Теми рефератів
> Реферати > Курсові роботи > Звіти з практики > Курсові проекти > Питання та відповіді > Ессе > Доклади > Учбові матеріали > Контрольні роботи > Методички > Лекції > Твори > Підручники > Статті Контакти
Реферати, твори, дипломи, практика » Курсовые проекты » Розрахунок на міцність крила і шасі пасажирського літака Ту-134

Реферат Розрахунок на міцність крила і шасі пасажирського літака Ту-134





ертикальна лінія=const до перетину з діаграмою елемента.

У графу 18 внесений редукційний коефіцієнт наступного наближення:




Таблиця 4.1

N елементів 11.004629.781062.0304.04916829.91407454.1-1059.0241.0-4902868.11115801.420.67349.481212.0312.0423564.7109019.0-909.0249.0-317668.087003.830.67349.481362.0316.3475986.1110539.2-759.0253.3-265246.788524.040.67349.481552.0318.6542386.5111329.0-569.0255.6-198846.389313.850.67349.481752.0317.7612281.6111014.5-369.0254.7-128951.188999.360.67349.481952.0313.5682176.8109564.2-169.0250.5-59055.987549.070.67349.482152.0307.0752071.9107299.631.0244.010839.285284.480.67349.482352.0298.2821967.1104213.7231.0235.280734.482198.590.67349.482552.0287.2891862.3100376.4431.0224.2150629.578361.3100.67349.482752.0274.8961757.496036.0631.0211.8220524.774020.8110.67349.482952.0260.81031652.691143.3831.0197.8290419.969128.1120.67349.483152.0245.11101547.785649.51031.0182.1360315.063634.3130.67349.483302.0232.01153969.181064.41181.0169.0412736.459049.2141.003315.053451.5218.311441908.6723510.51330.5155.34410731.1514679.0151.002307.223451.5-218.37963364.6-503665.81330.5-281.33069790.3-649008.8160.71132.433321.5-230.2439859.2-30484.91200.5-293.2158981.7-38827.2170.71132.433186.6-242.2421994.7-32074.01065.6-305.2141117.2-40416.3180.71132.433056.5-252.8404765.8-33477.8935.5-315.8123888.4-41820.0190.71132.432926.5-262.7387550.2-34788.8805.5-325.7106672.7-43131.1200.71132.432776.5-273.2367686.0-36179.3655.5-336.286808.5-44521.6210.71132.432626.5-282.7347821.8-37437.4505.5-345.766944.4-45779.6220.71132.432478.6-291.9328235.7-38655.7357.6-354.947358.3-46998.0230.71132.432326.5-299.5308093.5-39662.1205.5-362.527216.0-48004.4240.71132.432176.5-306.1288229.3-40536.255.5-369.17351.8-48878.5250.71132.432026.5-311.3268365.1-41224.8-94.5-374.3-12512.4-49567.1260.71132.431876.5-315.4248500.9-41767.8-244.5-378.4-32376.5-50110.0270.71132.431726.5-318.0228636.7-42108.1-394.5-381.0-52240.7-50450.4280.71132.431576.5-318.6208772.5-42191.5-544.5-381.6-72104.9-50533.8290.71132.431446.5-317.7191556.9-42072.3-674.5-380.7-89320.5-50414.6300.71132.431316.5-315.2174341.3-41741.3-804.5-378.2-106536.2-50083.5310.71132.431192.0-311.2157854.0-41211.6-929.0-374.2-123023.4-49553.8321.003222.251062.0-304.93422026.1-982463.0-1059.0-367.9-3412308.9-1185448.1 19786.8641967616.631246471.020.00.0


4.1.2 Визначення нормальних напружень на ЕОМ

Перевірочний розрахунок передбачає розрахунок нормальних напружень на ЕОМ. Так як розрахунок на ЕОМ передбачає наявність двухзамкнутого контуру, для розрахунку на ЕОМ введені додаткові фіктивні елементи, розташовані в шкарпетці крила. Коефіцієнти редукції для обшивки і стінок лонжеронів вибирають відповідно до [1].

Розрахунок на ЕОМ для вихідного перетину крила показаний у таблиці 4.2.


Таблиця 4.2

загальні данниеMXIYIFIредуц толщ17.100E+10330.000000.000000.000520.003802-6.170E+0841.062000.304000.004630.003803-4.160E+0851.212000.311900.000520.0038043.248E+0641.362000.316300.000520.003805-1.950E+0521.552000.318600.000520.0038060.000E+00331.752000.317700.000520.0038074.576E+05151.952000.313500.000520.003808-2.740E+04162.152000.307000.000520.0038092.700E- 012.352000.298200.000520.00380102.552000.287200.000520.00380112.752000.274800.000520.00380122.952000.260800.000520.00380133.152000.245100.000520.00380143.302000.232000.000520.00700153.451500.218300.003320.00540163.45150-0.218300.002370.00540173.32150-0.230200.000370.00540183.18660-0.242200.000370.00540193.05650-0.252800.000370.00540202.92650-0.262700.000370.00540212.77650-0.273200.000370.00540222.62650-0.282700.000370.00540232.47860-0.291900.000370.00540242.32650-0.299500.000370.00540252.17650-0.306100.000370.00540262.02650-0.311300.000370.00540271.87650-0.315400.000370.00540281.72650-0.318000.000370.00540291.57650-0.318600.000370.00540301.44650-0.317700.000370.00540311.31650-0.315200.000370.00540321.19200-0.311200.000370.00390331.06200-0.304900.003220.01020MX=3252200.0MY=-.10205E+06NZ=0.0IX=0.00031IY=0.01229FS=0.01020итераций25напряженияглавныецентральныедействительныехyредукц коеффпотокі касатся усилий1350300000-2.19000-0.269800.12360-2029002-526900000-1.138000.064400.78850-1798003-306900000-0.987800.076640.38510-1567004-308900000-0.838000.085270.34770-1336005-310600000-0.648100.092970.32010-1106006-311700000-0.448200.097790.30490-876407-312100000-0.248100.099360.30000-647908-312000000-0.048030.098600.30170-421009-3113000000.152100.095490.31030-1962010-3102000000.352400.090230.32650261011-3087000000.552600.083540.350102452012-3069000000.753000.075260.385104603013-3048000000.953300.065270.438906713014-3028000001.104000.056440.5018027630015-4777000001.253000.047010.9438077980165846000001.26600-0.389400.1444057760173800000001.13600-0.405000.0900037360183836000001.00200-0.420800.0874016820193868000000.872...


Назад | сторінка 10 з 14 | Наступна сторінка





Схожі реферати:

  • Реферат на тему: Розрахунок на міцність крила великого подовження і шасі транспортного літак ...
  • Реферат на тему: Розрахунок міцності крила літака Як-40 при грубої посадці на три опори з бо ...
  • Реферат на тему: Розрахунок напружень деформацій в ізотропному тілі по заданому тензора напр ...
  • Реферат на тему: Епюри нормальних і дотичних напружень
  • Реферат на тему: Розрахунок стійкості підпірних стінок. Розрахунок конструкцій, взаємодіючи ...