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.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ГЕОМЕТРИИ СЕЧЕНИЙ ОСНОВНЫХ СИЛОВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ КРЫЛА
Геометрические параметры крыла
По чертежу самолета Бе-32, приведенного в задании, найдем его геометрические параметры крыла:
- размах крыла l = 17м;
- центральная хорда b0 = 2,25м;
- толщина профиля в плоскости симметрии самолета с0 = 0,36, относительная толщина 
= 16%;
- концевая хорда крыла bк = 0,9м;
- толщина профиля в концевом сечении крыла cк = 0,135, относительная толщина
= 15%;
- площадь крыла S определится по формуле:
- cужение крыла η вычислится по формуле:
- удлинение крыла:
- величина хорды в расчетном сечении определится по формуле:
- толщина крыла в расчетном сечении:
- относительная толщина в расчетном сечении: 
Имея значения 
и 
, строим профиль крыла в расчетном сечении (рисунок 1). При этом ординаты ув и ун находятся из уравнений, описывающих формулу профиля. В данном случае заданы относительные координаты эпюрного профиля 
и 
в % хорды: 
, 
,
где 
, 
;
= 4,25 м - расстояние от плоскости симметрии самолета до расчетного сечения.
Координаты эпюрного профиля (в % хорды) даны в задании.
Таблица 1 – Координаты профиля крыла
| x, м |  , м
|  , м
| |
| 0,01975 | 0,048843 | -0,02503 | |
| 0,0395 | 0,070956 | -0,03694 | |
| 0,079 | 0,097686 | -0,04763 | |
| 0,158 | 0,133893 | -0,06002 | |
| 0,237 | 0,15552 | -0,06318 | |
| 0,316 | 0,164754 | -0,06755 | |
| 0,474 | 0,169371 | -0,07363 | |
| 0,632 | 0,164025 | -0,07169 | |
| 0,79 | 0,149688 | -0,0661 | |
| 0,948 | 0,129762 | -0,05589 | |
| 1,106 | 0,104247 | -0,04398 | |
| 1,264 | 0,077517 | -0,03426 | |
| 1,422 | 0,03888 | -0,01798 | |
| 1,58 |
Рисунок 1 – Профиль крыла в расчетном сечении
Построение эпюр погонных нагрузок, перерезывающих сил и изгибающих моментов
Для определения интенсивности нормальной расчетной нагрузки 
можно воспользоваться формулами:
где коэффициент безопасности f и эксплуатационная перегрузка nэ соответствуют полетному случаю А: f = 1,5; nэ = nэmax= 2,6;
m– полетная масса самолета, m= 7300 кг;
mкр– масса крыла, mкр= 876 кг.
Для вычисления перерезывающих сил Qnp и изгибающих моментов Mtp в сечениях крыла используем численное интегрирование по методу трапеций:
где 
Учет действия сосредоточенных нагрузок Pnip от агрегатов, расположенных в крыле, произведем путем построения расслоенных эпюр. При этом: 
где mj масса каждого агрегата, расположенного в крыле. Тогда имеем:
- нагрузка, действующая от топливного бака;
- нагрузка от двигателя и шасси;
- нагрузка от топливного бака.
Схема крыла в плане изображена на рисунке 2.
Рисунок 2 - Вид консоли крыла в плане
Расчеты в сведены в таблицу 2, а эпюры изображены на рисунке 3.
Построение эпюр крутящих моментов
Для крыла с моментным профилем погонный крутящий момент с определяется для случая С по формулам:
для части крыла без элерона:
для части крыла с элероном:
где 
- коэффициент момента профиля крыла при нулевой подъемной силе, взятый с учетом сжимаемости;
- коэффициент момента профиля, обусловленный отклонением элерона на угол 
;
- предельно допустимый скоростной напор:
Коэффициент определяется по формуле: 
- коэффициент момента профиля при нулевой подъемной силе без учета сжимаемости, берется из профильной характеристики 
. Поправочный коэффициент 
определяется по графику [1].
,
где 
- эффективный угол отклонения элерона:
Для определения угла отклонения элерона нормы прочности задают формулу: 
.
Здесь 
берется для профиля крыла по середине размаха элерона без поправки на сжимаемость воздуха.
Значение 
в зависимости от отношения хорды элерона к хорде крыла 
в сечении берутся из графика [1].
Произведем расчеты:
Величину крутящего момента в сечениях крыла вычислим по формуле:
Результаты вычислений занесем в таблицу 2 и представим в виде эпюр на рисунке 3.
Рисунок 3 – Эпюры воздушной нагрузки, перерезывающих сил, изгибающего, погонного крутящего и крутящего моментов
ПРОЕКТИРОВОЧНЫЙ РАСЧЕТ КРЫЛА
Силовая схема крыла
Спроектируем двухлонжеронную схему конструкции крыла. Передний лонжерон располагается на 0,2b(z), что в расчетном сечении соответствует расстоянию от носка профиля x1 = 316 мм. Высота первого лонжерона H1 = 0,232 мм. Второй лонжерон располагается на 0,7b(z), x2 = 1106мм, его высота H2 = 148 мм.
Расстояние между стрингерами bстр примем равным 135 мм, число стрингеров m в межлонжеронном пространстве на каждой панели обшивки равно 5. Расстояние между нервюрами a = 300 мм.
Все элементы конструкции крыла подбираются из Д16Т с пределом прочности σв = 440 МПа.
Разрушающее нормальное напряжение: σразр = 0,9σв = 0,9 · 440 = 396 МПа.
Разрушающее касательное напряжение для обшивки:
Разрушающее касательное напряжение для стрингера:
