Главная | Обратная связь | Поможем написать вашу работу!
МегаЛекции

Проектировочный расчет крыли

Выбор основных параметров самолёта

 

Исходные данные для расчета:

Коммерческая нагрузка

Скорость полета

Высота полета

Дальность полета

Двигатель расположен на фюзеляже

Коэффициент перегрузки

Максимальная взлетная масса  кг.

Корневая хорда

Концевая хорда

Аэродинамический профиль №22,10

Определяем удельную нагрузку на крыло [2]

 

 (1)

скорость захода на посадку

 

относительная масса топлива

Определяем удельную нагрузку на крыло из условия обеспечения заданной крейсерской скорости на заданной высоте полета [2]

 

 (2)

 (3)

плотность воздуха на высоте 5000 м.

крейсерская скорость самолета.

скорость звука на высоте 3000 м.

 

 

Определяем тягавооруженность самолета из условия набора высоты при одном отказавшем двигателе [2]

 

 (4)

 

где, число двигателей

коэффициент качества при наборе высоты

градиент набора высоты

из условия обеспечения горизонтального полета [2]

 

 (5)

коэффициент учуивающий степень дроссельлирлвания двигателя

 

 

 

коэффициент учитывает тяги по скорости полета

Определяем тягавооруженность самолета из условия обеспечения заданной длины разбега самолета [2]

 

 (6)

 

где, длина разбега

коэффициент трения

 

Определяем тягавооруженность маневренных самолетов из условия:

 

а) скороподъемности [2]

 

 (7)

относительная плотность

 

б) заданной максимальной скоростью

 (8)

 

в) полета заданной перегрузкой

 

 (9)

 

Находим площадь крыла [2]

 

 (10)

 

Определяем тягу двигателя

 

 (11)

Таблица 2. Построение поляр для крыла

Сx 0,688 0,827 0,96 1,08 1,195 1,25 1,31 1,35 1,22
Cy 0,043 0,058 0,0746 0,094 0,1146 0,13 163 0,207 0,278

 


 Рис. 1

 

Площадь крыла: [5]  (12)

Удлинение: [5]  (13)

Сужение: [5]  (14)

 

Хорда крыла в расчетном сечении:

 (15)

 

где

Толщина крыла:  для пятой хорды.

Профиль крыла в расчетном сечении строится следующим образом: ординаты верхней и нижней половины профиля  и  определяются из уравнений, описывающих форму профиля крыла, если заданы относи­тельные координаты  и  в % от хорды, то  и  определяются по формулам: [5]

 

,

Принимаем  Таблица 3

X 0 2,5 10 15 20 30 40 50
0 2,01 2,92 4,02 4,83 5,51 6,4 5,82
0 -1,03 -1,52 -1,96 -2,17 -2,47 -2,6 -2,78

 

Произведя расчеты получаем:

 

Таблица 4

0 0,06 0,087 0,12 0,14 0,16 0,19 0,20 0,20 0,208
0 -0,03 -0,04 -0,05 -0,06 -0,07 -0,07 -0,08 -0,08 -0,09

 

Расчетная схема крыла

Рис. 2

 

Сечение профиля крыла

Рис. 3

 


2.3 Определение воздушной нагрузки

 

Для плоского нестреловидного крыла с удлинением  воздушная нагрузка определяется во формуле: [5]

 

 (16)

 

Таблица 5

№    
1 0 0 3,2 3600 1440 3600 3600 360 - 0 1800
2 0,4 0,1 3,06 3442,5 1377 3240 3442,5 344,25 - 0 1721,25
3 0,8 0,2 2,92 3285 1314 2880 3285 328,5 - 0 2956,5
4 1,2 0,3 2,78 3127,5 - 2520 3127,5 312,75 - 0 2814,75
5 1,6 0,4 2,64 2970 - 2160 2970 297 1,056 1573,1 1099,91
6 2 0,5 2,5 2812,5 - 1800 2812,5 281,25 1 1489,7 1041,58
7 2,4 0,6 2,36 2655 - 1440 2655 265,5 0,944 1406,3 983,25
8 2,8 0,7 2,22 2497,5 - 1080 2497,5 249,75 0,888 1322,8 812,75
9 3,2 0,8 2,08 2340 - 720 2340 234 - 0 2106
10 3,6 0,9 1,94 2182,5 - 360 2182,5 218,25 - 0 1964,25
11 4 1 1,8 2025 - 0 2025 202,5 - 0 1822,5

Распределение массовых сил вдоль размаха крыла

 

Массовые нагрузки конструкции крыла можно определить: [5]

 (17)

 

где

 

Массовые силы от топлива, находящиеся в крыле: [5]

 

 (18)

 

где

Площадь топливного бака находим из объема, самого топлива.

Результаты расчета приведены в таблице 5

 

Построение эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов

 

При построении эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов крыло рассматривается как балка на двух опорах. Опорами являются стыковочные шпангоут фюзеляжа. Балки нагружены распределенной нагрузкой, которая определяется по формуле: [5]

 

 (19)

 

Разбиваем крыло на части. Интегрируем численным методом эпюру получаем эпюру перерезывающих сил и изгибающих моментов .

 

 (20)

 (21)

 

Результаты расчета приведены в таблице 6

 

Таблица 6

1 0 1800 1760,6 0,4 1760,6 1760,6 125 579,25 694,9 231,7 2749,44
2 0,1 1721,3 2338,9 0,4 2338,9 16986 125 810,55 919,9 324,22 2517,74
3 0,2 2956,5 2885,6 0,4 2885,6 14647 125 1029,3 843,5907 411,7 2193,52
4 0,3 2814,8 1957,3 0,4 1957,3 11761 125 657,93 480,6142 263,17 1781,82
5 0,4 1099,9 1070,7 0,4 1070,7 9804 125 303,3 354,1314 121,32 1518,65
6 0,5 1041,6 1012,4 0,4 1012,4 8733,3   404,97 525,5828 161,99 1397,33
7 0,6 983,25 1615,5 0,4 1615,5 7720,9   646,2 758,475 258,48 1235,34
8 0,7 2247,8 2176,9 0,4 2176,9 6105,4   870,75 842,4 348,3 976,86
9 0,8 2106 2035,1 0,4 2035,1 3928,5   814,05 785,7 325,62 628,56
10 0,9 1964,3 1893,4 0,4 1893,4 1893,4   757,35 378,675 302,94 302,94
11 1 1822,5       0   0     0

 

Построение эпюр крутящих моментов

 

Крутящий момент вычисляется по формуле: [5]

 

 (22)


Таблица 7

1 0 3,2 756 739,46 295,79 2728,2
2 0,1 3,06 722,93 706,39 282,56 2320
3 0,2 2,92 689,85 673,31 269,33 1938,2
4 0,3 2,78 656,78 679,56 271,83 1567,1
5 0,4 2,64 702,35 683,73 273,49 1412,2
6 0,5 2,5 665,11 646,49 258,59 1071,6
7 0,6 2,36 627,86 609,24 243,7 760,88
8 0,7 2,22 590,62 571,99 228,8 479,94
9 0,8 2,08 553,37 505,85 202,34 240,36
10 0,9 1,94 458,33 441,79 176,72 6,615
11 1 1,8 425,25     0

 

Для без моментного профиля эпюра крутящих моментов строится для случая В. Погонные крутящие моменты определяются по формуле: [5]

 

 (23)

где , , ,

 

Таблица 8

1 0 3,2 0,4 0,2 0,5 0,45 0,2 0,1 0,05 3600 360 0 720 36 0 756
2 0,1 3,06 0,4 0,2 0,5 0,45 0,2 0,1 0,05 3442,5 344,25 0 688,5 34,425 0 722,92
3 0,2 2,92 0,4 0,2 0,5 0,45 0,2 0,1 0,05 3285 328,5 0 657 32,85 0 689,85
4 0,3 2,78 0,4 0,2 0,5 0,45 0,2 0,1 0,05 3127,5 312,75 0 625,5 31,275 0 656,77
5 0,4 2,64 0,4 0,2 0,5 0,45 0,2 0,1 0,05 2970 297 1573,09 594 29,7 78,6546 702,35
6 0,5 2,5 0,4 0,2 0,5 0,45 0,2 0,1 0,05 2812,5 281,25 1489,67 562,5 28,125 74,4835 665,10
7 0,6 2,36 0,4 0,2 0,5 0,45 0,2 0,1 0,05 2655 265,5 1406,25 531 26,55 70,3125 627,86
8 0,7 2,22 0,4 0,2 0,5 0,45 0,2 0,1 0,05 2497,5 249,75 1322,83 499,5 24,975 66,1414 590,61
9 0,8 2,08 0,4 0,2 0,5 0,45 0,2 0,1 0,05 2340 234 1239,41 468 23,4 61,9703 553,37
10 0,9 1,94 0,4 0,2 0,5 0,45 0,2 0,1 0,05 2182,5 218,25 0 436,5 21,825 0 458,32
11 1 1,8 0,4 0,2 0,5 0,45 0,2 0,1 0,05 2025 202,5 0 405 20,25 0 425,25

 


ПРОЕКТИРОВОЧНЫЙ РАСЧЕТ КРЫЛИ

 

Существуют три основные силовые схемы крыла: лонжеронные, моноблочные и кессонные. Определяющим фактором силовой схемы крыла является степень восприятия нагрузок такими силовыми элементами как лонжероны, стрингеры и обшивка. Силовая схема лонжеронных крыльев отличается от силовых схем моноблочного и кессонного крыльев. В лонжеронных крыльях связь между лонжеронами велика, но тем не менее каждый лонжерон работает в этой схеме, сохраняя свою самостоятельность.

В моноблочных же крыльях лонжероны полностью теряют свою самостоятельность и деформируются в общей системе крыла как единое целое. В поперечном сечении крыла появляется единая нейтральная ось, которая является вынужденной для всех элементов продольного набора.

Лонжероны в лонжеронных крыльях воспринимают до 60-70% изгибающего момента, действующего в поперечном сечении крыла. Поэтому они имеют массивные полки, которые поддерживаются в одном направлении стенкой и обшивкой в другом направлении. Такие полки лонжеронов допускают значительные сжимающие нагрузки, близкие к пределу прочности материала.

Лонжероны в моноблочных и кессонных крыльях воспринимают порядка 10-20% изгибающего момента. Остальную нагрузку воспринимают на себя стрингеры и обшивка. Если лонжероны не подвержены к общей потери устойчивости, так как лонжероны подкреплены в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, а возможна лишь местная потеря устойчи­вости, значение которой может быть значительно ниже, чем в лонжеронных крыльях, то стрингеры, закрепленные только по нервюрам, способны терять устойчивость при напряжениях значительно меньших, чем разрушающие.

Следовательно, моноблочные крылья позволяют в большей степени использовать работоспособность материала. Но, с другой стороны дробление материала ведёт к уменьшению критических напряжений при сжатии и тем самым не позволяет получить высокие напряжения в продольных элементах конструкции крыла.

При небольших удельных давлениях на крыло, лонжеронное крыло будет легче по массе, чем моноблочное. По при росте удельного давления, более выгодным оказывается моноблочное крыло, а при повышенных требованиях к жесткости крыла и при больших взлетных массах и скоростях, единственно возможным.

Моноблочное и кессонное крыло принципиально друг от друга ни чем не отличаются. Разница состоит лишь в том, что в моноблочном крыле нормальные усилия при изгибе воспринимаются обшивкой и подкрепляющими её стрингерами по всему контуру поперечного сечения крыла, а в кессонном крыле обшивкой и стрингерами лишь в межлонжеронной зоне контура, а остальная часть контура с более тонкой обшивкой слабее подкреплена и в работе на изгиб практически не участвует.

Исходя из опыта проектирования крыльев, можно дать следующие рекомендации по расположению продольного набора в сечении крыла:

в двухлонжеронном крыле передний лонжерон располагается на ; задний лонжерон – на ; в трехлонжеронном крыле передний на ; средний - на ; а послед­ний на .

Расстояние между стрингерами в лонжеронных крыльях составляет  при расстоянии между нервюрами , а в моно­блочных крыльях  при .

 

Поделиться:





Воспользуйтесь поиском по сайту:



©2015 - 2024 megalektsii.ru Все авторские права принадлежат авторам лекционных материалов. Обратная связь с нами...