Построение эквивалентного крыла

Содержание

Введение………………………………………………………………………….......3

1 Исходные данные………………………………………………………............…..4

2 Построение расчетных эпюр нагрузок на крыло.......……………………….........5

3 Проектировочный расчет сечения крыла…………………………….........……...8

Заключение………………………………………………………………….......…..16

Введение

К самолету, как летательному аппарату, предъявляются весьма сложные и разнообразные требования. Многие из этих требований являются противоречивыми, например, самолет должен иметь хорошие летные данные и одновременно с этим должен быть достаточно прочным в эксплуатации и иметь минимальную массу при относительно небольших размерах конструкций (крыла и т. д.).

Целью проектировочного расчета является подбор геометрических размеров крыла, площадей отдельных элементов крыла (площади стрингеров, поясов лонжерона, толщины обшивки и стенки лонжерона), исходя из предельных нагрузок на конструкцию.

Исходные данные

Рисунок 1.1 – Эскиз самолета

Взлетный вес, кг 141520

Масса крыла, кг 14152

Масса топлива, кг 70760

Масса силовой

установки, кг 9525 x 4=38100

Размах крыла, м 44,55

Центральная хорда, м 11,27

Концевая хорда, м 2,39

Эксплуатационная

перегрузка, n_Э 2.5

Коэффициент

Безопасности, f 1.5

Построение расчетных эпюр нагрузок на крыло

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 1.2, получим эквивалентное прямое крыло. На основании исходных данных, используя эскиз самолета, определяем значения геометрических параметров крыла:

; ;

; (2.1)

Рисунок 2.2 – Эквивалентное крыло

Разделим величину на равных отрезков:

м, (2.2)

получив тем самым сечений: = … , где - номер сечения.Величина хорды в каждом сечении определится по формуле:

. (2.3)

Результаты расчета занесены в таблицу 2.1

2.2.2 Нагрузки определяем для расчетного случая , коэффициент безопасности .

Подъемную силу крыла вычисляем по формуле:

= . (2.4)

Распределяем погонную воздушную нагрузку вдоль размаха крыла пропорционально хордам:

, (2.5)

где , м² - площадь крыла, согласно Рис. 3.1.а).

Результаты расчета заносим в таблицу 2.1, эпюра показана на Рис. 3.1.б).

Нагрузку от веса конструкции крыла распределяем по размаху крыла пропорционально хордам :

. (2.6)

Результаты расчета заносим в таблицу 2.1. Эпюра показана на Рис. 3.1.в).

Нагрузку от веса топлива, размещенного в крыле, распределяем по размаху крыла пропорционально хордам :

. (2.7)

Результаты расчета заносим в таблицу 2.1. Эпюра показана на Рис. 3.1.г).

Суммируем эпюры распределенных по размаху крыла нагрузок:

. (2.8)

Результаты расчета заносим в таблицу 2.1. Эпюра показана на Рис. 3.1.д).

Интегрируя эпюру по , получим эпюру поперечных сил :

Интегрирование эпюры следует выполнять методом трапеций, начиная с концевого сечения:

, н. (2.9)

Эпюра от распределенных нагрузок показана на Рис.3.1.е).

Сосредоточенная сила от веса двигателя - отсутствует.

Результаты расчета заносим в таблицу 2.1

Интегрируя эпюру (Рис.3.1.ж)), получим эпюру изгибающих моментов :

Интегрирование эпюры также следует выполнять методом трапеций, начиная с концевого сечения:

(2.11)

Результаты расчета заносятся в таблицу 2.1.

Результаты расчета эпюр нагрузок на крыло Таблица 2.1

i	bi, м * 10^4	t B.i, Н/м * 10^4	t кр.i, Н/м * 10^4	t топ.i, Н/м * 10^4	ti, Н/м * 10^4	Qy i пог, H * 10^4	Qyi, Н * 10^4	Mx i, Нм 10^4
	9,055	12,077	-1,074	-2,684	8,320	134,491	134,491	1402,119
	8,359	11,148	-0,991	-2,477	7,680	113,478	113,478	1076,436
	7,662	10,219	-0,908	-2,271	7,040	94,145	94,145	803,745
	6,966	9,290	-0,826	-2,064	6,400	76,493	76,493	579,628
	6,269	8,361	-0,743	-1,858	5,760	60,523	60,523	399,671
	5,573	7,432	-0,661	-1,652	5,120	46,233	46,233	259,457
	4,876	6,503	-0,578	-1,445	4,480	33,625	33,625	154,572
	4,180	5,574	-0,495	-1,239	3,840	22,697	22,697	80,599
	3,483	4,645	-0,413	-1,032	3,200	13,450	13,450	33,124
	2,787	3,716	-0,330	-0,826	2,560	5,885	5,885	7,729
	2,090	2,787	-0,248	-0,619	1,920