محاسبه مقطع بال هواپیما برای خم شدن. محاسبه مشخصات آیرودینامیکی بال. فایل توضیحات پروفایل

متأسفانه، من یک مقاله در مورد آیرودینامیک "برای مدلساز" پیدا نکردم. نه در انجمن ها، نه در خاطرات روزانه، نه در وبلاگ ها و نه در هیچ کجا "فشار" لازم در مورد این موضوع وجود ندارد. و سؤالات زیادی به خصوص برای مبتدیان مطرح می شود و کسانی که خود را "دیگر مبتدی" می دانند اغلب از مطالعه تئوری خسته نمی شوند. اما ما آن را درست می کنیم!)))

من فوراً می گویم که خیلی عمیق به این موضوع نمی پردازم ، در غیر این صورت حداقل به نظر می رسد رساله، با یکسری فرمول های نامفهوم! علاوه بر این، من شما را با عباراتی مانند "شماره رینولدز" نمی ترسم - اگر علاقه مند هستید، می توانید آن را در اوقات فراغت خود بخوانید.

بنابراین، ما موافقت کردیم - فقط برای ما مدلسازان ضروری است.)))

نیروهایی که بر روی هواپیما در حال پرواز عمل می کنند.

در پرواز، یک هواپیما در معرض نیروهای هوایی بسیاری است، اما همه آنها را می توان به عنوان چهار نیروی اصلی در نظر گرفت: گرانش، بالابر، رانش پروانه، و مقاومت هوا (کشش). نیروی گرانش همیشه ثابت می ماند، به جز کاهش آن با مصرف سوخت. لیفت با وزن هواپیما مخالف است و بسته به مقدار انرژی صرف شده در حرکت رو به جلو می تواند بیشتر یا کمتر از وزن هواپیما باشد. نیروی رانش پروانه با نیروی مقاومت هوا خنثی می شود (که در غیر این صورت به عنوان پسا شناخته می شود).

در پرواز مستقیم و افقی، این نیروها به طور متقابل متعادل هستند: نیروی رانش پروانه برابر با نیروی مقاومت هوا، نیروی بالابر برابر با وزن هواپیما است. بدون نسبت دیگری از این چهار نیروی اصلی، پرواز مستقیم و افقی غیرممکن است.

هر گونه تغییر در هر یک از این نیروها بر رفتار پرواز هواپیما تأثیر می گذارد. اگر بالابر تولید شده توسط بال ها نسبت به نیروی گرانش افزایش یابد، نتیجه آن بالا بردن هواپیما به سمت بالا خواهد بود. برعکس، کاهش ارتفاع در برابر گرانش باعث فرود هواپیما می شود، یعنی از دست دادن ارتفاع.

اگر تعادل نیروها حفظ نشود، هواپیما مسیر پرواز خود را در جهت نیروی غالب خم می کند.

در مورد بال

طول بال ها- فاصله بین صفحات موازی با صفحه تقارن بال و تماس با نقاط انتهایی آن. R.K یک مشخصه هندسی مهم هواپیما است که بر ویژگی های آیرودینامیکی و عملکرد پروازی آن تأثیر می گذارد و همچنین یکی از ابعاد کلی هواپیما است.

گسترش بال- نسبت دهانه بال به وتر آیرودینامیکی متوسط ​​آن. برای بال غیر مستطیلی، نسبت تصویر = (عرض مربع)/مساحت. اگر یک بال مستطیلی را به عنوان پایه در نظر بگیریم، این را می توان فهمید، فرمول ساده تر خواهد بود: نسبت ابعاد = دهانه / وتر. آن ها اگر دهانه بال 10 متر و وتر = 1 متر باشد، نسبت تصویر برابر با 10 خواهد بود.

هر چه نسبت ابعاد بیشتر باشد، کشش القایی بال کمتر است که با جریان هوا از سطح پایین بال به سمت بالا از طریق نوک همراه با تشکیل گرداب های نوک است.برای اولین تقریب، می‌توان فرض کرد که اندازه مشخصه چنین گردابی برابر با وتر است و با افزایش دهانه، گرداب در مقایسه با دهانه بال کوچک‌تر و کوچک‌تر می‌شود. طبیعتاً هرچه کشش القایی کمتر باشد، مقاومت کلی سیستم کمتر است، کیفیت آیرودینامیکی بالاتر خواهد بود. به طور طبیعی، طراحان وسوسه می شوند که کشش را تا حد امکان بزرگ کنند. و مشکلات از اینجا شروع می شود: در کنار استفاده از نسبت های تصویر بالا، طراحان مجبورند استحکام و سفتی بال را افزایش دهند که این امر مستلزم افزایش نامتناسب در جرم بال است.

از نقطه نظر آیرودینامیکی، سودمندترین بال، بال است که توانایی ایجاد بیشترین بالابر ممکن را با کمترین نیروی کششی ممکن داشته باشد. برای ارزیابی کمال آیرودینامیکی بال، مفهوم کیفیت آیرودینامیکی بال معرفی شده است.

