Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Подобные документы
Панель обшивки внутреннего закрылка и его взаимосвязь с другими деталями. Выбор и обоснование технологической схемы производства. Технологический процесс изготовления изделия из ПКМ. Разработка маршрутного и операционного технологического процессов.
курсовая работа , добавлен 28.01.2008
Выбор прототипа самолета по его характеристикам, являющимися исходными данными к проекту. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Определение нагрузок, действующих на крыло и выбор типа конструктивно-силовой схемы крыла.
методичка , добавлен 29.01.2010
Выбор материала зубчатой передачи и определение допускаемых напряжений. Определение нагрузок на валах. Расчетная схема быстроходного вала редуктора. Определение реакций в опорах. Расчет изгибающих моментов. Построение эпюр изгибающих и крутящих моментов.
курсовая работа , добавлен 13.07.2012
Нормирование нагрузок на крыло. Проектирование полок и стенки лонжерона. Расчет геометрических параметров сечения лонжерона. Проектирование узла крепления подкоса к лонжерону. Технологический процесс формообразования и контроль качества конструкции.
дипломная работа , добавлен 27.04.2012
Техническое описание конструкции самолета "Су-26". Определение нагрузок на крыло. Определение крутящего момента и подбор толщины обшивки крыла. Подбор толщины стенок и сечений поясов лонжеронов в растянутой и сжатой зоне крыла, сечений стрингеров.
курсовая работа , добавлен 14.06.2010
Технология производства лонжерона крыла самолета РСМ-25 "Robust" из композиционных материалов с подкосом. Определение нагрузок, действующих на крыло, обеспечение прочности и устойчивости конструкции; силовое взаимодействие, требования к стыковым узлам.
дипломная работа , добавлен 16.03.2012
Выбор электродвигателя, кинематический и силовой расчёты привода. Определение реакций подшипников валов редуктора и построение эпюр изгибающих и крутящих моментов. Выбор смазки для зацепления и подшипников. Подбор муфты, компоновка и сборка редуктора.
курсовая работа , добавлен 09.06.2015
Киль летательного аппарата – часть хвостового оперения самолета. Назначение, требования, и техническое описание киля. Конструктивно–силовая схема киля. Нормирование нагрузок. Проектировочные расчеты. Построение эпюр. Проектировочный расчет на прочность.
курсовая работа , добавлен 23.01.2008
Пример выполнения курсовой работы по расчету сечения крыла самолета на изгиб
Исходные данные
Взлетный вес, кг 34500
Масса крыла, кг 2715
Масса топлива, кг 12950
Масса силовой
установки, кг 1200 2=2400
Размах крыла, м 32,00
Центральная хорда, м 6,00
Концевая хорда, м 2,00
Эксплуатационная
перегрузка, n Э 4.5
Коэффициент
Безопасности, f 1.5
Рис. 5.1 Эскиз самолета.
Построение расчетных эпюр нагрузок на крыло
5.2.1. Построение эквивалентного крыла
Выполним эскиз крыла в плане. Повернув линию 50% хорд до положения перпендикуляра к оси симметрии самолета, и выполнив элементарные построения, понятные из рисунка 5.2, получим эквивалентное прямое крыло. На основании исходных данных, используя эскиз самолета, определяем значения геометрических параметров крыла:
; 
;
; 
(5.1)
Рис.5.2 Эквивалентное крыло.
Разделим величину на равных отрезков:
м
, (5.2)
получив тем самым сечений: = … , где - номер сечения.Величина хорды в каждом сечении определится по формуле:
. (5.3)
Результаты расчета занесены в таблицу 5.1
5.2.2 Нагрузки определяем для расчетного случая , коэффициент безопасности .
Подъемную силу крыла вычисляем по формуле:
, н. (5.4)
Распределяем погонную воздушную нагрузку вдоль размаха крыла пропорционально хордам:
где 
, м 2
- площадь крыла, согласно Рис. 5.3.а).
Результаты расчета заносим в таблицу 5.1, эпюра показана на Рис. 5.3.б).
Нагрузку от веса конструкции крыла распределяем по размаху крыла пропорционально хордам :
. (5.6)
Результаты расчета заносим в таблицу 5.1. Эпюра показана на Рис. 5.3.в).
