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 Корневая хорда Концевая хорда Аэродинамический профиль №22,10 Определяем удельную нагрузку на крыло [2]
относительная масса топлива Определяем удельную нагрузку на крыло из условия обеспечения заданной крейсерской скорости на заданной высоте полета [2]
Определяем тягавооруженность самолета из условия набора высоты при одном отказавшем двигателе [2]
где,
из условия обеспечения горизонтального полета [2]
коэффициент учитывает тяги по скорости полета Определяем тягавооруженность самолета из условия обеспечения заданной длины разбега самолета [2]
где,
Определяем тягавооруженность маневренных самолетов из условия:
а) скороподъемности [2]
б) заданной максимальной скоростью
в) полета заданной перегрузкой
Находим площадь крыла [2]
Определяем тягу двигателя
Таблица 2. Построение поляр для крыла
Рис. 1
Площадь крыла: [5] Удлинение: [5] Сужение: [5]
Хорда крыла в расчетном сечении:
где Толщина крыла: Профиль крыла в расчетном сечении строится следующим образом: ординаты верхней и нижней половины профиля
Принимаем
Произведя расчеты получаем:
Таблица 4
Расчетная схема крыла
Сечение профиля крыла Рис. 3
2.3 Определение воздушной нагрузки
Для плоского нестреловидного крыла с удлинением
Таблица 5
Распределение массовых сил вдоль размаха крыла
Массовые нагрузки конструкции крыла можно определить: [5]
где
Массовые силы от топлива, находящиеся в крыле: [5]
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]
Разбиваем крыло на части. Интегрируем численным методом эпюру
Результаты расчета приведены в таблице 6
Таблица 6
Построение эпюр крутящих моментов
Крутящий момент вычисляется по формуле: [5]
Таблица 7
Для без моментного профиля эпюра крутящих моментов строится для случая В. Погонные крутящие моменты определяются по формуле: [5]
где
Таблица 8
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 Расстояние между стрингерами в лонжеронных крыльях составляет
Воспользуйтесь поиском по сайту: ![]() ©2015 - 2025 megalektsii.ru Все авторские права принадлежат авторам лекционных материалов. Обратная связь с нами...
|