کیفیت آیرودینامیکی بالنسبت بالابر به کشش روی بال نامیده می شود.

بهترین شکل آیرودینامیکی شکل بیضوی است، اما ساخت چنین بال دشواری است و بنابراین به ندرت استفاده می شود. یک بال مستطیلی از نظر آیرودینامیکی سود کمتری دارد، اما ساخت آن بسیار آسان تر است. یک بال ذوزنقه ای ویژگی های آیرودینامیکی بهتری نسبت به بال مستطیلی دارد، اما ساخت آن تا حدودی دشوارتر است.

بال‌های جاروب شده و مثلثی از نظر آیرودینامیکی نسبت به بال‌های ذوزنقه‌ای و مستطیلی در سرعت‌های زیر صوت پایین‌تر هستند، اما در سرعت‌های فراصوت و مافوق صوت مزایای قابل‌توجهی دارند. بنابراین، چنین بالهایی در هواپیماهایی که با سرعت فراصوت و مافوق صوت پرواز می کنند، استفاده می شود.

بال بیضویدر طرح دارای بالاترین کیفیت آیرودینامیکی - حداقل درگ ممکن با حداکثر بالابر است. متأسفانه، به دلیل پیچیدگی طراحی، قابلیت ساخت کم و ویژگی های غرفه ضعیف، اغلب از بال هایی به این شکل استفاده نمی شود. با این حال، کشش در زوایای حمله بالای بال‌های سایر اشکال پلانی همیشه نسبت به بال بیضوی ارزیابی می‌شود. بهترین مثالاین نوع بال توسط جنگنده اسپیت فایر انگلیسی استفاده می شود.

بال در پلان مستطیل استبالاترین درگ را در زوایای حمله بالا دارد. با این حال، چنین بال، به عنوان یک قاعده، دارد طراحی ساده، از نظر تکنولوژی پیشرفته است و ویژگی های غرفه بسیار خوبی دارد.

بال در پلان ذوزنقه ای استبزرگی مقاومت هوا نزدیک به بیضی است. به طور گسترده در طراحی هواپیماهای تولیدی استفاده می شود. قابلیت ساخت کمتر از بال مستطیلی است. به دست آوردن مشخصات غرفه قابل قبول نیز نیازمند برخی تغییرات طراحی است. با این حال، یک بال با شکل ذوزنقه ای و طراحی صحیح، حداقل جرم بال را تضمین می کند، همه چیزهای دیگر برابر هستند. جنگنده های سری اولیه Bf-109 دارای بال ذوزنقه ای با نوک مستقیم بودند:

بال دارای پلانی ترکیبی است.به عنوان یک قاعده، شکل چنین بال در پلان توسط چندین ذوزنقه تشکیل می شود. طراحی موثر چنین بال شامل انفجارهای متعدد است؛ افزایش عملکرد در مقایسه با بال ذوزنقه ای چند درصد است.

جارو بال- زاویه انحراف بال از حالت نرمال به محور تقارن هواپیما، در طرح ریزی بر روی صفحه پایه هواپیما. در این حالت جهت به سمت دم مثبت در نظر گرفته می شود.در امتداد لبه جلویی بال، در امتداد لبه انتهایی و در امتداد خط وتر یک چهارم حرکت وجود دارد.

بال رو به جلو (KSW)- بال با جاروی منفی.

مزایای:

قابلیت کنترل را در سرعت های پایین پرواز بهبود می بخشد.
-بازده آیرودینامیکی را در تمام زمینه های شرایط پرواز بهبود می بخشد.
- چیدمان با بال رو به جلو توزیع فشار را روی بال و دم افقی جلو بهینه می کند

ایرادات:
-KOS به ویژه در برابر واگرایی آیرودینامیکی (از دست دادن پایداری استاتیک) هنگام رسیدن به سرعت ها و زوایای حمله خاص حساس است.
-نیازمند مواد و فناوری های ساختاری است که استحکام ساختاری کافی را فراهم کند.

Su-47 "Berkut" با حرکت رو به جلو:

گلایدر چکسلواکی LET L-13 با بال رو به جلو:

- نسبت وزن هواپیما به مساحت سطح باربر. بر حسب کیلوگرم بر متر مربع (برای مدل‌ها - g/dm²).

به عبارت ساده تر، هر چه بار کمتر باشد، سرعت مورد نیاز برای پرواز کمتر می شود و در نتیجه قدرت موتور کمتری مورد نیاز است.

میانگین وتر آیرودینامیکی بال (MAC)وتر چنین بال مستطیلی نامیده می شود که مساحت بال داده شده، قدر کل نیروی آیرودینامیکی و موقعیت مرکز فشار (CP) در زوایای حمله برابر دارد. یا ساده تر، وتر یک بخش خط مستقیم است که دو نقطه از یک نیمرخ را که بیشترین فاصله را از یکدیگر دارند به هم متصل می کند.

مقدار و مختصات MAR برای هر هواپیما در طول فرآیند طراحی تعیین می شود و در توضیحات فنی نشان داده شده است.

اگر اندازه و موقعیت MAR یک هواپیما مشخص نباشد، می توان آنها را تعیین کرد.

برای بال با پلان مستطیلی، MAR برابر با وتر بال است.

برای بال ذوزنقه ای، MAR با ساختار هندسی تعیین می شود.برای انجام این کار، بال هواپیما به صورت پلان (و در مقیاس معین) ترسیم می شود. در ادامه وتر ریشه قطعه ای به اندازه وتر انتهایی و در ادامه وتر انتهایی (به جلو) قطعه ای برابر با وتر ریشه گذاشته می شود. انتهای بخش ها توسط یک خط مستقیم به هم متصل می شوند. سپس خط وسط بال را بکشید و نقطه میانی مستقیم آکوردهای ریشه و انتهایی را به هم وصل کنید. وتر آیرودینامیکی متوسط ​​(MAC) از نقطه تلاقی این دو خط عبور خواهد کرد.

شکل مقطع بال پروفیل بال نامیده می شود. پروفیل بال تأثیر زیادی بر تمام ویژگی های آیرودینامیکی بال در تمام حالت های پرواز دارد. بر این اساس، انتخاب پروفیل بال یک کار مهم و مسئولانه است. با این حال، در زمان ما، فقط افرادی که خودتان آن را انجام می دهند، مشغول انتخاب یک نمایه بال از بین مشخصات موجود هستند.

پروفیل بال یکی از اجزای اصلی تشکیل دهنده است هواپیماو به طور خاص هواپیما، زیرا بال هنوز بخشی جدایی ناپذیر از آن است. ترکیبی از تعداد معینی از پروفیل ها یک بال کامل را تشکیل می دهد و آنها می توانند در طول کل دهانه بال متفاوت باشند. و هدف هواپیما و نحوه پرواز آن بستگی به نوع آنها دارد. انواع مختلفی از پروفیل ها وجود دارد، اما شکل آنها اساساً همیشه به شکل قطره است. نوعی افت افقی به شدت دراز. با این حال، این افت معمولا دور از کامل است، زیرا انحنای سطوح بالا و پایین است انواع متفاوتمتفاوت، و همچنین ضخامت خود پروفیل. کلاسیک زمانی است که پایین به صفحه نزدیک باشد و بالا طبق قانون خاصی محدب باشد. این به اصطلاح مشخصات نامتقارن است، اما موارد متقارن نیز وجود دارد، زمانی که بالا و پایین دارای انحنای یکسان هستند.

توسعه پروفیل های آیرودینامیکی تقریباً از ابتدای تاریخ هوانوردی انجام شده است و امروزه نیز در حال انجام است و در موسسات تخصصی انجام می شود. درخشان ترین نماینده این نوع موسسات در روسیه TsAGI - موسسه مرکزی آیرودینامیک به نام پروفسور N.E. ژوکوفسکی و در ایالات متحده آمریکا، چنین وظایفی توسط مرکز تحقیقات لانگلی (بخشی از ناسا) انجام می شود.

پایان؟

ادامه دارد.....

محاسبه بال با کانتور منحنی

یوری ارزومانیان (yuri_la)

قبل از حل یک مشکل، باید بدانید که با نتیجه چه خواهید کرد.

مشکل را می توان به دو صورت حل کرد: با انتگرال یا با کسر. نتیجه یکسان است، اما با کسری آسان تر است ...

معرفی

مشکل محاسباتی SAR(آکورد آئرودینامیک متوسط) یک بال اغلب در تمرین مدلسازان هواپیما بوجود می آید. GOST 22833-77 وجود دارد که تعریف می کند SARو یک فرمول کلی برای محاسبه آن داده شده است. درست است، GOST توضیح نمی دهد که چرا از این فرمول خاص استفاده می شود و چگونه می توان از آن استفاده کرد. با این حال، در اکثریت قریب به اتفاق موارد، وقتی یک بال به شکل ساده در پلان، با لبه های مستقیم، یعنی ذوزنقه، مثلث و غیره در نظر گرفته می شود، نیازی به رفتن به ریاضیات نیست. زمانی که کامپیوتر وجود نداشت SARمشخص روش گرافیکی. مانند کتابچه راهنمای روش شناختیحتی از پوسترهای خاصی نیز استفاده شد که بر روی دیوار بخش ها و دایره های مدل سازی هواپیما نمایش داده می شد.

برنج. 1. راهنمای پوستر آموزشی

اکنون ماشین‌حساب‌های مدل ساده (برنامه‌هایی) وجود دارد که می‌توان آنها را روی رایانه نصب کرد یا به‌صورت آنلاین از آنها استفاده کرد. در RC - هوانوردی به عنوان مثال در دسترس است .

با این حال، فاقد توانایی محاسبه است SARبال با کانتور منحنی. و گاهی اوقات این دقیقا همان چیزی است که شما نیاز دارید. به عنوان مثال، "اژدها"، محبوب در میان مبتدیان (در در این مورد Wing Dragon 500) توسط Art - Tech (شکل 2). بال آن در امتداد لبه جلویی در دنده ریشه، و سپس به سمت نوک گرد می شود.

برنج. 2. "اژدها"

شاید برنامه های کامپیوتری جدی تری نسبت به ماشین حساب های مدل ساده ای که نام بردم وجود داشته باشد که اگر تصویر گرافیکی از کانتور بال (پروجکشن) وارد کامپیوتر شده باشد، حتی در صورت عدم وجود فرمول برای انحنای لبه، این امکان را فراهم می کند. خوب، اگر هنوز چنین کانتوری ندارید چه؟ آیا هنوز طرح کلی بال را ترسیم می کنید و می خواهید گزینه های مختلف را بررسی کنید؟

بنابراین، هدف این مقاله تنها استخراج فرمول های نهایی برای محاسبه نبود SARچنین بال، بلکه افشای الگوریتم محاسبه کلی است. به عبارت دیگر، من می خواستم نشان دهم که چگونه این کار برای درک نتیجه به دست آمده انجام می شود.

من تنها یکی از رویکردهای ممکن را برای تقریب کانتور منحنی با استفاده از آن پیشنهاد می کنم منحنی های Bezier، اما این روش تنها روش ممکن نیست. شایان ذکر است که من تلاش کردم روش های مختلف. به طور خاص، روش بدیهی استفاده از تقریب اسپلاین، استفاده از توابع توان و غیره است. این روش‌ها نه به دلیل اعوجاج شدید کانتور بال با ترکیب خاصی از داده‌های اولیه، چه به دلیل دست و پا گیر بودن و پیچیدگی محاسباتی برای من مناسب نبودند. روش با استفاده از درجه دوممنحنی های Bezier به نظر من برای شرایط و مجموعه داده های اولیه ای که یک مدل ساز هواپیما ممکن است هنگام اندازه گیری یک مدل تمام شده یا طراحی مدل خود داشته باشد، قابل قبول ترین به نظر می رسید. تکرار می‌کنم که دقیقاً زمانی قابل اعمال است که معادله منحنی توصیف‌کننده خط منحنی ناشناخته باشد. شاید کسی پس از خواندن این مقاله پیشنهاد دهد بهترین روشتقریبی، اما فعلاً در آنجا متوقف شدم.

کمی تئوری

آکورد آیرودینامیکی متوسط ​​به عنوان آکورد در نظر گرفته می شود معادلیک بال مستطیلی شکل که در حالت ایده آل با مشخصات آیرودینامیکی مشابه بال اصلی است. و موقعیت مرکز ثقل هواپیما (CG) در آیرودینامیک و دینامیک پرواز معمولاً به صورت درصدی از SAR. این به شما امکان می‌دهد از انواع شکل‌های بال در پلان دور شوید و آن را به یک "مخرج مشترک" برسانید. در نهایت، از نظر عملی به سادگی راحت است.

بنابراین، ما در مورد بال هواپیما صحبت می کنیم و برای ایجاد بالابر طراحی شده است که به دلیل تعامل جریان هوا با بال ایجاد می شود. ماهیت این فعل و انفعال بسیار پیچیده است و ما در اینجا به مکانیسم ایجاد نیروی بالابر بال نمی پردازیم، همانطور که سایر عناصر باربر سازه را در نظر نخواهیم گرفت، اگرچه نتایج به دست آمده قابل اجرا هستند. به هواپیمای باربر دیگر. فقط به نکات زیر توجه کنیم:

- نیروی بالابر یک بال توسط تمام سطح آن ایجاد می شود، یعنی همان است توزیع شده استو نه یک بار آیرودینامیکی نقطه ای.

- توزیع این بار در تمام سطح بال به طور غیریکنواخت، هم در امتداد وتر و هم در طول دهانه. این به عوامل زیادی بستگی دارد، مانند شکل پلان بال، نیم رخ (شکل دنده ها)، پیچش بال، تداخل بال و بدنه، گرداب نوک، ناهمواری سطح، سرعت و ارتفاع پرواز، زاویه حمله و غیره. و غیره

در واقع، به سختی می توان تمام عوامل ذکر شده را از نظر تئوری در نظر گرفت، به خصوص در مرحله طراحی، زمانی که هنوز هواپیما وجود ندارد. با این حال، از آنجایی که SARاست مشروطمقدار مرجع، پس توصیه می شود که کل این مجموعه عواملی که تصویر را مخدوش می کند کنار گذاشته و یکی را بپذیرید فرض جهانیکه بال، همانطور که بود، صاف است، و بار آیرودینامیکی در کل منطقه آن توزیع می شود. به طور مساوی. سپس محاسبه SARممکن می شود در فرم تحلیلی، یعنی با استفاده از فرمول ها.