Нагрузку от веса топлива, размещенного в крыле, распределяем по размаху крыла пропорционально хордам :
. (5.7)
Результаты расчета заносим в таблицу 5.1. Эпюра показана на Рис. 5.3.г).
Суммируем эпюры распределенных по размаху крыла нагрузок:
Результаты расчета заносим в таблицу 5.1. Эпюра показана на Рис. 5.3.д).
Интегрируя эпюру по , получим эпюру поперечных сил :
.
Интегрирование эпюры следует выполнять методом трапеций, начиная с концевого сечения:
, н
. (5.9)
Эпюра от распределенных нагрузок показана на Рис.5.3.е).
Сосредоточенная сила от веса двигателя создает на эпюре скачок, величина которого определяется весом двигателя и перегрузкой:
, н. (5.10)
Результаты расчета заносим в таблицу 5.1. На Рис.5.3.ж) показана эпюра с учетом сосредоточенной силы от веса двигателя .
Интегрируя эпюру (Рис.5.3.ж)), получим эпюру изгибающих моментов :
.
Интегрирование эпюры также следует выполнять методом трапеций, начиная с концевого сечения:
Результаты расчета в таблицу 5.1.
Результаты расчета эпюр нагрузок на крыло Таблица 5.1
| i | , | , | , | , | , | , | , | , |
| 6.0 | 13.07 | -1.098 | -5.236 | 6.736 | 37.03 | 31.74 | 120.40 | |
| 5.6 | 12.20 | -1.025 | -4.887 | 6.288 | 31.70 | 26.41 | 96.62 | |
| 5.2 | 11.33 | -0.952 | -4.538 | 5.840 | 26.74 | 26.74 | 74.88 | |
| 4.8 | 10.46 | -0.878 | -4.189 | 5.393 | 22.15 | 22.15 | 54.88 | |
| 4.4 | 9.588 | -0.805 | -3.840 | 4.943 | 17.92 | 17.92 | 38.49 | |
| 4.0 | 8.716 | -0.732 | -3.491 | 4.493 | 14.06 | 14.06 | 25.41 | |
| 3.6 | 7.844 | -0.659 | -3.142 | 4.044 | 10.43 | 10.43 | 15.39 | |
| 3.2 | 6.973 | -0.586 | -2.793 | 3.594 | 7.167 | 7.167 | 8.195 | |
| 2.8 | 6.101 | -0.512 | -2.444 | 3.145 | 4.411 | 4.411 | 3.458 | |
| 2.4 | 5.230 | -0.439 | -2.094 | 2.697 | 2.022 | 2.022 | 0.827 | |
| 2.0 | 4.358 | -0.366 | -1.745 | 2.247 | 0.0 | 0.0 | 0.0 |
Проектировочный расчет сечения крыла
5.3.1. За расчетное примем второе сечение крыла – ближнее сечение к узлам стыковки отъемной части крыла (консоли) и центроплана. Рассмотрим геометрические характеристики сечения. Величина хорды в расчетном сечении (см. Таблицу 5.1) равна , м . Пользуясь атласом авиационных профилей выберем подходящий для самолета данного типа аэродинамический профиль, например, 9% профиль NACA-2409. Геометрические характеристики профиля приведены в таблице 5.2. На изгиб работает только межлонжеронная часть сечения крыла (участок профиля сечения, заключенная между передним и задним лонжеронами). Ограничимся координатами только тех точек профиля, которые расположены на этом участке. Будем проектировать двухлонжеронное крыло, первый лонжерон расположим на , лонжерон расположим на , где , м – длина хорды крыла во втором сечении.
Координаты точек профиля расчетного сечения Таблица 5.2
| X, %b | ||||||||
| Yв,%b | 5.81 | 6.18 | 6.38 | 6.35 | 5.92 | 5.22 | 4.27 | |
| Yн,%b | -2.79 | -2.74 | -2.62 | -2.35 | -2.02 | -1.63 | -1.24 | |
| X, b 2 , м | 1.04 | 1.30 | 1.56 | 2.08 | 2.6 | 3.12 | 3.38 | 3.64 |
| Yв,b 2 ,м | 0.302 | 0.321 | 0.332 | 0.330 | 0.308 | 0.271 | 0.247 | 0.222 |
| Yн,b 2 ,м | -0.145 | -0.142 | -0.136 | -0.122 | -0.105 | -0.085 | -0.075 | -0.064 |
Рис. 5.3.а), б), в), г), д) Эпюры погонных нагрузок: .
Рис. 5.3.е), ж), з). Эпюры поперечной силы и изгибающего момента.
Длина хорды профиля в расчетном сечении b2 = 5,2 м .
Высота 1-го лонжерона: H 1 =0.302+0.145=0.447 м .
Высота 2-го лонжерона: H 2 =0.247+0.075=0.322 м .
Максимальная высота профиля: Н MAX =0.332+0.136=0.468 м .
Расстояние между лонжеронами: В=0,45b 2 =0,45*5,2=2,34 м .
Внешний контур профиля показан на рисунке 5.4.а).
Доля изгибающего момента, воспринимаемая лонжеронами v =0.4
Материал конструкции – высокопрочный алюминиевый сплав Д16АТ.
Предел текучести для Д16АТ s 0 , 2 =380 *10 6 Па, Е=72 *109, Па .
Приведенных исходных данных достаточно для выполнения проектировочного расчета сечения крыла.
5.3.2. Верхний и нижний пояса межлонжеронной части сечения, показанного на рисунке 5.4.а), представляем в виде прямоугольников, как это показано на рисунке 5.4.б).
Расстояние между центрами тяжести таких упрощенных поясов определяется по формуле:
=0,412, м.
(5.12)
где: 0,95 - множитель, введенный в силу того, что в числителе (5.12)
используются размеры, относящиеся к внешнему контуру сечения.
Действие изгибающего момента заменяем парой сил и :
= 
= 1,817*10 6, н
(5.13)
Рис. 5.4 Исходное представление сечения
5.3.3. Выполняем проектирование верхнего пояса крыла.
Площадь сечения верхнего пояса:
= 
= 5,033*10 -3 , м 2
,
(5.14)
где: 0,95 - множитель введенный в знаменатель в связи с тем, что верхний пояс работает на сжатие, а потеря устойчивости происходит, как
правило, раньше, чем напряжения достигают значения предела
текучести .
Пропорционально v , доле изгибающего момента воспринимаемой лонжеронами, определяем суммарную площадь верхних полок лонжеронов:
= 
= 2,0.13*10 -3 , м 2
.
(5,15)
Соответственно на обшивку и стрингеры, входящие в верхний пояс сечения крыла приходится доля , равная:
= 
.= 3,020*10 -3 , м 2
(5.16)
Определяем шаг стрингеров . в диапазоне …
(для удобства выполнения расчетов координат стрингеров воспользуемся соотношением 
, где = 5,2
, м
- хорда профиля расчетного сечения крыла, а - целое число):
= 0,05*5,2/2 = 0,13, м . (5.17)
Зная шаг расстановки стрингеров, определяем количество верхних стрингеров:
= .= 17
.
(5.18)
Руководствуясь соотношениями:
; 
;
(см. Рис. 5.5), определяем толщину верхней обшивки , решая уравнение:
(35*17+60)d B 2 = 3,020*10 -3 , м 2 . (5.19)
Полученное значение толщины обшивки округляем в большую сторону до значения кратного 0,1 мм,
d В = 2,2*10 -3 , м . (5.20)
соотношения размеров размеров полок лонжеронов.
Обшивки и стрингеров.
Определяем приближенно минимально необходимую толщину обшивки из условия работы крыла на кручение, используя известную формулу Бредта:
.
За неимением более точных данных на данном этапе расчета, полагаем, что поперечная сила действует по линии 25%b от носка профиля, а центр жесткости сечения расположен на расстоянии 50%b от носка профиля, тогда величина крутящего момента в сечении будет равна:
= 26,74*10 4 *0,25*5,2 = 34,76*10 4 ,н м . (5.21)
d ОБШ.КР = 34,76*10 4 / (2*2,34*0,412*0,5*380*10 6) = 0,95*10 -3 , м . (5.22)
Сравнивая (5.20) и (5.22), выбираем большее значение толщины обшивки, найденное из условия работы крыла на изгиб, d В = 2,2*10 -3 , м .
Примем толщину стрингера равной толщине обшивки, высоту стрингера определяем, используя соотношения, приведенные на рисунке 5.5:
,
h стр.В = 5*2,2*10 3 = 11*10 -3 , м . (5.23)
Распределяем площадь 
между верхними полками 1 го и 2 го лонжеронов пропорционально их высоте:
= 2,013*10 - 3*0,447/0,769 = 1,17*10 -3
, м 2
.
