Получение данных напряжённо-деформированного состояния крыла

Создание анализа модели

Выбираем команду File-Analyze и в следующем окне нажимаем Create/ Edit Set. В окне Analysis Set Manager нажимаем кнопку New и в появившемся окне Analysis Set нажимаем Ok и далее на кнопку Analyze.

После завершения анализа появится окно об ошибках Message Review, в строке Fatal Error не должно быть ни одной ошибки, иначе расчёт будет остановлен. Если присутствуют ошибки, их необходимо устранить.

Получение данных исходя из расчёта

После того, как пройдет анализ нажимаем Ctrl +Q. В выскочившем окне убираем галочки Loads и Constraint. Нажимаем Done и вызываем меню View Select нажатием кнопки F5. В столбце Deformed Style выбираем Deformed, в столбце Contour Style выбираем Contour. Нажимаем Deformed and Contour Data, в выпадающем меню Contour выбираем «60031..Solid Von Mises Stress» и жмем OK. Ещё раз жмём ОК уже в окне View Style.

После проделанной операции получаем деформированную модель крыла. В конечном счете получаем эпюру крыла с деформациями как показано на следующих рисунках. Исходя из эпюры анализируем и делаем выводы.

Рисунок 23 – Максимальное напряжение на полукрыле

Рисунок 24 – Результат расчета (напряжения, МПа)

Рисунок 25 – Результат расчета (деформации, мм)

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Данная работа была проделана в системе Femap with NX Nastran, был исследован метод анализа напряжённо-деформированного состояния крыла самолёта Ту-95МС. Для построения модели потребовались данные полученные в курсовом проекте по дисциплине конструкция самолётов, были заданы нагрузки от подъёмной силы и были учтена плотность топлива для задания полных свойств материала, также учитывались коэффициент перегрузки и максимальный эксплуатационный коэффициент. В результате обработки компьютером всей заданной информации был проведён анализ напряжений и деформаций крыла самолёта Ту-95МС.

После проведения анализа, были получены эпюры напряжений и перемещений которые представлены на рисунках 24 и 25, также были найдены максимальные напряжения, которые показаны на рисунке 23. Исходя из полученных данных, можно сказать, что максимальные напряжения возникли в области крепления крыла к фюзеляжу (в заделке), они составили 382 МПа. Данные напряжения совсем немного превышают разрушающие, которые для материала Д16АТ составляют [σ] = 380 МПа. Максимальное перемещение было получено на конце крыла. Оно составило 1942 мм – это нормальное значение, учитывая, что полуразмах равен 28800 мм. В результате можно сказать, что силовые элементы данного крыла рассчитаны правильно и крыло не разрушится под влиянием максимальных нагрузок.