Геометрические параметры крыла

Нижегородский государственный технический университет

Им. Р. Е. Алексеева

Факультет морской и авиационной техники

Кафедра кораблестроения и авиационной техники

НАГРУЗКИ ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА САМОЛЕТ

И РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ЕГО ЧАСТЕЙ

Курсовое и дипломное проектирование

Методические указания для студентов по специальности 160201 «самолето- и вертолетостроение»

Н.Новгород, 2009

Составитель: В. И. Путевской

УДК

Нагрузки действующие на самолет и расчет на прочность его частей. Курсовое и дипломное проектирование. Методические указания для студентов по специальности 160201 «самолето- и вертолетостроение» НГТУ им .Р. Е. Алексеева. Сост.: В. И. Путевской. Н. Новгород, 2009, с.

Рассматриваются методы определения нагрузок на самолет и методы расчета его частей в рамках курсового и дипломного проектирования. Пособие предназначено для студентов факультета морской и авиационной техники, обучающихся по специальности «самолето- и вертолетостроение». Оно может быть полезно также для руководителей проектов и консультантов.

Редактор:

Подписано к печати Формат 60х84 1/16. Бумага газетная.

Печать офсетная. Печ.л. Уч.-изд.л. Тираж 150 экз. Заказ

Нижегородский государственный технический университет им. Р. Е. Алексеева.

Типография НГТУ, 603600, Н.Новгород, ул. Минина, 24.

© Нижегородский государственный

технический университет

им.Р. Е. Алексеева

Введение

Курсовой проект по расчету самолета на прочность состоит из следующих разделов:

1. Определение и распределение аэродинамических и массовых нагрузок, действующих на расчитываемый агрегат.

2. Выбор и обоснование конструктивно-силовой схемы агрегата (при дипломном проектировании).

3. Вычисление и построение эпюр действующих на агрегат сил и моментов.

4. Проектировочный расчет основных силовых элементов агрегата, с целью определения их размеров и сечений в характерных местах агрегата.

5. Поверочный расчет элементов спроектированного агрегата от действия внешних нагрузок.

В курсовом (дипломном) проекте может производиться расчет следущих агрегатов:

1. Крыло легкого самолета.

2. Поворотная часть крыла или ОЧК.

3. Центроплан крыла.

4. Отсек фюзеляжа с усиленным (миловым) шпангоутом.

5. Цельноповоротное горизонтальное оперение самолета (ЦПГО).

6. Переднее горизонтальное оперение (ПГО).

7. Стабилизатор.

8. Киль самолета.

9. Передняя стойка шасси.

10. Главная стойка шасси.

11. Предкрылок тяжелого самолета.

12. Двух (трех) щелевой закрылок.

13. Регулируемый воздухозаборник сверхзвукового самолета.

14. Рули (элерон) тяжелого самолета.

15. Фонарь кабины.

16. Дверь пассажирской кабины.

17. Управление (по однму из каналов) с расчетом основных узлов.

18. Пилон двигателя с мотогондолой и узлами крепления.

19. Другие равноценные по трудоемкости разработки агрегаты самолета.

В данном методическом пособии подробно рассмотрены вопросы расчета на прочность крыла самолета. Также даны основные приемы расчета других агрегатов.

Исходные данные.

Исходными данными для расчета агрегата на прочность являются:

1. Взлетный вес самолета G и максимальная эксплуатационная перегрузка n^Э_ymax. Определяются прототипом и классом самолета. Вес агрегата G_агр.

2. Расчетный случай, определяющий совокупность и характер нагрузок на самолет.

3. Геометрические параметры агрегата. Определяются прототипом самолета. Либо, в случае дипломного проекта, определяютя в процессе конструирования агрегата.

Для ряда агрегатов применяются также и дополнительные исходные данные.

Расчетные случаи.

Расчетный случай определяет следующие параметры расчета:

· Коэффициент безопасности f;

· Перегрузку n_y;

· Коэффициент подъемной силы c_y;

· Скоростной поток q.

Данные параметры для основных расчетных случаев приведены в таблице 1.

Таблица 2.1

Расчетный случай	Описание	ny	q	cy	f
A	Криволинейный полет. Горка, выход из пикирования. Действие вертикального порыва ветра.		-	cymax	1.5
A’	Криволинейный полет. Выход из пикирования. Полет в болтанку. Полет на большой скорости.		qmax	-	1.5
B	Криволинейный полет на малых углах атаки с отклоненными элеронами.		qmax	-	1.5
C	Вертикальное пикирование с отклоненными элеронами.	0	qmax		2.0
D	Криволинейный полет на углах атаки, соответствующих cymin. Резкий переход на планирование, полет в неспокойном воздухе. Характерен обратным нагружением.		-	cymin	1.5
D’	Криволинейный полет при небольших отрицательных углах атаки. Аналогичен случаю D, но при больших скоростях полета		qmax	-	1.5

Расчет крыла.

Исходными данными для расчета крыла являются взлетный вес самолета, максимальная эксплуатационная перегрузка, вес крыла. Далее выбираются расчетные случаи. Для курсового проекта достаточно провести расчет для одного из расчетых случаев (как правило выбирается случай A или A’). В то время как для дипломного проекта необходимо рассмотреть несколько расчетных случаев. Также исходными данными являются геометрические параметры крыла.

Геометрические параметры крыла.

Из описания самолета прототипа получаем основные характеристики крыла:

· Корневая хорда крыла b_корн;

· Концевая хорда крыла b_конц;

· Размах крыла L;

· Угол стреловидности крыла по линии 25% хорд c.

На основе этих данных также определяются относительные параметры:

· Относительное сужение крыла: ;

· Площадь крыла: ;

· Удлинение крыла: .

Рис. 3.1.

На основе этих данных выполняется эскиз полукрыла (консоли) в плане в удобном масштабе. Для стреловидного крыла изображается эквивалентное по площади прямое крыло путем поворота исходного стреловидного так, чтобы линия 25% хорд была перпендикулярна оси фюзеляжа. При этом концевая и корневая хорды соответственно уменьшаются, а полуразмах крыла L/2 увеличивается. Пример эскиза показан на Рис. 3.1.

На эскизе необходимо изобразить:

1. Ось Z, перпендикулярную оси симметрии самолета с началом в передней кромке среднего сечения крыла.

2. Линия центров давления (ц.д.).

3. Линия центров тяжести (ц.т.).

4. Центры тяжести всех грузов, находящихся в крыле.

5. Расчетное сечение.

Линия центров давления определяется по формуле

, (3.1)

где – наклон прямой по ;

– коэффициент момента при .

Все эти параметры даются в задании в качестве характеристик крыла (вернее профиля крыла), а либо определяется заданием, либо вычисляется по формуле ,

где – коэффициент эксплуатационной перегрузки;

G – вес самолета;

S – площадь крыла;

q – скоростной напор.

Линия центров тяжести определяется как

. (3.2)