оси x-x;

- площадь сечения стрингера;

;

Полученное напряжение больше напряжения предела пропорциональности 270МПа, поэтому его надо уточнить :

;

.

Уточняем напряжение

Примем

;

примем профиль Пр-307 №11 с,, ..

Определим критическое напряжение для стрингера

,

-модуль упругости,

- ширина панели,

- толщина панели,

-коэффициент ,учитывающий опорные свойства стенки



Полученное напряжение больше напряжения предела пропорциональности 270МПа, поэтому его надо уточнить :

;

.

Определим напряжение общей потери устойчивости:

,

где коэффициент ,зависящий от условий заделки стрингера для приторцованного стрингера;

длинна стрингера;

,

- момент инерции стрингера относительно оси x-x;

- площадь сечения стрингера;

;

Полученное напряжение больше напряжения предела пропорциональности 270МПа, поэтому его надо уточнить:

;

.

Примем

;



примем профиль Пр-307 №5 с,, ..

Определим критическое напряжение для стрингера

,

-модуль упругости,

- ширина панели,

- толщина панели,

-коэффициент ,учитывающий опорные свойства стенки

Полученное напряжение больше напряжения предела пропорциональности 270МПа, поэтому его надо уточнить :

;

.

Определим напряжение общей потери устойчивости:

,

где коэффициент, зависящий от условий заделки стрингера для приторцованного стрингера;

длина стрингера;

,

- момент инерции стрингера относительно оси x-x;

- площадь сечения стрингера;

;

Полученное напряжение больше напряжения предела пропорциональности 270МПа, поэтому его надо уточнить :

;

.

Примем

;

примем профиль Пр-307№11 с,, ..

Определим критическое напряжение для стрингера

,

-модуль упругости,

- ширина панели,

- толщина панели,

-коэффициент ,учитывающий опорные свойства стенки



Полученное напряжение больше напряжения предела пропорциональности 270МПа, поэтому его надо уточнить :

;

.

Определим напряжение общей потери устойчивости:

,

где коэффициент, зависящий от условий заделки стрингера для приторцованного стрингера;

длина стрингера;

,

- момент инерции стрингера относительно оси x-x;

- площадь сечения стрингера;

;

Полученное напряжение больше напряжения предела пропорциональности 270МПа, поэтому его надо уточнить:

;

.

Примем

Разница между составляем менее 15%, следовательно за расчетный вариант принимаем

Подбор поясов лонжеронов

Для растянутой зоны потребная площадь сечения поясов лонжерона определяется по формуле



Принимаем профиль Пр-207 №9

Определим критическое напряжение для пояса лонжерона

,

-модуль упругости,

- ширина панели,

- толщина панели,

-коэффициент ,учитывающий опорные свойства стенки

Полученное напряжение больше напряжения предела пропорциональности, поэтому его надо уточнить :

;

.

Принимаем профиль Пр-207 №9 . Таким образом, пояса лонжеронов в растянутой зоне будут иметь одинаковую площадь сечения и соответственно одинаковые критические напряжения.

Проведём проверку устойчивости растянутой зоны для случая Д:

,

Где -число стрингеров,

Для сжатой зоны площадь сечения пояса будет

Принимаем два профиля Пр-201 №2

Определим критическое напряжение

,

-модуль упругости,

- ширина панели,

- толщина панели,

-коэффициент ,учитывающий опорные свойства стенки

Полученное напряжение больше напряжения предела пропорциональности а, поэтому его надо уточнить :

;

.

Принимаем два профиля Пр-201 №2

,

Проведём проверку устойчивости сжатой зоны для случая А:

1.5 Определение толщины стенок лонжеронов

Распределим перерезывающую силу пропорционально изгибной жесткости лонжеронов:

,

,

где - средний угол сходимости поясов при виде крыла по полёту;

- средняя высота лонжеронов в расчётном сечении;

- перерезывающая сила с учётом конусности крыла,

,

Определим толщины стенок лонжеронов в первом приближении ,примем , тогда :

,

примем 1,5мм с учётом кручения

Определим критические напряжения потери устойчивости при сдвиге:

,

где

тогда:

,

не проходит,

Увеличим толщины стенок до

тогда:

,

проходит,

Определим критические напряжения при кручении:

,

Где - удвоенная площадь контура

Приложение А

Таблица1.-Определение величины погонной нагрузки

	Z	bi	qnbi	qnкрi	qbi-qnкрi
1	1,000	1,880	39727,140	4345,877	35381,263
2	0,990	1,950	41206,342	4507,691	36698,651
3	0,890	2,630	55575,733	6079,604	49496,129
4	0,780	3,300	69733,810	7628,401	62105,409
5	0,670	4,050	85582,403	9362,128	76220,275
6	0,570	4,730	99951,794	10934,041	89017,753
7	0,430	5,700	120449,308	13176,328	107272,980
8	0,310	6,450	136297,901	14910,056	121387,845
9	0,160	7,500	158485,932	17337,274	141148,658
10	0,000	8,550	180673,962	19764,492	160909,470

Таблица2.-Определение величины перерезывающей силы и изгибающего момента

	Z	qbi-qnкрi	(qn1+qn2)/2			Qn	(Qi1+Qi2)/2		Mi
1	1,00	35381,3				0,0			0,0
2	0,99	36698,7	36040,0	0,30	10812,0	10812,0	5406,0	1621,8	1621,8
3	0,89	49496,1	43097,4	2,63	113130,6	123942,6	67377,3	176865,4	178487,2
4	0,78	62105,4	55800,8	2,90	161543,2	285485,9	204714,2	592647,8	771135,0
5	0,67	76220,3	69162,8	2,85	197114,1	482600,0	384042,9	1094522,3	1865657,3
6	0,57	89017,8	82619,0	2,57	211917,8	694517,7	588558,8	1509653,4	3375310,7
7	0,43	107273,0	98145,4	3,68	360684,2	1055202,0	874859,8	3215109,9	6590420,7
8	0,31	121387,8	114330,4	3,15	360140,8	1415342,8	1235272,4	3891107,9	10481528,6
9	0,16	141148,7	131268,3	3,98	521791,3	1937134,1	1676238,4	6663047,7	17144576,3
10	0,00	160909,5	151029,1	4,35	656976,4	2594110,5	2265622,3	9855456,9	27000033,1

