 |
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
| Yв | 0 | 0,06 | 0,087 | 0,12 | 0,14 | 0,16 | 0,19 | 0,20 | 0,20 | 0,208 |
| Yн | 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 
.
|
|
|