(5.24)
.= 2,013*10 -3
*0,322/0,769 = 0,842*10 -3
, м 2
.
(5.25)
справедливые для всех полок проектируемых лонжеронов, в соотаетствии с ними, по приведенным ниже формулам определяем размеры верхних полок первого и второго лонжеронов:
; 
; 
; 
.
h л.в.1 =12,1*10 -3 , м ; b л.в.1 = 96,8*10 -3 , м ;
b’ л.в.1 = 2,2*1,5*10 -3 = 3,3*10 -3 , м ; (5.26)
h л.в.1 = 3,3*8*10 -3 = 26,4*10 -3 , м .
; 
; 
; 
.
H л.в.2 =10,3*10 -3 , м ; b л.в.2 = 82,1*10 -3 , м (5.27)
B’ л.в.2 + 3,3*10-3, м ; h’ л.в.2 = 26,4*10 -3 , м .
В (5.20), (5.23), (5.26), (5.27) определены все размеры сечений элементов верхнего пояса крыла. Следует сразу подсчитать критические напряжения в работающих на сжатие продольных ребрах верхнего пояса.
Верхняя полка первого лонжерона.
На Рис.5.7 показан эскиз сечения ребра, образованного полкой лонжерона c полосой присоединенной обшивки , условно разделенного на три элементарных прямоугольника (обшивку, полку, лапку). Подсчитаем для этого ребра ординату центра тяжести сечения и минимальный осевой момент инерции, пользуясь формулами известными из курса сопротивления материалов.
Рис. 5.7 Верхняя полка лонжерона с присоединенной обшивкой
Расстояние от внешней поверхности обшивки до центра тяжести ребра, образованного полкой лонжерона и полосой присоединенной обшивки :
Минимальный момент инерции ребра, образованного полкой лонжерона и полосой присоединенной обшивки :
. (5.29)
Выполнив вычисления по формулам (5.28) и (5.29), используя размеры верхней полки первого лонжерона (5.26), получим:
g л.в.1 = 8,01*10 -3 , м ; I л.в.1 = 66.26*10 -9 , м 4 . (5.30)
По формуле Эйлера (2.13) подсчитаем критические напряжения потери устойчивости верхней полки 1–го лонжерона при сжатии:
,
где: l = 5t стр =5*0,13=0,65 , м – расстояние между нервюрами;
С – коэффициент зависящий от способа закрепления концов ребра; считается, что концы полок лонжеронов защемлены (вследствие наличия стенки), (Рис. 2.5), С л =4 ; концы стрингера оперты (Рис. 2.5), С стр = 2 .
= 288.7*10 6
, Па
.
(5.31)
Выполнив вычисления по формулам (5.28) и (5.29), используя размеры верхней полки второго лонжерона (5.27), получим:
F л.в.2 = 0,1186*10 -2 , м 2 ;
g л.в.2 = 7,36*10 -3 , м ; I л.в.2 =51,86*10 -9 , м 4 . (5.32)
= 294,2*10 6
, Па;
(5.33)
(площадь F л.в.2 присоединенной обшивки ).
В соответствии с эскизом сечения стрингера (см. Рис. 5.5) определим расстояние от внешней поверхности обшивки до центра тяжести верхнего стрингера и критическое напряжение потери устойчивости при сжатии.
= 1,694*10 -4
, м 2
. (5.34)
=2,043*10 -3 , м . (5.35)
=1,206*10 -9 , м 4 . (5.36)
=. (5.37),
Проанализируем полученные результаты:
s л.в.1.КР = 288.7*10 6 , Па ;
s л.в.2.КР = 293,6*10 6 , Па ; (5.38)
s стр.В.КР =47,9*10 6 , Па
Величина критического напряжения верхней полки 1-го лонжерона недостаточна. Дело в том, что при близком к этой величине напряжении будет работать и нижняя, растянутая, полка 1-го лонжерона, а это значительно меньше предела текучести для материала конструкции (380*10 6 , Па ). Лонжерон будет недогружен, крыло будет перетяжеленным.
Мала также величина критического напряжения для верхнего стрингера, материал стрингеров работает не эффективно.