Таблица3.- Определение величины крутящего момента

	Z	mzi	bi	mzi без элерона	(mzi1+mzi2)/2			Mzi
1	1	-3811,44	1,88					0
2	0,99	-6544,999	1,95	-4100,6	-3955,9977	0,3	-1186,7993	-1186,79932
3	0,89	-11905,62	2,63		-9225,3077	2,625	-24216,433	-25403,2321
4	0,78	-18744,26	3,3	-11744	-15324,937	2,895	-44365,693	-69768,9254
5	0,67	-17688,19	4,05		-14715,897	2,85	-41940,308	-111709,233
6	0,57	-24126,58	4,73		-20907,385	2,565	-53627,443	-165336,676
7	0,43	-35036,7	5,7		-29581,636	3,675	-108712,51	-274049,19
8	0,31	-44863,47	6,45		-39950,083	3,15	-125842,76	-399891,951
9	0,16	-60659,1	7,5		-52761,284	3,975	-209726,11	-609618,056
10	0	-78832,57	8,55		-69745,832	4,35	-303394,37	-913012,427

Рисунок4.-Эпюра погонной нагрузки



Рисунок5.-Эпюра перерезывающей силы

Рисунок6.-Эпюра изгибающего момента

Рисунок7.-Эпюра погонного крутящего момента



Рисунок8.-Эпюра крутящего момента

2 Поверочный расчёт

2.1 Поверочный расчёт проводится для случая А.

Определим погонную аэродинамическую нагрузку с учётом циркуляции по формуле:

,

где относительная циркуляция с учётом влияния фюзеляжа, гондол двигателей и стреловидности;

Интенсивность нагрузок от массы конструкции крыла определяется по формулам

Интенсивность нагрузки от массы топлива определяется формулой:

.

Построение эпюр перерезывающей силы и изгибающих моментов

Крыло рассматривается как консольная балка нагруженная распределённой нагрузкой :

и сосредоточенными силами. Для определения перерезывающих сил изгибающих моментов используем как и в первоначальном расчёте методом числового интегрирования методом трапеций. Результаты расчёта сводим в таблицу смотри приложение Г.

2.2 Определение нормальных напряжений в элементах продольного набора крыла при изгибе с использованием метода редукционных коэффициентов

Разобьем силовую конструкцию крыла (смотри чертёж сечения приложение) на отдельных элементов при этом обшивка приводится к стрингеру.

- площадь стрингера,

- приведённая площадь сечения соответствующего участка обшивки.

В растянутой зоне редукционный коэффициент будет равен 1 так как толщина обшивки больше 2мм.

В сжатой зоне для обшивки определим редукционный коэффициент также как и в предыдущей части:

,

Определим приведённые площади сечений всех элементов:

Находим центр тяжести приведённого сечения в произвольной системе координат:

,

,

где - число стрингеров,

- координаты центров тяжести соответствующих элементов.

Вычисляем моменты инерции приведённого сечения относительно центральных осей :

,

,

,

где ,

.

Определяем направление главных осей инерции сечения:

,

Определяем моменты инерции приведённого сечения относительно главн6ых осей:

Определяем изгибающий момент в сечении относительно главных осей:

,

,

Определим нормальные напряжения для всех элементов приведённого сечения в нулевом приближении:

где

,

.

Находятся редукционные коэффициенты для сжатых и растянутых стрингеров в первом приближении:

,.

Расчёты сведены в таблицу приложение Д.

2.3 Определение касательных напряжений при простом изгибе крыла

Расчёт будем вести по участкам . Касательное напряжение действующее на участке будет определятся следующим образом:

- касательное напряжение на участке сечения в предположении, что в точках касательные усилия равны нулю (каждая из точек служит началом отсчёта дуг для соответствующего контура). - вспомогательные функции , значения которых для рассматриваемого сечения крыла приведены [1, рис2.6] .

Касательное напряжение в разомкнутом контуре определится по формуле:

-касательные усилия на участках берем из расчетов программы WINGST.

Неизвестные усилия в точках 1,2 определяются из системы уравнений:

,



где

,

,

.

редукционный коэффициент обшивки и стенок при работе их на сдвиг ();

- приведённая толщина обшивки и стенок при сдвиге;

- длинна элемента продольного набора ограниченного соседними элементами продольного набора.

Так как толщина обшивки больше двух миллиметров то коэффициент для стенок будет равен 2.9 , а для обшивки 2.62.

Доля перерезывающей силы, воспринимаемой обшивкой и стенками лонжеронов крыла , равна

,

.

где - число элементов продольного набора в сечении крыла;

- угол между осью i-го элемента продольного набора и плоскостью хорд.

Проверим эпюры Т на правильность:

,

,

, ()

где

,

.

Определим погрешность построения эпюр Т :

,



Проверка выполнена.

Результаты вычислений и эпюры касательных усилий представим в приложении Е

2.4 Расчет величины перерезывающей силы с учетом конусности крыла

Перерезывающей сила, воспринимаемой обшивкой и стенками лонжеронов крыла с учетом конусности, равна:

,

где

.

Здесь m-число элементов продольного набор в сечении крыла;

- угол между осью i-го элемента продольного набора и плоскостью хорд.

Результаты в таблице приложение Ж.

В результате получим перерезывающую силу с учетом конусности:

Н,

Н.

2.5 Определение положения центра жёсткости сечения крыла

Формула для определения координат центра жесткости сечения крыла имеет вид:

,

где

,

.

Определение величины и_ж производится на основании данных приложения Е

2.6 Определение крутящего момента относительно центра тяжести сечения крыла

Крутящий момент относительно оси жесткости крыла возникает от нормальных к хорде составляющих погонной воздушной нагрузки, от массовых сил крыла , от массовых сил топлива и агрегатов расположенных в крыле. Погонный крутящий момент в любом сечении определится равенством:

,

здесь

;

- расстояние от носка до центра давления, которое находится для заданного расчетного случая с помощью формулы:

-абсолютная величина производной без учета сжимаемости для профиля сечения - берется из профильной характеристики. Поправочный коэффициент определяется по значению числа Маха полета по [1, рис 1,3 в приложении 1.5].

Величина учитывается только для сечений, проходящих через отклоненный элерон.

При построении линии центров масс крыла можно принять х_м = (0,42...0,45)b(z).

Используя зависимость , получим крутящий момент в любом сечении относительно центра жесткости:

,

где - сосредоточенный момент от агрегата или груза:



С учетом стреловидности крыла:

.

Вычисления сводятся в таблицу Приложение З . На основании этих расчетов строятся эпюры _: и по размаху крыла приведённые также в приложении З.

2.7 Определение касательных сил в сечении при свободном кручении крыла

Здесь - относительный угол закручивания сечения крыла;

-удвоенные площади фигур, ограниченные первым, вторым, третьим и т. д. контурами;

- высота и редуцированная толщина стенки между контурами. Сумма в первом уравнении системы берется по первому, во втором - по второму. Решая систему уравнений получим:



Касательные усилия:

Т₁=32 Н/мм;

Т₂=-146,1 Н/мм.

Угол закручивания:

.

Определив значения Т^кр можно построить эпюру погонных касательных усилий при свободном кручении .

Суммарные значения касательных усилий в сечении крыла получим, складывая ранее найденные касательные усилия от простого изгиба Т^изг с усилиями от кручения Т^кр :

Строим эпюру суммарных касательных усилий результаты расчета оформляем в таблицу приложение И

2.8 Оценка прочности силовых элементов сечения крыла

Прочность силовых элементов сечения крыла определяется условиями прочности или коэффициентами избытка прочности .

Величина этих коэффициентов должна быть не меньше 1. Для элементов конструкции крыла, работающих на растяжение и сжатие при изгибе, величина коэффициентов избытка прочности определяется по формуле:

,

где - разрушающее напряжение для таких элементов конструкции, как пояс лонжерона, стрингер, панель обшивки;

- нормальные напряжения, величина которых найдена при расчете нормальных напряжений от изгиба крыла.

Для элементов крыла, работающих в условиях сдвига при изгибе и кручении крыла, величина находится по формуле:

.

Здесь- величина разрушающего напряжения для таких элементов конструкции крыла, как панель обшивки, стенки лонжерона;

- касательные напряжения, величина которых найдена при расчете крыла на сдвиг и кручение.

Результаты вычислений представляются в виде таблицы приложение К.

3 Подбор параметров амортизационной системы и силовой расчёт шасси

3.1 Выбор схемы шасси, типа амортизатора и типа колеса

Примем трёх опорную схему шасси с носовым колесом. Основные стойки балочной телескопической схемы с жидкостно-газовыми амортизаторами и пневматиками высокого давления. Исходные данные:

расчётный случай Еш

Зададим некоторые геометрические параметры:

База шасси

Вынос основных опор относительно центра тяжести

Высота опор

Определим стояночную нагрузку действующую на основные опоры шасси

Подбор колёс проводится по стояночной взлётной и посадочной нагрузкам.

Рст взл, Рст пос. должно выполнятся равенство Рст < Рст тах. Рст тах - максимальная стояночная нагрузка по каталогу для взлётной и посадочной массы. Для сохранения стояночного обжатия при взлётной массе устанавливают потребное давление в колесе.

Зная Р0 можно определить Рм.д.

Максимально допустимая работа при Р0

Полное обжатия п.о. пневматика

	Размер колеса
Данные по каталогу	1700550В	263000	0,13	160000	1,05	450000	0,3	61000	1000000	290	250
Данные по самолету		240250		171600	0,96	411429		55771			245

Для построения диаграммы обжатия колеса используем уравнение

.

Определим значения коэффициентов К.

Выписываем из каталога Рразр.рад. = 1000000, а значит РпрК < 0,5*Рразр.рад. = 0,5*1000000= 500000.

Рисунок 1 диаграмма обжатия колеса

3.2 Расчет основных параметров амортизации и график изменения площади проходных отверстий в зависимости от хода поршня

Подбор параметров жидкостно-газовой амортизации

Исходные данные для расчёта АЭ, которую воспринимать амортизатор + пневматик определяется по следующей формуле:

, где Vy2 определяется по формуле:

Определяется максимальная работа

Подбор параметров амортизатора ведём из условия поглощения максимальной работы при различных нагрузках, не превышающих РпрН = РпрК*Z, где Z - число колёс на одном столбе. Тогда работа, приходящаяся на одну стойку вычисляется по формуле:

Находим силу обжатия пневматика Р0 к моменту трогания поршня:

Определяем полный ход поршня

Находим функции трения в направляющих 0(S)

Значения а и b подбираются по конструктивным соображениям таким образом, чтобы при их подборе выполнялось следующее условие 0(S)<0,25. В итоге получаем следующие значения а и b: а = 0,725 м, b = 0,250 м, получим:

Определим приведённую длину газовой камеры. Для этого воспользуемся следующей формулой:



Определим площадь газового поршня по следующей формуле:

Определим начальный объём газовой камеры:

Определим площадь проходных отверстий по следующей формуле:

Smax - максимальный ход поршня;

dшт - внешний диаметр штока;

Dц - внутренний диаметр цилиндр;

Определим силу гидравлического сопротивления по формуле:



Построение диаграммы обжатия амортизатора

Известны только две ординаты этой диаграммы. В момент трогания поршня при S = 0 полная осевая сила в стойке равна

,

а в конце хода поршня при S = Sк

.

Между этими точками проводим кривую так, чтобы площадь, ограниченная кривой равнялась в масштабе Аамтах. Построенная кривая должна быть плавной и в конце хода поршня должна иметь наибольшую ординату. Полный ход поршня разбивается на ряд интервалов ДSi и находится скорость поршня

.

Определим скорость опускания центра масс самолёта по следующей формуле:

,

где ,

величины Qi-1 и Qi снимаются с диаграммы работы амортизатора, которая приведена приложение М.



- приращение работы пневматиков

;

- приращение величины опускания центра масс самолёта.

V0 - скорость опускания центра масс к моменту касания пневматиками земли.

ДUi = цвi*ДSi.

Все расчёты сводятся в таблицу приложение Л.

Построим на одном графике зависимости от хода поршня. Примерный вид этих графиков представлен приложение М.

3.3 Силовой расчет шасси и проверка прочности отдельных элементов стойки для заданного расчётного случая

Строим эпюры изгибающих моментов и перерезывающей силы приложение Н.



максимальные нагрузки возникают при совместном приложении сил во время взлёта

Определим максимальный изгибающий момент

Для оценки прочности шасси балочной схемы вычисляются значения напряжений в штоке, цилиндре.

Для штока

Для цилиндра

окружное напряжение

меридиональное напряжение от давления

меридиональное напряжение

4 Расчет фюзеляжа

Фюзеляж служит для размещения экипажа, пассажиров, грузов, оборудования, топлива и некоторых агрегатов. В силовом отношении фюзеляж является строительной балкой, к которой могут крепиться крыло, оперенье, шасси, двигатели.

Основными нагрузками фюзеляжа являются:

-силы, передающиеся от прикрепленных к нему частей самолета: крыла, оперения, силовой установки, шасси;

-силы от грузов и агрегатов, расположенных в фюзеляже, а также от массы конструкции самого фюзеляжа;

-аэродинамические силы разряжения и давления, распределенные по поверхности фюзеляжа;

-силы от избыточного давления в герметических отсеках.

Так как фюзеляж является строительной базой самолета, то его прочность следует рассматривать при всех расчетных случаях нагружения крыла, хвостового оперения и шасси. Целью расчета является:

-определение нагрузок в виде сил от грузов и агрегатов, расположенных в фюзеляже, с учетом сил, передающихся от прикрепленных к фюзеляжу частей самолета;

-динамическое уравновешивание самолета;

-выбор расчетного случая нагружения;

-построение эпюр силовых факторов по длине фюзеляжа;

-подбор толщины обшивки и размеров поперечных сечений продольных элементов.

4.1 Определение внешних нагрузок на фюзеляж от оперения

Рассмотрим нагрузки, передающиеся на фюзеляж со стороны горизонтального и вертикального оперения.

На горизонтальное оперение действуют:

а) уравновешивающие нагрузки;

б) маневренные нагрузки;

в) нагрузки при полете в неспокойном воздухе;

г) несимметричные нагрузки.

На вертикальное оперение действуют:

а) демпфирующие нагрузки;

б) маневренные нагрузки;

в) нагрузки при полете в неспокойном воздухе;

г) нагрузки в случае остановки двигателей, находящихся по одну сторону от плоскости симметрии самолета;

д) нагрузки при комбинированных случаях нагружения.

Необходимо рассмотреть также случаи одновременного нагружения горизонтального и вертикального оперения.

4.1.1 Уравновешивающие нагрузки горизонтального оперения

Уравновешивающие нагрузки определяются для расчетных случаев А, А, B, C, D, D по формуле:

,

где mzбГО = f(Cy) - коэффициент аэродинамического момента самолета без горизонтального оперения;

q - скоростной напор;

S - площадь крыла;

bA - средняя аэродинамическая хорда;

LГО - расстояние от центра массы самолета до оси шарниров горизонтального оперения.

Для самолета Боинг 767-200:

;

b_А = 5,926 м;

L_ГО = 21 м, где - коэффициент аэродинамического момента самолёта без горизонтального оперения. В расчёте скоростного напора используем максимальную скорость самолёта у земли. Для каждого случая находим скоростной напор, затем находим скорость, Мах. Нахождения по Маху и Суа -каждого полетного случая.

Результаты вычислений заносим в таблицу 4.1 .

4.1.2 Маневренные нагрузки

Маневренная нагрузка на горизонтальное оперение согласно Нормам прочности.

Маневренная нагрузка суммируется с уравновешивающей нагрузкой:

, .

Здесь к1 - коэффициент, задаваемый Нормами прочности;

nэmax - коэффициент максимальной эксплуатационной перегрузки.

Коэффициент безопасности f принимается в соответствии с рассматриваемым случаем.

Для второго случая маневренная нагрузка определяется по формуле:

,

S_ГО. = 54,68 м²- площадь горизонтального оперения.

Результаты вычислений заносим в таблицу 4.1

4.1.3 Нагрузки на горизонтальное оперение при полете в неспокойном воздухе

Нагрузка от воздействия неспокойного воздуха определяется по формуле

,

где Рэу - уравновешивающая нагрузка при горизонтальном полете у земли на максимальной скорости V0max = 0,9 Vmax при nэ = 1;

- дополнительная нагрузка от неспокойного воздуха, которая принимается по Нормам прочности равной , Н;

коэффициент безопасности f = 2.

Значение нагрузки от воздействия неспокойного воздуха также заносится в

таблицу 4.1.

4.1.4 Несимметричное нагружение горизонтального оперения

Несимметричное нагружение горизонтального оперения может иметь место в полете со скольжением или при отклонении руля направления. По Нормам прочности это нагружение рассматривается для случая наибольшей из уравновешивающих нагрузок, а также в обоих случаях маневренной нагрузки. Принимается, что нагрузка на одной половине горизонтального оперения равна нагрузке соответствующего случая симметричного нагружения, а на другой половине уменьшена с таким расчетом, чтобы момент Мэx, возникающий при этом относительно продольной оси самолета, равнялся величине

,

где l_ГО. - размах горизонтального оперения;

mx _ГО. - коэффициент, принимаемый по Нормам прочности.

Коэффициент безопасности f берется в соответствии рассматриваемым случаем. Уменьшенная нагрузка на одну половину горизонтального оперения не должна превышать 70 % исходной.

mx _ГО. = 0,025l_ГО = 18,6 м.

Тогда

Максимальной из рассчитанных нагрузок является случай С, значит, он является расчетным. Сводим все нагрузки, действующие на горизонтальное оперение в таблицу 4.1:

Таблица 4.1 - Нагрузки, действующие на вертикальное оперение

М х
280358,9

4.1.5 Определение внешних нагрузок на вертикальное оперение

Приведем расчетные формулы для определения нагрузок на вертикальное оперение.

Демпфирующая нагрузка:

,

но не более .

Маневренная нагрузка

,

но не более ,

где SВ.О. - площадь вертикального оперения.

Полет в неспокойном воздухе

Коэффициент = 1,3, (т. к. М=0,81),

V0max - максимальная скорость самолета у земли.

Для рассматриваемого самолета:

SВ.О. = 54 м2;

V0max = 216,8 м/с.

Эксплуатационная нагрузка на вертикальное оперение при остановке двигателей по одну сторону от плоскости симметрии самолета определяется из условия уравновешивания момента от тяги работающих двигателей.

Нагрузка в комбинированном случае нагружения находится путем суммирования нагрузки от остановки двигателей с маневренной нагрузкой или с половиной нагрузки от неспокойного воздуха. При этом тяга работающих двигателей принимается 0,67 ее максимального значения.

Для всех рассмотренных случаев нагружения вертикального оперения коэффициент безопасности f = 2.

Нагрузки, действующие на вертикальное оперение:

Демпфирующая нагрузка ,

не более , т. к. не проходит, поэтому принимаем маневренную нагрузку

Маневренная нагрузка ,

но не более , т. к. не проходит, поэтому принимаем маневренную нагрузку полет в неспокойном воздухе .

4.1.6 Одновременное нагружение горизонтального и вертикального оперения

Вероятность одновременного действия максимальных нагрузок на вертикальное и горизонтальное оперение мала, поэтому принимают, что на каждую из поверхностей действует только ѕ максимальной нагрузки, выявленной при их раздельном нагружении.

