- •Нижегородский государственный технический университет
- •Введение
- •Исходные данные.
- •Расчетные случаи.
- •Расчет крыла.
- •Геометрические параметры крыла.
- •Определение нагрузок на крыло.
- •Определение аэродинамических нагрузок на крыло.
- •Определение массовых нагрузок на крыло.
- •Распределение нагрузок по длине крыла.
- •Распределение аэродинамических нагрузок.
- •Распределение массовых нагрузок.
- •Построение эпюр перерезыващих сил, изгибающих и крутящих моментов.
- •Построение эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов.
- •Построение эпюр крутящих моментов.
- •Проектировочный расчет сечения тонкостенного крыла.
- •Исходные данные.
- •Пересчет крутящего момента.
- •Определение толщин стенок лонжеронов и обшивки
- •Определение количества и площадей элементов продольного набора.
- •Поверочный расчет сечения крыла методом редукционных коэффициентов.
- •Поверочный расчет сечения крыла на сдвиг.
- •Последовательность выполнения расчета.
- •Приложение 1.
- •Распределение циркуляции по размаху плоского крыла.
- •Поправки циркуляции крыла от влияния мотогондол и фюзеляжа.
- •Поправки циркуляции от стреловидности.
- •Приложение 2.
Последовательность выполнения расчета.
На эскизе расчетного сечения проставляем номера участков таким образом, что i-ый участок панели находится между продольными ребрами i-1иi. Таким образом получаемNучастков (рис. 3.10). А участокACдвухлонжеронного крыла, либо участокFFтрехлонжеронного крыла обозначим какN+1.
Рис. 3.10.
Дальнейшие вычисления производим по следующей схеме:
Вычисляем длины дуг участков по формуле . (3.116) Для1-ого участка в качестве координатi-1берем координаты ребраn.
Вычисляем двойные секториальные площади участков . (3.117) Для1-ого участка в качестве координатi-1берем координаты ребраn.
Для всех участков, включая участок n+1, вычисляем.
Для участков внешнего контура вычисляем значения q0iпо формуле (3.97). Для участкаn+1q0i= 0.
Суммированием значений, полученных в пункте 2 для каждого из контуров получаем значения коэффициентов a11,a12,a21иa22. Учитываем, чтоa12=a21.
Суммируя произведения значений из пункта 2 и значений q0iполучаем значения коэффициентовa10иa20для первого и второго контура, соответственно.
По формулам (3.105) – (3.109) вычисляем значения коэффициентов A,B,C,DиD0.
По формулам (3.110) и (3.111) вычисляем q1иq2.
По формулам (3.112) – (3.114) (или (3.112’) – (3.114’) для трехлонжреонного крыла) вычисляем суммарные потоки касательных напряжений qiдля каждого участка.
По формуле (3.115) вычисляем значения касательных напряжений iдля кажого участка.
Для удобства вычислений пользуемся таблицей аналогичной таблице 3.4.
Таблица 3.5
Номер участка, i |
xi |
yi |
i |
si |
2i |
q0i |
qi |
i | ||
1 |
2 |
3 |
4 |
5 |
6 |
7 |
8 |
9 |
10 |
11 |
1 |
x1 |
y1 |
1 |
s1 |
21 |
q01 |
q1 |
1 | ||
2 |
x2 |
y2 |
2 |
s2 |
22 |
q02 |
q2 |
2 | ||
… |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
… |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
N |
xN |
yN |
N |
sN |
2N |
q0N |
qN |
N | ||
N+1 |
- |
- |
N+1 |
sN+1 |
- |
0 |
qN+1 |
N+1 | ||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Приложение 1.
Данное приложение содержит таблицы распределения циркуляции вдоль размаха крыла в более удобной для курсового (дипломного) проекта форме, чем обычная справочная литература.
Зависимости циркуляции плоского прямого трапециевидного крыла даны в зависимости от его сужения и относительного размера центроплана. Определение циркуляции для заданных в проекте сужения и относительного размера центроплана необходимо при помощи двойной интерполяции.
Для крыла более сложной формы допустимо использовать эти же таблицы, заменив для этого заданное крыло близким к нему трапециевидным крылом. Таблицы составлены для крыла с удлинением . Разрешается также использовать их для крыльев с удлинением несколко выходящим за эти пределы.
Приводятся также кривая поправок к циркуляции прямого крыла за счет его стреловидности и таблица поправок циркуляции от влияния фюзеляжа и мотогондол.
Поправки задаются в зависимости от cyкрдля одномоторных, двухмоторных и четырехмоторных самолетов.
Для cyкрзаданного в проекте поправки необходимо определять с помощью линейной интерпретации.