Увеличим критическое напряжение для полки 1-го лонжерона за счет усиления лапки. При этом момент инерции полки лонжерона I х л.в.1 возрастет значительно, а площадь поперечного сечения F л.в.1 возрастет незначительно. 380/289 =1,31 т.е., желательно увеличить критическое напряжение для полки
1-го лонжерона на 35% . Увеличим толщину лапки на 14% , сохраним пропорции, рекомендованные на Рис.5.6, и повторим расчет. Получим:
b’ л.в.1 =3,76*10 -3 , м ; h’ л.в.1 =30,1*10 -3 , м .
F л.в.1 =0,157*10 -2 ,м 2 ; g л.в.1 =8.471*10 -3 , м ; (5.39)
I л.в.1 =87,87*10 -9 , м 4 ; s л.в.1 КР =376,5*10 6 , Па;
(площадь F л.в.1 указана с учетом площади сечения полосы присоединенной обшивки ).
Усилим также верхний стрингер, увеличив его толщину 1,5 раза и сохранив пропорции, показанные на Рис. 5.5. В результате получим:
b стр.В =3,3*10 -3 , м ; h стр.В =16.5*10 -3 , м ;
F стр.В =1.997*10 -4 , м 2 ; g стр.В =3.65*10 -3 , м ; (5.40)
I стр.В =4.756 *10 -9 , м 4 ; s стр.В.КР =160*10 6 , Па ;
(площадь F стр.В указана с учетом площади сечения полосы присоединенной обшивки ).
Следует сказать, что дать однозначных рекомендаций по корректированию конструкции с целью получения оптимальных результатов (5.39), (5.40) невозможно. Здесь необходимо выполнить ряд приближений (в чем, впрочем, и отражается специфика конструирования крыла).
5.3.4. Проектирование нижнего пояса крыла. Повторив все действия, выполненные в п.5.3.3., определяем размеры сечения элементов нижнего пояса крыла:
= = 0,4782*10 -2 ,м 2 ;
Общая площадь сечения нижних полок лонжеронов:
= 0,4*0,4782*10 -2
= 0,1913*10 -2
, м 2
;
Поскольку между закрылками, рулями и элеронами существует конструктивное сходство, то процесс выбора параметров у них одинаков. Более того, в конструктивном отношении закрылки и дефлекторы выполняются преимущественно по одно- лонжеронной схеме, а это упрощает подход к их конструированию.
Однако на некоторые особенности конструкций закрылков следует обратить внимание.
Лонжероны, кроме типового нагружения, могут догружаться сосредоточенными силами от опор дефлекторов, приложенными непосредственно к поясам. В таких случаях опорные кронштейны дефлекторов стремятся разнести на некоторое расстояние по длине лонжерона, по крайней мере на дистанцию, равную шагу нервюр.
В случае малых размеров дефлекторов от лонжеронов отказываются вообще, компенсируя их усилением (утолщением) обшивки и уменьшением шага нервюр.
Обшивка во всех случаях в конструкции закрылков и дефлекторов играет очень важную роль, обеспечивая не только необходимую прочность, но и потребную жесткость. При определении ее толщины из условия работы на сдвиг от кручения величину крутящего момента можно определять по формуле:
Где q- распределенная нагрузка по размаху собственно закрылка или дефлектора соответственно; х с - координата центра жесткости закрылка или дефлектора; - координата центра давления закрылка или дефлектора; z - расчетная погонная длина закрылка.
Центр масс для распространенных профилей закрылков одно- лонжеронной схемы (собственно закрылка или дефлектора) располагается примерно на 25 % хорды, для двухлонжеронных схем он смещается на 30 % хорды.
Положение центров давления отклоненных на 30 ... 35° закрылков практически постоянно и находится на 38 ... 40 % хорды закрылка и на 50 % хорды дефлектора.
Погонная длина закрылка z берется равной половине наибольшего расстояния между опорами закрылка или секции дефлектора.
Обшивка толщиной менее 0,6 мм, так же, как и стенки нервюр и лонжеронов тоньше 0,8 мм, не применяется.
Выбор параметров обшивки полезно сопровождать корректировкой параметров конструктивно-силовой схемы закрылка. В этом случае можно попытаться согласовать ряд требований - толщину и модуль упругости обшивки, шаг нервюр и величину допустимого эксплуатационного прогиба. Такое согласование параметров достигается, например, с помощью графиков, аналогичных рис.6, представляющих изменение прогибов алюминиевой обшивки толщиной 0,8 или 1,2 мм в зависимости от удельного давления р и расстояния между нервюрами.
---------- - - - - -
Наличие обширных экспериментальных и статистических данных такого рода способствует существенному упрощению проектных разработок. Во всяком случае, даже ограниченное количество экспериментального материала позволило установить, что с точки зрения уменьшения деформаций обшивки выгоднее уменьшать расстояние между нервюрами, а не между стрингерами.
Вспомогательная поляра помогает сравнительно просто построить поляры для различных взлетно-посадочных режимов полета.Удобнее всего начать с построения поляры, отвечающей посадочной конфигурации самолета без учета влияния земли. Эта поляра необходима для расчета предпосадочного планирования самолета.
Поляра строится в предположении, что все средства механизации (закрылки, предкрылки, щитки и пр.), а так же шасси приведены в положение , отвечающее условиям предпосадочного планирования (угол отклонения закрылков 35 45 о ).
Перед расчетом поляры следует уточнить, какая механизация применена на данном самолете. Если схема самолета в задании не позволяет дать однозначный ответ на этот вопрос (например, не ясен тип закрылков - простые или щелевые и т.п.), следует задаться вполне конкретной механизацией используя данные аналогичного данному типу отечественного самолета. Это обстоятельство необходимо оговорить в тексте пояснительной записки. В табл. 6 приведены данные по эффективности различных видов механизации крыла (прирост C yа max и увеличение сопротивления C xа0 ).
Расчет поляры для посадочных режимов удобно начать с построения зависимости C yа = f( ). Эта зависимость легко может быть получена на основании ранее построенной зависимости C yа = f( ) для самолета с убранной механизацией.
Таблица 6
|
Конфигурация |
Тип механизации |
δ o опт. |
C yа max |
C xа0 |
|
Исходное крыло C yа max = 1,0;C xа min = 0,009. |
- |
- |
- |
|
 |
Простой щиток |
60 |
0,80 |
0,23 |
 |
Щиток ЦАГИ |
45 |
1,15 |
0,21 |
 |
Простой закрылок. |
60 |
0,9 |
0,12 |
 |
Однощелевой закрылок |
40 |
1,18 |
0,13 |
 |
Двухщелевой закрылок |
30/55 |
1,4 |
0,23 |
 |
Трехщелевой закрылок |
30/44/55 |
1,6 |
0,23 |
 |
Закрылок Фаулера |
30 |
1,67 |
0,1 |
 |
Двухщел. закрылок Фаулера |
15/30 |
2,25 |
0,15 |
|
|
Предкрылок |
25...30 |
0,6...0,9 |
0 |
|
|
Щиток Крюгера |
40...45 |
0,4...0,5 |
0 |
|
|
Отклоняемый носок крыла |
30 |
0,55 |
0 |
Здесь следует иметь в виду такие свойства механизированных крыльев:
механизация практически не изменяет параметр C α yа , следовательно, наклон линейного участка кривой C yа = f( ) от механизации не меняется;
механизация задней кромки (закрылки) существенно изменяет величину угла атаки нулевой подъемной силы 0 на величину 0 . Механизация у передней кромки не изменяет 0 ;
благодаря механизации получает приращение C yа max на величину C yа max ;
выпуск шасси увеличивает C xa0 самолета примерно в полтора раза;
выпуск предкрылков практически не оказывает влияния на C xa0 ;
отклонение механизации задней кромки крыла сильно увеличивает C xa0 ;
у винтовых самолетов обдувка части поверхности крыла винтами влияет на подъемную силу;
струя воздуха, создаваемая винтами, имеет скорость большую, чем скорость полета, в связи с чем на участках крыла, обдуваемых винтами, создается подъемная сила, большая, чем на остальной части крыла. Кроме того при косой обдувке винтов возникает вертикальная составляющая силы тяги, зависящая от угла атаки и участвующая в создании подъемной силы . Приближенно все это учитывают изменением C yа .
крыла в случае одновременного применения на крыле различных видов механизации определяется как сумма приращений
C
yа max
от каждого из этих видов :
=
К
1
К
2
К
3
К
4
К
5
+
К
4
К
5
К
6
К
7
+
C
yа ф.
