 |
Геометрические характеристики крыла
|
|
|
|
Имени академика С.П. Королева
В.А. МЕХЕДА
ПОДБОР СЕЧЕНИЙ СИЛОВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ ПРЯМОГО КРЫЛА
Методические указания
Самара 2008
УДК 629.7.02:539.4
Мехеда В.А. Подбор сечений силовых элементов прямого крыла. Методические указания. – Самара: СГАУ, 2008. – 46 с.
В методических указаниях рассматривается приближенный расчет нагрузок на прямое крыло. Эпюры перерезывающих сил, изгибающих и крутящих моментов для крыла определяются численным методом интегрирования – методом трапеций.
Излагается методика подбора сечений основных силовых элементов крыла: обшивки, стрингеров, лонжеронов.
В приложении приведены механические характеристики рекомендуемых материалов, допустимые напряжения для различных элементов крыла, сортамент стандартных профилей из алюминиевых и магниевых сплавов и др.
Методические указания рассчитаны на студентов вечерней формы обучения специальности 1602.01 и дневной формы обучения специальности 1609.01, выполняющих расчетно-графическую работу соответственно по дисциплинам: “Прочность конструкций” и «Конструкция и прочность летательных аппаратов».
Методические указания будут полезны студентам других технических специальностей.
Методические указания подготовлены кафедрой прочности летательных аппаратов.
Печатается по решению редакционно-издательского совета Самарского аэрокосмического университета.
Рецензент: к.т.н., доц. В.К. Шадрин
ã Самарский государственный аэрокосмический университет, 2008
ОГЛАВЛЕНИЕ
ВВЕДЕНИЕ.. 6
1 Геометрические характеристики крыла. 7
2 Нагрузки крыла и построение эпюр внутренних силовых факторов. 7
2.1. Нагрузки крыла. 7
|
|
|
2.2. Построение эпюры перерезывающих сил. 11
2.3. Построение эпюры изгибающих моментов. 13
2.4. Построение эпюры крутящих моментов для крыла с безмоментным профилем поперечного сечения. 14
2.5. Построение эпюры крутящих моментов для крыла с моментным профилем поперечного сечения. 17
3 Выбор типа крыла. 17
3.1 Построение профиля расчетного сечения. 18
3.2 Расчетные нагрузки. Усилия в верхней и нижней панелях крыла. 19
4 Подбор сечения лонжеронного крыла. 19
4.1 Подбор обшивки. 19
4.2 Подбор поясов лонжеронов нижней панели. 19
4.3 Подбор стрингеров нижней панели. 20
4.4 Подбор поясов лонжеронов верхней панели. 21
4.5 Проверка нижней панели крыла на сжатие. 22
4.6 Подбор толщины стенок лонжеронов. 22
5 Подбор сечения моноблочного крыла. 23
5.1. Подбор поясов лонжеронов. 23
5.2. Подбор обшивки и стрингерного набора нижней панели крыла. 23
5.3. Подбор обшивки и стрингерного набора верхней панели крыла. 24
5.4. Проверка нижней панели моноблочного крыла на сжатие. 25
ПРИЛОЖЕНИЕ А.. 26
Материалы, рекомендуемые для силовых элементов крыла. 26
ПРИЛОЖЕНИЕ Б.. 26
Разрушающие напряжения силовых элементов крыла. 26
ПРИЛОЖЕНИЕ В.. 27
Рекомендуемый сортамент листов и прессованных профилей для. 27
силовых элементов крыла. 27
ПРИЛОЖЕНИЕ Г. 28
Стандартные прессованные профили из алюминиевых и магниевых. 28
сплавов. 28
Профили прессованные бульбообразные уголкового сечения из алюминия и алюминиевых сплавов (сортамент) 28
Профили прессованные прямоугольные равнополочного уголкового сечения из алюминиевых и магниевых сплавов (сортамент) 29
Профили прессованные прямоугольные неравнополочного уголкового. 31
сечения из алюминиевых и магниевых сплавов (сортамент) 31
Профили прессованные прямоугольные равнополочного швеллерного. 33
сечения из алюминиевых и магниевых сплавов (сортамент) 33
Профили прессованные прямоугольные равнополочного таврового сечения из алюминиевых и магниевых сплавов (сортамент) 34
|
|
|
Профили прессованные прямоугольные фасонного зетового сечения из алюминия и алюминиевых сплавов (сортамент) 35
Профили прессованные прямоугольные равнополочного зетового сечения из алюминиевых и магниевых сплавов (сортамент) 36
Профили прессованные косоугольные трапециевидного отбортованного сечения из алюминия и алюминиевых сплавов (сортамент) 37
Профили прессованные прямоугольные отбортованного швеллерного. 37
сечения из алюминиевых и магниевых сплавов (сортамент) 37
ПРИЛОЖЕНИЕ Д.. 38
Расчет силовых элементов крыла на устойчивость. 38
1 Обшивка. 38
2 Стрингер. 39
2.1 Расчет на местную потерю устойчивости. 39
2.2 Расчет на общую потерю устойчивости. 39
3 Пояс лонжерона. 40
ПРИЛОЖЕНИЕ Е.. 40
Основные понятия электронных таблиц Excel 40
ПРИЛОЖЕНИЕ Ж... 43
Стандартная атмосфера. 43
ПРИЛОЖЕНИЕ З. 44
Операции с приближенными числами. 44
Список использованных источников. 45
ВВЕДЕНИЕ
В задании на проектирование внешний облик самолета приводится в виде трех проекций, масштаб которых может быть определен по размаху крыла l (рис.1).
Исходные данные для расчета крыла содержат следующие сведения о самолете:
· максимальная скорость полета Vmax;
· полетная масса самолета m;
· масса крыла mкр и его размах l;
· относительная толщина крыла в центральном 
и концевом 
сечениях (в процентах от размера хорды);
· 
-максимальная эксплуатационная перегрузка;
· безразмерная координата 
, определяющая положениепроектируемого сечения крыла относительно продольной оси симметрии самолета (рис. 2);
· максимальное значение коэффициента аэродинамической подъемной силы крыла Сума х ;
· коэффициент аэродинамического момента профиля крыла без учета влияния сжимаемости воздуха См0;
· 
-производная от коэффициента аэродинамического момента по коэффициенту аэродинамической подъемной силы без учета влияния сжимаемости воздуха dCm/dCy;
· максимальная высота полета Н.
Профиль крыла в расчетном сечении строится по точкам, координаты которых задаются в виде таблицы.
Приводятся массы сосредоточенных грузов в крыле mгр и координаты их центров тяжести.
Геометрические характеристики крыла
С целью упрощения расчетов крыло реальной формы заменяем крылом трапециевидной формы. Спрямляя переднюю, заднюю и концевую кромки крыла следует стремиться к тому, чтобы при этом площадь крыла практически не изменилась (рис. 2).
|
|
|
По проекциям самолета определяем действительные значения хорд b к и b 0 в концевом и центральном сечениях крыла. В этих же сечениях рассчитываем толщины профилей
, 
Строим две проекции спрямленного крыла: вид сверху и вид спереди (рис. 3) и подсчитываем его площадь с подфюзеляжной частью 
Определяем удельную нагрузку на крыло 
. Ее величина должна находиться в пределах от 500 до 8000 Н/м2.
|
|
|