در مکانیک، مرسوم است که در موارد ضروری، یک بار توزیع شده با نیروی حاصله اعمال شده در آن نقطه از سطح بارگذاری شده جایگزین شود که در آن چنین عملی از یک نیروی نقطه ای، باری معادل را بر روی بدنه ایجاد کند. آ SARما به آن نیاز داریم تا مکان روی بال را تعیین کنیم که در آن خیالی ترین نیروی آیرودینامیکی حاصل از آن اعمال شود. برای یافتن این مکان، باید فاصله آن را از محور تقارن بال (بازو) محاسبه کنیم. SAR) و خود ارزش SAR، از آنجایی که آکورد یک بال مستطیلی معادل است که مرکز فشار آن (همان نتیجه) دقیقاً در وسط وتر اعمال می شود.

این چیزی است که ما به آن خواهیم رسید.

روش محاسبه

تصویر زیر نمایی از یک بال صاف و مستقیم را در امتداد محور طولی هواپیما نشان می دهد. محور طولی در سیستم مختصات هواپیما مشخص شده است X، عمودی Y و عرضی (در امتداد دهانه بال) -ز.

هنگام انجام محاسبات، تمام نیروها و گشتاورهای وارد بر هواپیما می باشد بر روی محورها یا صفحات مرجع سیستم مختصات انتخاب شده پروژه دهید. سیستم مختصات برای کار انتخاب شده است. در مورد ما، این یک سیستم مختصات جفت شده است. پیش بینی ها بر روی صفحات پایه در زیر مورد بحث قرار خواهند گرفت، اما در حال حاضر ما یک بال به شکل ساده را در صفحه پایه O در نظر خواهیم گرفت. XZ.

برنج. 3. بارگیری بال

کنسول بال راست یک بار آیرودینامیکی توزیع شده را با شدت نشان می دهدq. بعد آن نیرو تقسیم بر مساحت است، یعنی فشار. کنسول سمت چپ نیروی متمرکز معادل را نشان می دهدYkکه در نقطه ای دور از محور با فاصله (بازو) اعمال می شود.Lcax. در نتیجه هم ارزی چنین بارگذاری، بال در حالت تعادل است، یعنی مجموع گشتاورهای حول محور X (مبدا) برابر با صفر است.

سپس در سمت چپ معادله می توان لحظه را به عنوان حاصلضرب نوشتYkبر Lcax، و در سمت راست - یک منطقه ابتدایی بی نهایت کوچک بگیرید، مساحت آن را ضرب کنیدdSدر شدت بارگذاریq, و فاصله این ناحیه ابتدایی تا محور یعنی مختصاتz. تعداد نامتناهی از این حوزه‌های ابتدایی وجود خواهد داشت، و برای اینکه همه آن‌ها را خلاصه نکنیم، باید یک انتگرال معمولی را بر روی این ناحیه بگیریم. در واقع این انتگرال است که در تعریف نوشته شده است SARدر GOST فوق الذکر.

بنابراین، معادله تعادل را می توان به صورت زیر نوشت:

اما از آنجایی که Ykنیروی "جمع آوری شده" از کل منطقه کنسول بال را نشان می دهد، می توان آن را به سادگی با ضرب کردن شدت بار آیرودینامیکی به دست آورد.qدر کل منطقه کنسولاس. سپس qدر سمت چپ و راست معادله کاهش می یابد و تنها پارامترهای هندسی در آن باقی می مانند.

به نوبه خود، منطقه سایت ابتداییdSرا می توان همانطور که در ریاضیات مرسوم است به عنوان مساحت یک مستطیل ابتدایی بی نهایت کوچک با ارتفاع برابر با مقدار تابع محاسبه کرد.ایکس = f( z) روی مختصات zضرب در طول قاعده این مستطیلdz. برای وضوح، این در شکل نشان داده شده است. 4.

برنج. 4. کنسول بال در پلان

سپس معادله تعادل را می توان به صورت زیر بازنویسی کرد:

اینجا L- نیم دهانه بال.

انتگرال نامیده می شود لحظه ایستا منطقه. در این عبارت ما شکل معادله را نمی دانیمایکس = f( z) . علاوه بر این، ما مساحت کنسول را نمی دانیماس. اگر خط بال را خطوط مستقیم تشکیل می دادند، یک معادله ساده از یک خط مستقیم خواهیم داشت و مساحت آن به عنوان مساحت یک شکل هندسی ساده (ذوزنقه، مثلث، متوازی الاضلاع و غیره) محاسبه می شود. . سپس گرفتن انتگرال دشوار نخواهد بود و بر این اساس، به دست آوردن مطلوب نخواهد بودLcax. از اینجا مرحله بعدی محاسبه مقدار مورد نظر خواهد بود SAR:

MAR =f( Lcax)

بنابراین، ماشین حساب ها را مدل کنید SARاینها فرمول هایی هستند که استفاده می شوند. قبل از ادامه نتیجه گیری، من بلافاصله این فرمول ها را در اینجا ارائه خواهم کرد تا در صورت لزوم آنها را در دسترس داشته باشید.

Lcax= L[(H + 2h)/(H + h)]/3

MAR =اچ – ( اچ – ساعت) Lcax/ L

اگر فرمول تحلیلی که کانتور بال را توصیف می کند مشخص باشد، از این طریق می توان محاسبه کرد SARبرای بال های پیچیده تر در پلان. به عنوان مثال، برای یک بال بیضوی (بیضی منظم، نه یک بیضی "تقریبا").

یا تقریبا L cax = 0,212 L; SAR = 0,905 اچ. به هر حال، در شکل. 1، در سمت راست در ردیف بالا، بال بیضوی نشان داده شده است، و مقدار داده شده است SAR. فقط اونجا Lاین طول بال است و در اینجا به عنوان نیم دهانه تعیین شده است. بنابراین مقادیر یکسان است. اگر بال دایره است، پس فرمول ها در هنگام جایگزینی نیز معتبر هستند H=L=R، جایی که آر- شعاع دایره

اما کانتور بال ما با یک فرمول تحلیلی توصیف نمی شود، که به همین راحتی می تواند یکپارچه شود. در هر صورت، شکل این فرمول برای ما ناشناخته است و باید معادله لازم را که این کانتور را توصیف می کند، انتخاب کنیم.

استخراج فرمول ها

خوانندگانی که با حساب دیفرانسیل و انتگرال آشنا نیستند می توانند از این بخش صرف نظر کنند.

بنابراین، من منحنی Bezier را انتخاب کردم، و عبارت برای منحنی Bezier درجه دوم به شکل پارامتریک مانند این نوشته شده است:

اینجا تی- پارامتر متعلق به بازه

در واقع، در شکل پارامتریک تعیین یک منحنی در یک صفحه، عبارت فوق دو معادله را ترکیب می کند که هر کدام برای محور خاص خود از سیستم مختصات انتخاب شده است. شانس- نقاط مرجع منحنی - دقیقاً مقادیر ضرایب هر محور را نشان می دهد که در زیر خواهیم دید.

نقطه شروع و پایان ما دارای مختصات زیر است:

مختصات نقطه میانیبرای ما ناشناخته است و باید مشخص شود. با جایگزینی مقادیر مختصات نقاط مرجع، دو معادله پارامتری را در صفحه بدست می آوریم.

در محاسبات بیشتر نیازی به شاخص نخواهیم داشت، زیرا تنها یک نقطه ناشناخته وجود دارد. بنابراین فعلا آنها را کنار می گذارم.

بنابراین کدام نقطه را باید به عنوان نقطه میانی مجهول انتخاب کنید؟ من فرض کردم که زوایای جاروی ریشه و انتهای دندهwو تو(شکل 4) برای ما شناخته شده است (بر روی یک بال واقعی اندازه گیری می شود)، یا اگر هنوز بال وجود نداشته باشد، خودمان آنها را تنظیم می کنیم. سپس مختصات آن مختصات نقطه تقاطع مماس ها به کانتور ترسیم شده از نقطه شروع و پایان خواهد بود (شکل 5). توجه داشته باشید که هر دو زاویه رفت و برگشتwو تواینجا داشته باشید منفیمقادیر، زیرا در ریاضیات مرسوم است که جهت خلاف جهت عقربه های ساعت را جهت مثبت زاویه ها در نظر بگیریم.

برنج. 5. برای تعیین مختصات نقطه مرجع وسط

مقادیر این مختصات به شرح زیر است:

با این حال، یک چیز وجود دارد محدودیت. اگر نوک بال به شدت منحنی می شود و زاویهتوپس از آن به نود درجه نزدیک می شودtg( تو) به بی نهایت تبدیل خواهد شد به اندازه کافی عجیب، در این مورد وضعیت ساده تر است. شما فقط باید قرار دهیدz = L. فرمول دوم بدون تغییر است. چنین خطوط بال با لبه دنباله دار خمیده تند در شکل نشان داده شده است. 6.

اکنون می توانیم از عبارات به دست آمده برای محاسبه انتگرال ها استفاده کنیم. با این حال، در معادله برایLcaxمنطقه بال نیز ناشناخته استاس، بنابراین شما باید دو انتگرال را محاسبه کنید: یکی برای مساحت، دیگری برای لحظه ایستا. انتگرال برای ناحیه، هنگام تعیین منحنی ها به صورت پارامتریک، به صورت زیر نوشته می شود:

اینجا

محاسبه چنین انتگرال ها هیچ مشکلی ایجاد نمی کند، این به سادگی یک روش روتین پر زحمت است، بنابراین من محاسباتی را انجام نمی دهم تا خواننده را خسته نکنم. فرمول حاصل:

حالا باید پیدا کنیمLcax. فرمول محاسبه:

دوباره یک روش معمول طولانی ضرب چند جمله ای ها و گرفتن انتگرال ها. من محاسبات را حذف می کنم، نتیجه این است:

کسانی که مایل هستند می توانند من را به تنهایی چک کنند.

برای یک لبه با شیب گرد، در این مورد عقب، مانند شکل. 6، یعنی چه زمانیz = L، فرمول ها ساده شده اند.

بنابراین، شانه SARما پیدا کردیم. اما این مقدار در امتداد محور اندازه گیری می شودز. و حالا باید خودم پیداش کنم SAR، که در امتداد محور اندازه گیری می شودایکس. از آنجا که ایکسبا یک معادله پارامتری داده می شود، سپس باید مقدار پارامتر را پیدا کنیمتی، که مطابقت داردLcax. جایگزین کردن Lcaxبه معادله برای z( تی) ، و حل نسبی آنتی، فرمول زیر را بدست می آوریم:

حالا ما در واقع پیدا می کنیم SAR.

مشکل حل شد! برای رسیدن به نتیجه فقط به چهار فرمول نیاز داشتیم. علاوه بر این، یکی از آنها "در گذر" منطقه کنسول را به ما داد!

مثال عددی

بیایید یک بال مانند بال در شکل بگیریم. 5. داده های اولیه برای آن به شرح زیر است:

نیم دهانه L= 5 dm؛ وتر ریشه ن= 3 dm؛ وتر ترمینالساعت= 1 dm؛ زاویه رفت و برگشت در دنده ریشهw= -3 درجه؛ زاویه رفت و برگشت در دنده انتهاییتو = -45 درجه

نقطه تقاطع مماس ها همان مختصات نقطه مرجع سوم را می دهدبرای معادلات پارامتری منحنی که لبه جلویی بال را توصیف می کند. یادآوری می کنم که شاخص در فرمول های محاسباتی حذف شده است.

در مورد ما: dm; dm

بیایید مساحت کنسول وLcax:

اس= 11.674 متر مربع dm Lcax= 2.162 dm.

و اکنون در واقعCAX= 2.604 dm

موقعیت SARدر نمودار به صورت یک خط عمودی نشان داده شده است.

خب ما مشکل رو حل کردیم و مهمترین چیز این است که ما انتگرال ها را به کسر کاهش دادیم ... اما با کسرها آسان تر است!

اما این پایان ماجرا نیست. اگر لبه انتهایی منحنی هم داشته باشیم چه؟ و اگر "منحنی بودن" آن متفاوت باشد چه؟ به تصویر نگاه کنید شکل. 6.

برنج. 6. نمونه ای از بال با لبه های منحنی پیشرو و انتهایی

اجازه دهید فوراً متذکر شوم که هیچ چیز پیچیده ای در این کار وجود ندارد. ما در حال حاضر مجموعه کاملی از ابزارها را برای حل آن داریم. بال ما به دو بخش تقسیم می شود: بالای محورزو زیر آن من عمداً یک لبه انتهایی گرد و تیز را انتخاب کردم تا توانایی کار با بال آزاد را نشان دهم.

بنابراین، برای بخش بالایی (جلو) بال ما قبلاً می دانیم چه کاری انجام دهیم، برای قسمت پایین (عقب) همین کار را انجام می دهیم. ویژگی فقط در این واقعیت است که برای آن ارزش ها وجود دارداچو ساعتمنفی خواهد بود زیرا آنها در زیر محور x قرار دارند و زوایای جارویی مثبت هستند. بنابراین محاسبات را دوباره با مقادیر جدید انجام می دهیم و پارامترهای قسمت پایین بال را دریافت می کنیم. اما مساحت بخش منفی خواهد شد! البته، این در واقعیت نمی تواند اتفاق بیفتد، فقط این است که ما محورهای مختصات را خیلی "ناموفق" انتخاب کردیم. بیایید این شرایط را هنگام محاسبه مساحت کنسول در نظر بگیریم.

کار بعدی چیه؟ ما دو بخش داریم که به آنها ایندکس اختصاص می دهیم V– برای بالا (جلو) و n- برای پایین (عقب). با در نظر گرفتن علائم، مساحت کل کنسولاسبرابر است با:

ما همچنین داریم Lcax. حالا باید محاسبه کنیمLcaxبرای کل کنسول با استفاده از فرمول زیر.

سپس برای بخش بالا:

بر این اساس برای پایین:

اینجا دوباره مختصاتمنفی خواهد شد بنابراین، در نهایت SARبا فرمول محاسبه می شود:

مثال

بیایید مثال بالا (شکل 6) را با مقادیر زیر از مقادیر اولیه برای بخش پایینی کنسول ادامه دهیم. قسمت بالایی بدون تغییر است.

