Проектировочный расчет сечения крыла. Руководство к расчетному заданию " расчет аэродинамических характеристик Проектировочный расчет сечения крыла

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

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

Закрылок представляет собой отклоняемую вниз хвостовую часть крыла. Размещаются закрылки на участках крыла, не занятых элеронами. Различают поворотные, щелевые и выдвижные закрылки.

При отклонении поворотного закрылка вниз увеличивается кривизна профиля на участке крыла, занятого закрылком, что ведет росту с у. При отклонении закрылка кривая с у = f (б) смещается качественно так же. как и при отклонении щитка. Разница состоит в том, что при отклонении поворотного закрылка критический угол атаки уменьшается на большую величину, чем при отклонении простого щитка.

Наивыгоднейшие параметры поворотного закрылка: хорда b 3 = (0,2.0,25) b и максимальный угол отклонения д ЗMAX =40.50°. Поворотные закрылки, уступившие в эффективности другим типам закрылков, применяются очень, редко.

При отклонении щелевого закрылка между ним и основной частью крыла создается профилированная щель. Проходящий через эту щель воздух сдувает пограничный слой на верхней поверхности закрылка, что затягивает срыв на большие углы атаки. Благодаря этому щелевой закрылок создает больший прирост c v . чем поворотный. Недостатком щелевого закрылка является большее, чем у поворотного закрылка, лобовое сопротивление в неотклоненном состоянии из-за наличия щели. Для устранения этого недостатка положение оси вращения и очертание носка закрылка выбираются таким образом, чтобы в неотклоненном его положении щель была бы полностью закрыта. Щелевые закрылки обычно имеют хорду b 3 = (0,25.0,3) b и максимальный угол отклонения д ЗMAX =50.60°.

Закрылки имеют обычно сходную с рулями и элеронами конструкцию, содержащую типовой набор конструктивных элементов - продольные балочки, стенки, стрингеры, нервюры, законцовочные стрингеры и обшивку. Конструктивное разнообразие схем увеличивается благодаря широкому применению сотовых и других заполнителей и созданию многослойных конструкций с использованием композиционных материалов.

Способы подвески закрылков опять же тесно связаны с разработкой кинематической схемы. Наиболее распространенными способами стали установки закрылков на кронштейнах (отклоняющиеся закрылки) и на рельсах (выдвижные или откатные закрылки).

В данной работе используется выдвижной, однощелевой закрылок (рис.7.1).

Рис.7.1

Управление закрылком осуществляется механизмом винт-гайка. В связи со сложностями расчета данного соединения конструктивно принимаем внутренний диаметр гайки d г =6 мм

Нагрузки, действующие на закрылок

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

Определим величину скоростного напора для закрылка:

где - плотность воздуха, кг/м 3 ;

Максимальная скорость самолета, м/с;

а величину по формуле:

Определим распределение нагрузки на закрылок по размаху:

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.

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 .
Иллюстрирует сказанное рис. 11. На этом рисунке кривая 1 отвечает крылу с отклоненным закрылком; кривая 2 при одновременном отклонении и закрылка и предкрылка; кривая 3 с учетом предкрылков . Величина  0 может быть определена приближенно по рис. 12 в зависимости от относительной хорды механизации b меx. =b меxан. /b с.г.x. и угла отклонения δ меx. =δ меxан. / δ меx.опт. Приращение
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.