Файл: Иркутский национальный исследовательский технический университет институт заочновечернего обучения Кафедра Самолётостроения и эксплуатации авиационной техники.docx

Рисунок 1.1 – Внешний вид самолета прототипа

Исходные данные для дальнейших расчетов приведены в таблице 1.1.
Таблица 1.1 – Исходные данные для расчетов

1	Размах крыла, м	29,2
2	Коэффициент безопасности	1,5
3	Эксплуатационная перегрузка	2,0
4	Взлётная масса самолёта, кг	21000
5	Масса топлива, кг	4850
6	Масса крыла, кг	2520
7	Масса силовой установки, кг	600
	Масса стоек шасси, кг	400
8	Центральная хорда, м	3,2
9	Концевая хорда, м	1,1
10	Угол стреловидности, °	2,50
	Угол стреловидности, °	6,833

2 Схематизация нагрузок, действующих на конструкцию крыла в полете

2.1 Построение эквивалентного крыла

Для выполнения дальнейших расчетов требуется преобразовать крыло самолета-прототипа в эквивалентное крыло. В данной курсовой работе построения выполняются в системе автоматизированного проектирования AutoCAD.

Для преобразования реального крыла в эквивалентное строится эскиз полу-крыла в плане, на котором отмечается линия 50% хорд. Далее проводятся перпендикуляры к линии 50% хорд в точках пересечения с линиями центральной и концевой хорды. Линии передней и задней кромок крыла продляются до пересечения с проведёнными перпендикулярами.

В результате получается трапеция, контур которой соответствует контуру эквивалентного крыла (рис. 2.1, а). Остается повернуть данную трапецию на угол стреловидности по линии 50% хорд до положения перпендикуляра к оси симметрии самолета

В итоге получено эквивалентное по площади прямое трапециевидное полукрыло в плане (рис. 2.1, б).

а) – построение эквивалентного по площади крыла;

б) – половина эквивалентного по площади крыла
Рисунок 2.1 – Построение половины эквивалентного крыла в системе автоматизированного проектирования

Полуразмах эквивалентного крыла определяется аналитически из прямоугольного треугольника:

Длины центральной и концевой хорд, измеренные в системе автоматизированного проектирования соответственно равны:

Для анализа нагрузок требуется разделить величину

на 10 равных отрезков, длиной

За счет этого получается 11 расчетных сечений (рис. 2.2), где

– номера расчетных сечений.

Размеры хорд каждого сечения определяются по формуле:

Рисунок 2.2 – Хорды характерных сечений эквивалентного полукрыла
Результаты расчета

представлены в таблице 2.2.

2.2 Определение действующих нагрузок

Нагрузки определяются для расчетного случая криволинейного полета в вертикальной плоскости на небольших углах атаки (начало входа в горку). Для данного расчетного случая характерен наибольший изгибающий момент и максимальная перегрузка (выход из пикирования, полет с набором высоты). коэффициент безопасности принимается равным:

Подъемная сила крыла

определяется по формуле:

Распределение расчётной погонной разрушающей воздушной нагрузки

вдоль размаха крыла определяется, используя формулу вида:

где

– относительная циркуляция в

-ом сечении крыла. Она учитывает, как влияет на распределение воздушной нагрузки изменение по размаху крыла величины коэффициента подъёмной силы

и размеров хорд

.

Рассматриваемое крыло имеет угол стреловидности по линии 25% хорд равный:

Для плоского трапециевидного крыла величина угла стреловидности соответствует пределу

, то значения

можно определить по таблице 2.1. Координата

- относительная координата вдоль длины полукрыла.
Таблица 2.1 – Распределение циркуляции по сечениям для трапециевидных крыльев

	Относительная циркуляция,

0	1,2604	1,321	1,3553	1,3792	1,3154
0,1	1,254	1,3124	1,3454	1,3669	1,3070
0,2	1,2242	1,2858	1,3152	1,3413	1,2801
0,3	1,1989	1,2395	1,2625	1,2794	1,2357
0,4	1,1463	1,1713	1,1857	1,198	1,1690
0,5	1,0763	1,0811	1,0845	1,0884	1,0807
0,6	0,9911	0,9727	0,9631	0,9577	0,9744
0,7	0,8946	0,8622	0,8287	0,8137	0,8652
0,8	0,7865	0,7241	0,6875	0,6624	0,7299
0,9	0,6345	0,5664	0,5236	0,4669	0,5727
0,95	0,4933	0,447	0,3979	0,3817	0,4513
1,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0

Сужение полученного эквивалентного трапециевидного крыла составляет:

Промежуточные значения относительной циркуляции вычисляются методом линейной интерполяции.

Результаты расчета

представлены в таблице 2.2.

Поскольку эквивалентное крыло является прямым трапециевидным плоским крылом, то его площадь определяется формулой вида:

Тогда:

Нагрузка от веса конструкции крыла

распределяется по размаху крыла пропорционально хордам

Результаты расчета

представлены в таблице 2.2.

Нагрузка от веса топлива, размещенного в крыле,

в первом приближении также принята распределенной по размаху крыла пропорционально хордам

Результаты расчета

представлены в таблице 2.2.
Таблица 2.2 – Значения внешних и внутренних силовых факторов для полукрыла


0	3,195	2,4577	-0,3772	-0,3630	1,7175	19,6875	16,7475	103,5244
1	2,985	2,4420	-0,3525	-0,3392	1,7504	17,1536	14,2136	80,9012
2	2,776	2,3918	-0,3277	-0,3154	1,7487	14,5969	11,6569	61,9978
3	2,566	2,3089	-0,3030	-0,2916	1,7144	12,0664	9,1264	46,8116
4	2,357	2,1842	-0,2782	-0,2677	1,6382	9,6167	9,6167	33,1161
5	2,147	2,0191	-0,2535	-0,2439	1,5217	7,3078	7,3078	20,7494
6	1,937	1,8206	-0,2287	-0,2201	1,3718	5,1935	5,1935	11,6148
7	1,728	1,6166	-0,2040	-0,1963	1,2163	3,3024	3,3024	5,4068
8	1,518	1,3638	-0,1792	-0,1725	1,0120	1,6742	1,6742	1,7704
9	1,309	1,0701	-0,1545	-0,1487	0,7669	0,3743	0,3743	0,2735
10	1,099	0	-0,1298	-0,1249	-0,2546	0,0	0,0	0,0

Графическую интерпретацию полученных законов распределения нагрузок можно представить в виде соответствующих графиков:

, , . В данной курсовой работе графики построены с помощью конструктора диаграмм программы Microsoft Excel (рис. 2.3).

Рисунок 2.3 – Графики погонных нагрузок, действующих на полукрыло

Принцип суперпозиции позволяет, суммируя в характерных точках графики распределенных по размаху крыла нагрузок, получить результирующую нагрузку: