Проектировочный расчет на прочность крыла самолета. Даширабданов В.Д. - 4 стр.

UptoLike

ВУЗ: 

ВСГУТУ | Улан-Удэ

Составители: 

Рубрика: 

7
лцд
b
кн
F
двиг
F
т
б
z
L/2
Ось приведения
1-й
лонжерон
2-й
лонжерон
z
Расчетное сечение
b
кр
лцт
z
д
в
z
тп
б
Рис.1.1
8
На отдельном рисунке выполняется в масштабе эскиз
контура поперечного сечения (аэродинамический
профиль), на который наносится положение лонжеронов.
Аэродинамический профиль подбираем из [3] с той же
относительной толщиной C = c
max
/b (где с
max
- максимальная
толщина профиля, b – хорда профиля), что и у прототипа и
с учетом требуемых аэродинамических характеристик.
Если C в описании прототипа отсутствует, то ее
величиной задаются, руководствуясь следующими
рекомендациями (для крыльев с большим удлинением) [3]:
а) самолет с ТРД - C = 8 – 10%;
б) самолет с ВД, ТВД – у корня C = 16 – 20%.
В курсовом проекте предполагаем, что все поперечные
сечения имеют один и тот же аэродинамический профиль.
Коэффициент подъемной силы C
y
и относительную
координату центра давления C
Д
, также можно определить
из указанного приложения, зная расчетный случай.
При выборе положения лонжеронов: передний лонжерон
обычно располагают на расстоянии 15-25% хорды от носка
крыла, задний – на 60-75%.
При определении центра тяжести основных стоек шасси,
если последние расположены в крыле, согласно статистике,
можно воспользоваться следующими данными:
L
ш
= (0,2 – 0,25) L,
b = 0,3 b, (1.1)
где L – размах крыла; b – хорда крыла; L
ш
– база шасси; b
ш
–
расстояние от носка крыла до центра тяжести стойки в
выпущенном состоянии.
1.2.2. Весовые данные крыла 
                                7                                                                  8

                                                                    На отдельном рисунке выполняется в масштабе эскиз
                                                                    контура поперечного сечения            (аэродинамический
                                                                    профиль), на который наносится положение лонжеронов.
                                                                    Аэродинамический профиль подбираем из [3] с той же
                                                                    относительной толщиной C = cmax/b (где сmax- максимальная
                                                                    толщина профиля, b – хорда профиля), что и у прототипа и
                                            Fтб                     с учетом требуемых аэродинамических характеристик.
                                                                z
                                                                          Если C в описании прототипа отсутствует, то ее
лцд       bкр                       Fдвиг                           величиной      задаются,  руководствуясь      следующими
                                               Ось приведения
                                                                    рекомендациями (для крыльев с большим удлинением) [3]:
                                                                       а) самолет с ТРД - C = 8 – 10%;
                                                                       б) самолет с ВД, ТВД – у корня C = 16 – 20%.
                                                                    В курсовом проекте предполагаем, что все поперечные
                                                                    сечения имеют один и тот же аэродинамический профиль.
                                                                    Коэффициент подъемной силы Cy и относительную
                                                                    координату центра давления CД, также можно определить
                                                                    из указанного приложения, зная расчетный случай.
                                        2-й                           При выборе положения лонжеронов: передний лонжерон
                                        лонжерон         bкн
                                                                    обычно располагают на расстоянии 15-25% хорды от носка
          1-й
лцт       лонжерон                                                  крыла, задний – на 60-75%.
                                                                      При определении центра тяжести основных стоек шасси,
                                                                    если последние расположены в крыле, согласно статистике,
                                                                    можно воспользоваться следующими данными:
                                        zтпб           L/2
zдв
                Расчетное сечение                                           Lш = (0,2 – 0,25) L,
      z                                                                     b = 0,3 b,                                     (1.1)

                                                                    где L – размах крыла; b – хорда крыла; Lш – база шасси; bш –
                              Рис.1.1                               расстояние от носка крыла до центра тяжести стойки в
                                                                    выпущенном состоянии.


                                                                          1.2.2. Весовые данные крыла

Страницы