4.2 Уравновешивание самолета в вертикальной плоскости

Под уравновешиванием самолета понимается определение массовых сил, динамически уравновешивающих поверхностные силы и моменты, действующие на самолет.

Уравновешивание самолета производится для всех полетных и посадочных случаев нагружения.

Рассмотри уравновешивание самолета при нагружении в плоскости симметрии.

В самом общем случае массовая сила Рi, с которой масса действует на фюзеляж, определяется формулой

Таблица 4.2 - Расчет массовой силы Рэi для всех полетных случаев.

4.2.1 Действие на горизонтальное оперение второй маневренной нагрузки

Р^э_м= Р^э_м

Полагается, что эта нагрузка уравновешивается подъемной силой крыла Y^э_а, равной по величине нагрузке Р^э_м, но имеющей противоположное направление и приложенной в центре давления, совпадающем с центром массы самолета равны нулю.

Момент пары сил Р^э_мL_Г.О=- Y^э_аL_Г.О уравновешивается моментом инерционных сил вращательного движения

Перегрузка в любой точке самолета I будет обусловлена вращением самолета относительно оси z с ускорением , которое равно



Здесь xi - координата i-ой массы самолета;

iz - радиус инерции самолета относительно оси Z;

Величина перегрузки n_i^э находится по формуле

,

Таблица 4.3

4.3 Уравновешивание самолета в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии самолета

Нагрузки в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии, создают несимметричное нагружение самолета и фюзеляжа.

Несимметричным нагружение будет при действии нагрузок на вертикальное оперение, при одновременном нагружении горизонтального и вертикального оперения, при посадке с боковым ударом.

Уравновешивание самолета в этих случаях проводится так же, как и при действии сил в вертикальной плоскости (плоскости симметрии самолета). Равновесие достигается приложением массовых сил поступательного и вращательного движения. Допустимые упрощения приводятся в Нормах прочности.

4.4 Построение эпюр перерезывающих сил, изгибающих и крутящих моментов для фюзеляжа

При построении эпюр перерезывающих сил, изгибающих и крутящих моментов учтем действие сосредоточенных массовых сил от грузов и агрегатов, расположенных в фюзеляже и распределенных нагрузок от массы конструкции фюзеляжа. Расчетное значение массовых сил находится по известным перегрузкам nэi в i сечениях точках фюзеляжа:

,

здесь mai - масса груза или агрегата, расположенного в i-ом сечении фюзеляжа.

Для простоты построения перерезывающих сил и изгибающих моментов распределенные нагрузки от массы конструкции фюзеляжа заменим сосредоточенными силами. С этой целью разобьем фюзеляж на отсеки.

Массу конструкции отсека фюзеляжа, заключенного между соседними сечениями и с центром масс в точке сечений i, можно определить по формуле:

,

здесь mф - масса конструкции фюзеляжа;

Sф - площадь боковой проекции фюзеляжа;

Si - площадь боковой проекции i-го отсека, заключенного между соседними сечениями.

Величины Sф и Si находим по чертежу. Тогда массовую силу, действующую в i-ом сечении фюзеляжа или приложенную к точке i оси фюзеляжа, определим как

,

где mi=mai+mфi,

nэi - значение перегрузки в i-ом сечении фюзеляжа.

Найденные значения сил представлены в виде таблицы 4.4, которой воспользуемся для построения эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов.

Таблица 4.4 - таблица для построения эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов

При построении эпюр перерезывающих сил Qру и изгибающих моментов Мрz (рис. 4.3) будем рассматривать как балку, опирающуюся на лонжероны крыла, и к которой приложены массовые силы Ррi, а также нагрузки со стороны горизонтального оперения. Построение эпюр Qpz, Мру, и Мрx при нагружении фюзеляжа в горизонтальной плоскости проводится также. Схема нагружения фюзеляжа и эпюры показаны на рис. 4.4.

4.5 Подбор сечений силовых элементов фюзеляжа

Фюзеляж представляет собой тонкостенную конструкцию и состоит из каркаса и обшивки. Каркас образуется из продольного набора (стрингеров и лонжеронов) и поперечного набора (шпангоутов).

Продольный набор воспринимает нормальные напряжения при изгибе фюзеляжа в двух плоскостях, а обшивка - касательные напряжения сдвига при изгибе и кручении фюзеляжа.

Расчетная схема сечения стрингерного отсека фюзеляжа кругового сечения. Принято в сечении фюзеляжа различать своды и боковины.

4.5.1 Определение толщины обшивки хвостовой части фюзеляжа

Толщина обшивки боковин и сводов фюзеляжа в расчетном сечении определяется из соотношения

,

где - разрушающее касательное напряжение обшивки, принимаемое равным

,

где Т - расчетное погонное касательное усилие в боковинах или сводах фюзеляжа;

- временное сопротивление материала обшивки.

Для определения расчетного погонного касательного усилия ограничимся рассмотрением следующих случаев нагружения фюзеляжа:

-действие наибольшей нагрузки на горизонтальное оперение,

-наибольшей нагрузки на вертикальное оперение,

-действие несимметричной нагрузки на горизонтальное оперение,

-одновременное нагружение горизонтального и вертикального оперения.

4.5.2 Погонные касательные силы в боковинах фюзеляжа

Погонные касательные силы в боковинах фюзеляжа при действии наибольшей набольшей нагрузки на горизонтальное оперение можно определить по формуле

,

Qpн, и Мрx - значения поперечной силы и изгибающего момента в расчетном сечении фюзеляжа; г - угол конусности фюзеляжа при виде сбоку; , где D - диаметр фюзеляжа

4.5.3 Погонные касательные силы в боковинах и сводах

При действии наибольшей силы на вертикальное оперение погонные касательные силы в боковинах и сводах равны:

,

где: - РВОР - максимальная сила, действующая на вертикальное оперение

h - расстояние от продольной оси до центра давления вертикального оперения

х - расстояние от расчётного сечения фюзеляжа до точки приложения силы РВОР

в - угол конусности фюзеляжа в плане (примерно 0,44 рад)

Щ - удвоенная площадь, ограниченная средней линией сечения фюзеляжа 45,8 м2 В = 0,8*D = 0,8*5,4 = 4,32 м

4.5.4 Погонные касательные силы при действии несимметричной нагрузки

Погонные касательные силы при действии несимметричной нагрузки на горизонтальное оперение для боковин и сводов можно определить из соотношений:

,

4.5.5 Одновременное действие нагрузки на вертикальное и горизонтальное оперение

При одновременном действии нагрузки на горизонтальное и вертикальное оперение погонные касательные силы для боковин и сводов фюзеляжа вычисляются по формулам:



Толщина обшивки боковин и сводов фюзеляжа определяется в расчётном сечении по следующему соотношению:

- разрушающее касательное напряжение обшивки

Принимаем д =2 мм

4.5.6 Подбор элементов продольного набора

Стрингеры верхнего и нижнего сводов с присоединённой к ним обшивкой участвуют в работе фюзеляжа на общий изгиб. Приняв все стрингеры одинаковыми, их сечение можно найти из соотношения:

(*)

уразр.стр = 0,72* в стр = 316,8 МПа - разрушающее напряжение стрингера,

m- количество стрингеров в своде.

Так как отрицательное, то принимаем стрингеры с минимальной площадью сечения. Принимаем профиль ПР - 100 - 1 : Fстр = 0,234 см2.

-длина стрингера между шпангоутами.

m=2, kоэффициент зависящий от условия опирания стрингера.

.

Для растянутой основное соотношение (*) выполняется:

Условие выполняется.

Для сжатой зоны:

Здесь

Условие не выполняется.

Увеличим площадь сечения стрингеров в сжатой зоне

Принимаем профиль ПР - 100 - 2 : Fстр = 0,377 см2.



Условие не выполняется.

Увеличим количество стрингеров в сжатой зоне т=38

Условие выполняется

4.5.7 Оценка прочности элементов сечения фюзеляжа

В заключение проводится оценка прочности элементов сечения фюзеляжа путем вычисления коэффициента избытка прочности:

Величина предельного изгибающего момента в сечении фюзеляжа определяется в соответствии с рис. по формуле

Усилие в стрингере, воспринимаемое в сжатой зоне, равно

В растянутой зоне

Здесь . Для сжатой зоны обшивки , для растянутой зоны

Границей между растянутой и сжатой зонами фюзеляжа в его сечении является нейтральная ось z-z. Положение этой оси определяется из условия равновесия, записанного для рассматриваемого сечения:

(*)

Здесь n - число элементов продольного набора в сечении фюзеляжа.

С целью практического определения положения нейтральной оси суммирование по формуле (*) целесообразно вести от крайних элементов, находящихся соответственно в сжатой и растянутой зонах.

Результаты заносим в таблицу 4.5

Таблица 4.5 - таблица к оценке прочности элементов сечения фюзеляжа



Приложение А

Координаты профиля расчетного сечения

Таблица 1 Координаты профиля расчетного сечения.

xотн	0,0	1,25	2,5	5,0	10,0	15,0	20,0	30,0	40,0	50,0	60,0	70,0	80,0	90,0	100,0
yвотн	0,0	12,4	17,9	26,5	39,1	49,3	56,7	63,8	65,0	65,8	57,2	48,3	37,5	19,3	0,0
yнотн	0,0	-8,8	-11,6	-16,0	-20,8	-25,0	-29,0	-35,0	-35,0	-35,0	-34,0	-33,8	-26,0	-15,4	0,0
x мм	0,0	58,7	117,4	234,7	469,4	704,1	938,8	1408,2	1877,6	2347,0	2816,4	3285,8	3755,2	4224,6	4694,0
yв мм	0,0	87,3	126,0	186,6	275,3	347,1	399,2	449,2	457,7	463,3	402,7	340,1	264,0	135,9	0,0
yн мм	0,0	-62,0	-81,7	-112,7	-146,5	-176,0	-204,2	-246,4	-246,4	-246,4	-239,4	-238,0	-183,1	-108,4	0,0
X мм	0,0	59,0	117,0	235,0	469,0	704,0	939,0	1408,0	1878,0	2347,0	2816,0	3286,0	3755,0	4225,0	4694,0
Yв мм	0,0	87,0	126,0	187,0	275,0	347,0	399,0	449,0	458,0	442,7	403,0	340,0	252,3	136,0	0,0
Yн мм	0,0	-62,0	-82,0	-113,0	-147,0	-177,1	-200,5	-229,2	-237,6	-246,0	-239,0	-218,7	-183,0	-108,0	0,0

Приложение Б

Чертеж профиля расчётного сечения Приложение В

Таблица 2 К расчету ,,.

	, м	,	,	, м	, Н	, Н	, Н	,	,	,	, Н	, Н	,	,
1	2	3	4	5	6	7	8	9	10	11	12	13	14	15
1,000	2,000	34834		0,000		0	0	0	0	0	-54275	0	0	0
0,895	2,560	44587	39710	1,992	79118	79118	39559	78817	78817	86951	-88923	-71599	-142652	-142652
0,770	3,260	56779	50683	2,372	120214	199332	139225	330225	409041	451257	-144202	-116563	-276472	-419125
0,770	3,260	28475	42627	0,000	0	199332	199332	0	409041	451257	-45538	-94870	0	-419125
0,684	3,700	32318	30396	1,632	49602	248934	224133	365752	774793	854758	-58659	-52098	-85017	-504141
0,600	4,152	36266	34292	1,594	54658	303592	276263	440336	1215130	1340539	-73867	-66263	-105617	-609758
0,500	4,694	41000	38633	1,898	73306	376898	340245	645616	1860745	2052787	-94411	-84139	-159653	-769411
0,436	5,040	44022	42511	1,214	51626	428524	402711	489052	2349798	2592313	-108842	-101626	-123415	-892826
0,436	5,040	87781	65902	0,000	0	428524	428524	0	2349798	2592313	-108842	-108842	0	-892826
0,396	5,257	91561	89671	0,759	68060	496584	462554	351078	2700876	2979625	-118416	-113629	-86244	-979070
0,330	5,931	103300	97430	1,252	122017	618601	557592	698301	3399177	3749996	-150727	-134571	-168530	-1147600
0,330	5,931	103300	103300	0,000	0	494288	556444	0	3399177	3749996	-150727	-150727	0	-1147600
0,270	6,540	113906	108603	1,139	123644	617933	556111	633132	4032309	4448471	-183269	-166998	-190127	-1337728
0,270	6,540	8016	60961	0,000	0	617933	617933	0	4032309	4448471	-183269	-183269	0	-1337728
0,170	7,564	9271	8643	1,898	16401	634333	626133	1188088	5220396	5759178	-245153	-214211	-406466	-1744193
0,110	8,176	10021	9646	1,139	10982	645315	639824	728440	5948836	6562798	-286428	-265791	-302603	-2046796
0,110	8,176	10021	10021	0,000	0	601170	623243	0	5948836	6562798	-286428	-286428	0	-2046796
0,070	8,586	10523	10272	0,759	7797	608967	605069	459247	6408083	7069442	-315875	-301152	-228574	-2275370
0,070	8,586	149541	80032	0,000	0	608967	608967	0	6408083	7069442	-315875	-315875	0	-2275370
0,000	9,300	161977	155759	1,328	206887	815854	712410	946259	7354342	8113362	-370595	-343235	-455902	-2731273

Рисунок 2 Эпюра интенсивности нормальной нагрузки

Рисунок 3 Эпюра перерезывающей силы



Рисунок 4 Эпюра изгибающего момента

Рисунок 5 Эпюра изгибающего момента с учётом стреловидности



Рисунок 6 Эпюра погонного крутящего момента

Рисунок 7 Эпюра крутящего момента

Приложение Г

Таблица 3 К расчету ,,.с учетом циркуляции.