, (16)
где
- приращение максимального коэффициента подъемной силы от всех видов механизации;
- приращение коэффициента подъемной силы от механизации задней кромки крыла. Определяется по данным табл. 6;
приращение коэффициента подъемной силы от механизации передней кромки крыла. Определяется по данным табл. 6.
C
yа ф.
- приращение коэффициента подъемной силы вследствие влияния фюзеляжа.
Поправочные коэффициенты учитывают влияние на
: К
1
относительной толщины крыла c
; К
2
- угла отклонения механизации
o
меx.
; К
3
- относительной хорды механизации b
меx.
; К
4
- относительного размаха механизации l
меx.
=l
меxан.
/l
; К
5
- стреловидности по 1/4 хорд крыла
;
К
6
- угла отклонения механизации передней кромки
п.к.
/
опт.
; К
7
относительной хорды механизации передней кромки b
п.к.
=b
п.к.
/b
с.г.x.
.
В табл. 6 приняты обозначения: опт. - оптимальное значение угла отклонения механизации, соответствующее коэффициенту максимальной подъемной силы крыла с рассматриваемым видом механизации; C yа max - приращение коэффициента максимальной подъемной силы; C xа0 - приращение коэффициента сопротивления от механизации при o опт. .
Экспериментальные данные в табл. 6 соответствуют следующей исходной геометрии механизированного крыла: = 12, = 1, c= 10%, = 0; механизация задней кромки крыла с относительной хордой 30% и механизация передней кромки крыла с хордой 15% расположены по всему размаху крыла.
Поправочные коэффициенты К i (рис. 13 и 14) учитывают отличие геометрических характеристик рассматриваемого механизированного крыла от табличного. Точка А на графиках соответствует табличному крылу.
Полученные значения
0
и
позволяют построить график C
yа
= f(
)
для посадочной конфигурации самолета. Угол атаки при отклоненной механизации задней кромки крыла уменьшается примерно на 3
5
о
по сравнению с немеханизированным крылом.
На закрылок в полете действуют аэродинамические силы. Величина и распределение нагрузки определяются по результатам продувок в аэродинамической трубе при неотклоненном и отклоненном положении закрылка. Силами тяжести конструкции закрылка ввиду их малости пренебрегают.
При отсутствии результатов продувки используют распределение нагрузки по размаху и по хорде закрылка показанное на рис 7.2 Распределение нагрузки по хорде берется по трапеции, причем высота ординаты нагрузки у передней кромки равна , а у задней кромки равна. Распределение нагрузки по размаху - пропорционально хордам.
Рис.7.2 Распределение нагрузки
Определим величину скоростного напора для закрылка:
, (7.1) где- плотность воздуха,кг/м 3 ;
Максимальная скорость самолета,м/с;
а величину по формуле:
(7.2)
Па;Па.
Определим распределение нагрузки на закрылок по размаху:
Н/м (7.3)
где - хорда закрылка.
Величина нагрузки по размаху будет иметь постоянное значение Н/м.
В связи с тем, что элерон и закрылок схожи, как по своей форме, так и по методике расчета, дальнейшие расчеты проводятся аналогично элерону. Поскольку на закрылок действуют нагрузки в несколько раз меньше, параметры продольно-поперечного набора и обшивки закрылка принимаются такими же, как и у элерона.
Ширина полок по длине балки для лонжерона закрылка принимается .
Значения верхней и нижней полок 0,96 мм (8 слоев)
Толщина стенки лонжерона 0,96 мм (8 слоев)
Толщину обшивки принимаем равную 1мм.
Заключение
В данной работе произведен расчет лонжеронов (переднего, заднего), подкосов, узлов крепления подкосов к крылу, основных элементов продольно-поперечного набора крыла самолета: силовых нервюр, элерона, закрылка, дифференциальной качалки, тяг управления, узлов крепления. Были выбраны конструктивно-технологические решения для нервюр, носка крыла, кронштейнов элерона и закрылка, качалки, обшивки. Носок крыла был сделан съемным для обслуживания качалки и тяг управления. Обшивка крыла была принята гладкой. Все элементы подбирались не только из условия минимум массы и максимальной прочности, но и простоты изготовлении, экономичности.
Также в данной работе были предусмотрены эксплуатационные люки под слив и залив топлива, замену топливного бака, а также для обеспечения простоты сборки и ремонта крыла