	,	,	,	,	,	,Н	,	,	,	,
1,000	2,000	-3029		0,000		0	0	0	0	0	0,0000	0	0	0,0000
0,895	2,560	53365	25168	1,992	50145	50145	25072	49953	49953	55109	0,5293	0,12	0,066667	0,5959
0,770	3,260	73796	63581	2,372	150806	200950	125548	297783	347737	383625	0,7308	0,16	0,088889	0,8197
0,770	3,260	45492	59644	0,000	0	200950	200950	0	347737	383625	0,7308	0,16	0,088889	0,8197
0,684	3,700	50300	47896	1,632	78159	279109	240030	391693	739429	815744	0,8442	0,13	0,072222	0,9164
0,600	4,152	54271	52286	1,594	83338	362447	320778	511289	1250718	1379801	0,9502	0,1	0,055556	1,0057
0,500	4,694	57379	55825	1,898	105928	468375	415411	788243	2038961	2249396	1,0734	0,04	0,022222	1,0956
0,436	5,040	59388	58384	1,214	70901	539276	503826	611846	2650807	2924389	1,1477	0,01	0,005556	1,1533
0,436	5,040	103147	81268	0,000	0	539276	539276	0	2650807	2924389	1,1477	0,01	0,005556	1,1533
0,396	5,257	106698	104923	0,759	79636	618912	579094	439533	3090339	3409284	1,1937	0	0	1,1937
0,330	5,931	110783	108740	1,252	136181	755093	687003	860368	3950708	4358448	1,2607	-0,025	-0,013889	1,2468
0,330	5,931	110783	110783	0,000	0	630781	692937	0	3950708	4358448	1,2607	-0,025	-0,013889	1,2468
0,270	6,540	111282	111032	1,139	126410	757192	693986	790104	4740811	5230096	1,3144	-0,095	-0,052778	1,2616
0,270	6,540	5392	58337	0,000	0	757192	757192	0	4740811	5230096	1,3144	-0,095	-0,052778	1,2616
0,170	7,564	-10028	-2318	1,898	-4399	752793	754992	1432598	6173409	6810548	1,3843	-0,17	-0,094444	1,2898
0,110	8,176	-21749	-15889	1,139	-18089	734703	743748	846757	7020166	7744696	1,4140	-0,24	-0,133333	1,2806
0,110	8,176	-21749	-21749	0,000	0	690558	712631	0	7020166	7744696	1,4140	-0,24	-0,133333	1,2806
0,070	8,586	-29110	-25430	0,759	-19301	671257	680908	516809	7536975	8314843	1,4240	-0,26	-0,144444	1,2796
0,070	8,586	109908	40399	0,000	0	671257	671257	0	7536975	8314843	1,4240	-0,26	-0,144444	1,2796
0,000	9,300	107819	108863	1,328	144598	815855	743556	987628	8524603	9404402	1,4358	-0,3	-0,166667	1,2691

Рисунок 8 Эпюра интенсивности нормальной нагрузки с учётом циркуляции

Рисунок 9 Эпюра перерезывающей силы с учётом циркуляции



Рисунок 10 Эпюра изгибающего момента с учётом стреловидности и циркуляции

Приложение Д

Таблица 4 Расчет нормальных напряжений

	,	,	,		,	,	.	,	,	,	,	,	,	,	,	,	,		,
1	2	3	4	5	6	7	8	9	10	11	12	13	14	15	16	17	18	19	20
1	4,277	3,92	8,197	1	8,197	15,67	12,93	128,4	106,0	-156,5	3,6	200684	104	-4562	4,6	-156,4	22,6	1,0	22,6
2	4,277	3,92	8,197	1	8,197	31,32	20,17	256,7	165,4	-140,8	10,8	162557	956	-12466	11,7	-140,7	80,8	1,0	80,8
3	4,277	3,92	8,197	1	8,197	46,96	25,78	384,9	211,3	-125,2	16,4	128442	2207	-16836	17,2	-125,1	125,9	1,0	125,9
4	4,277	3,92	8,197	1	8,197	62,61	30,75	513,2	252,0	-109,5	21,4	98340	3746	-19192	22,1	-109,4	166,0	1,0	166,0
5	4,277	3,92	8,197	1	8,197	78,25	34,99	641,4	286,8	-93,9	25,6	72252	5380	-19717	26,2	-93,7	200,3	1,0	200,3
6	4,277	3,92	8,197	1	8,197	94,20	38,28	772,2	313,8	-77,9	28,9	49794	6848	-18467	29,4	-77,7	227,0	1,0	227,0
7	4,277	3,92	8,197	1	8,197	109,51	40,65	897,6	333,2	-62,6	31,3	32154	8018	-16057	31,7	-62,4	246,4	1,0	246,4
8	4,277	3,92	8,197	1	8,197	125,51	42,24	1028,8	346,2	-46,6	32,9	17824	8853	-12562	33,2	-46,4	259,6	1,0	256,0
9	4,277	3,92	8,197	1	8,197	140,88	43,25	1154,8	354,5	-31,3	33,9	8011	9409	-8682	34,1	-31,0	268,2	1,0	256,0
10	4,277	3,92	8,197	1	8,197	156,51	43,85	1282,9	359,4	-15,6	34,5	2003	9743	-4418	34,6	-15,4	273,5	0,9	256,0
11	4,277	3,92	8,197	1	8,197	172,15	43,85	1411,1	359,4	0,0	34,5	0	9743	4	34,5	0,2	274,0	0,9	256,0
12	4,277	3,92	8,197	1	8,197	187,78	44,15	1539,2	361,9	15,6	34,8	2005	9914	4458	34,7	15,9	277,0	0,9	256,0
13	4,277	3,92	8,197	1	8,197	203,41	43,86	1667,3	359,5	31,3	34,5	8014	9747	8838	34,3	31,5	275,2	0,9	256,0
14	4,277	3,92	8,197	1	8,197	219,05	43,38	1795,6	355,6	46,9	34,0	18041	9480	13078	33,7	47,1	272,0	0,9	256,0
15	4,277	3,92	8,197	1	8,197	234,70	42,62	1923,8	349,3	62,6	33,2	32082	9059	17048	32,8	62,8	266,5	1,0	256,0
16	4,277	3,92	8,197	1	8,197	250,31	41,56	2051,8	340,6	78,2	32,2	50086	8490	20621	31,7	78,4	258,6	1,0	256,0
17	4,277	3,92	8,197	1	8,197	265,95	40,23	2180,0	329,7	93,8	30,9	72143	7803	23726	30,2	94,0	248,6	1,0	248,6
18	4,277	3,92	8,197	1	8,197	281,60	38,64	2308,3	316,7	109,5	29,3	98213	7021	26260	28,6	109,6	236,6	1,0	236,6
19	4,277	3,92	8,197	1	8,197	297,31	36,79	2437,0	301,6	125,2	27,4	128424	6162	28130	26,6	125,3	222,4	1,0	222,4
20	4,277	3,92	8,197	1	8,197	312,95	34,68	2565,3	284,3	140,8	25,3	162536	5252	29216	24,4	141,0	206,3	1,0	206,3
21	4,277	3,92	8,197	1	8,197	328,60	32,33	2693,5	265,0	156,5	23,0	200662	4320	29442	21,9	156,6	188,1	1,0	188,1
22	3,057	4,68	7,737	1	7,737	328,60	-20,65	2542,4	-159,8	156,5	-30,0	189401	6975	-36346	-31,0	156,3	-233,0	1,0	-233,0
23	3,057	4,68	7,737	1	7,737	312,95	-21,35	2421,3	-165,2	140,8	-30,7	153415	7304	-33475	-31,6	140,6	-239,2	1,0	-239,2
24	3,057	4,68	7,737	1	7,737	297,31	-22,05	2300,3	-170,6	125,2	-31,4	121217	7641	-30435	-32,2	125,0	-245,3	1,0	-245,3
25	3,057	4,68	7,737	1	7,737	281,56	-22,61	2178,4	-174,9	109,4	-32,0	92638	7914	-27077	-32,7	109,2	-250,3	1,0	-250,3
26	3,057	4,68	7,737	1	7,737	265,95	-23,01	2057,7	-178,0	93,8	-32,4	68095	8114	-23505	-33,0	93,6	-254,0	1,0	-254,0
27	3,057	4,68	7,737	1	7,737	250,31	-23,31	1936,6	-180,3	78,2	-32,7	47276	8263	-19764	-33,2	78,0	-257,0	1,0	-256,0
28	3,057	4,68	7,737	1	7,737	234,72	-23,31	1816,1	-180,4	62,6	-32,7	30304	8264	-15825	-33,1	62,4	-257,5	1,0	-256,0
29	3,057	4,68	7,737	1	7,737	219,05	-23,03	1694,8	-178,2	46,9	-32,4	17029	8123	-11761	-32,7	46,7	-255,9	1,0	-255,9
30	3,057	4,68	7,737	1	7,737	203,41	-22,75	1573,8	-176,0	31,3	-32,1	7565	7983	-7771	-32,3	31,1	-254,2	1,0	-254,2
31	3,057	4,68	7,737	1	7,737	187,80	-22,47	1453,0	-173,8	15,7	-31,8	1898	7844	-3858	-31,9	15,5	-252,5	1,0	-252,5
32	3,057	4,68	7,737	1	7,737	172,15	-22,19	1332,0	-171,7	0,0	-31,6	0	7707	-4	-31,6	-0,2	-250,9	1,0	-250,9
33	3,057	4,68	7,737	1	7,737	156,51	-21,91	1210,9	-169,5	-15,6	-31,3	1890	7570	3783	-31,2	-15,8	-249,2	1,0	-249,2
34	3,057	4,68	7,737	1	7,737	140,80	-21,63	1089,4	-167,3	-31,3	-31,0	7599	7434	7516	-30,8	-31,5	-247,5	1,0	-247,5
35	3,057	4,68	7,737	1	7,737	125,15	-21,07	968,3	-163,0	-47,0	-30,4	17080	7171	11067	-30,1	-47,2	-243,7	1,0	-243,7
36	3,057	4,68	7,737	1	7,737	109,51	-20,05	847,3	-155,1	-62,6	-29,4	30350	6698	14258	-29,0	-62,8	-236,1	1,0	-236,1
37	3,057	4,68	7,737	1	7,737	93,90	-18,76	726,5	-145,1	-78,2	-28,1	47361	6123	17029	-27,6	-78,4	-226,4	1,0	-226,4
38	3,057	4,68	7,737	1	7,737	78,25	-17,26	605,5	-133,5	-93,9	-26,6	68198	5487	19344	-26,0	-94,1	-215,1	1,0	-215,1
39	3,057	4,68	7,737	1	7,737	62,61	-15,47	484,4	-119,7	-109,5	-24,8	92822	4776	21056	-24,1	-109,7	-201,4	1,0	-201,4
40	3,057	4,68	7,737	1	7,737	47,06	-13,51	364,1	-104,5	-125,1	-22,9	121035	4050	22140	-22,1	-125,2	-186,4	1,0	-186,4
41	3,057	4,68	7,737	1	7,737	31,32	-11,32	242,3	-87,6	-140,8	-20,7	153434	3313	22546	-19,8	-141,0	-169,6	1,0	-169,6
42	3,057	4,68	7,737	1	7,737	15,67	-7,98	121,2	-61,8	-156,5	-17,4	189422	2331	21011	-16,3	-156,6	-143,6	1,0	-143,6

Значения некоторых величин вычисленные в таблице необходимые для дальнейшего расчёта:

,

,

,

,

,

,

,

,

,

,

,

,

.

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ

X(I),см

0.00000D+00 1.56700D+01 3.13160D+01 4.69620D+01 6.26080D+01

7.82540D+01 9.41991D+01 1.09508D+02 1.25508D+02 1.40877D+02

1.56508D+02 1.72154D+02 1.87778D+02 2.03408D+02 2.19054D+02

2.34700D+02 2.50308D+02 2.65954D+02 2.81600D+02 2.97308D+02