وتر ریشه ن= -3 dm؛ وتر ترمینالساعت= 0 dm

زاویه جارو در دنده ریشهw= 0 درجه؛ در پایانتو = 90 درجه

ما گرفتیم:

و در نهایت:

SAR= 5.591 dm

در شکل 6 نشان داده شده است SARبرای قسمت های بالایی و پایینی کنسول. نتیجه SARمن نشونش ندادم چون به این دو نزدیکه و تو عکس ادغام میشه. انجام تمام محاسبات در آن راحت استبرتری داشتن و بلافاصله نمودارهای کانتور بسازید. این به وضوح نشان می دهد که آیا کانتور شما شبیه به مورد نظر است یا خیر، و در صورت لزوم، یک خطا در محاسبات نشان می دهد.

نتیجه

لطفا توجه داشته باشید که در طول راه ما اساسایک مشکل محاسباتی را حل کرد SARبرای بال چند بخش از این گذشته، تقسیم یک بال به بخش ها، آنالوگ یک بال چند بخش است، که در آن، به عنوان مثال، کانتور بخش مرکزی، کنسول یا نوک به شدت تغییر می کند. فقط زاویه مزدوج منحنی ها در محل اتصال مقاطع متفاوت خواهد بود. اگر بخش های بال نه در امتداد وتر، بلکه در امتداد دهانه قرار داشته باشند، ویژگی های دیگری در محاسبه وجود دارد.

در مرحله بعد، باید در نظر بگیرید که اگر بال شما دارای عرضی باشد V ، در حالی که تنها یک پیچ خوردگی بال وجود دارد (پیکربندی های بال بالایی در پوستر شکل 1)، پس فرمول های مشتق شده در بالا هنگام محاسبه معتبر باقی می مانند. SAR. اگر بال دارای دو یا چند پیچ ​​خوردگی باشد (پیکربندی های پایین تر بال در پوستر شکل 1)، پس هنگام محاسبه SARما باید به پیش بینی بال بر روی صفحات پایه برویم.

اما بیشتر در مورد همه اینها زمانی دیگر ...

0

وزارت آموزش و پرورش و علوم فدراسیون روسیه

FGAOU VPO SUSU (NRU)
موسسه پلی تکنیک

دانشکده هوافضا
بخش هواپیما

کار ترم

در رشته "استحکام ساختار" در مورد موضوع

محاسبه قدرت بال هواپیما

سرپرست
اووچینیکوف A.M.
____________________ "___"____________2017 نویسنده اثر
دانشجوی گروه P-424
ایوانف S.V.
____________________
« » 2017

کار با ارزیابی محافظت می شود
____________________ « » 2017

چلیابینسک، 2017

حاشیه نویسی

ایوانف M.V. طراحی ساختار استحکام بال هواپیما: کار ترم در رشته "استحکام سازه ها" - چلیابینسک: SUSU، 2017 - 25 ص، 19، 2 مرجع.

این کار یک محاسبه طراحی مجموعه قدرت یک بال هواپیما را انجام داد. بارهای وارد بر سازه محاسبه می شود، عوامل نیروی داخلی تعیین می شود: نیروی برشی، گشتاور خمشی، گشتاور.

یک محاسبه تایید بال طراحی شده در بسته نرم افزاری Ansys انجام شد.

اطلاعات اولیه. 2

1. محاسبه طراحی.. 3

1.1 شرح بارها. 3

1.2 نمودار طراحی ساختار بال. 7

1. انتخاب مقطع بال اسپار.. 8

2.1 انتخاب روکش. 8

2.2 انتخاب رشته های پانل پایین. 9

2.3 محاسبه عناصر مقاومت بال برای پایداری. 10

2.4 انتخاب تسمه اعضای جانبی پانل بالایی. 12

2.5 بررسی پانل بال پایین برای فشرده سازی. 13

2.6 انتخاب ضخامت دیواره اعضای جانبی. 14

1. بررسی محاسبه.. 16

اطلاعات اولیه

در این کار، پیشنهاد می‌شود که یک محاسبه طراحی تقویت‌کننده نیروی یک بال هواپیما انجام شود و سپس یک محاسبه تأییدی مجموعه نیرو با استفاده از بسته المان محدود Ansys انجام شود.

داده های اولیه زیر برای محاسبه پذیرفته می شوند:

1) طول بال

2) وتر لبه ریشه

3) وتر نوک بال

4) وزن هواپیما

5) وزن موتور

7) مختصات نصب موتور از نوک بال:

8) هواپیما با سرعت کروز حرکت می کند.

9) مواد پوست، تسمه اسپار، دیوارهای اسپار، رشته ها - آلیاژ آلومینیوم AMg6: مدول الاستیک استحکام کششی

10) پروفیل آیرودینامیکی TsAGI-734.

شکل 1. پروفیل بال TsAGI-734.

1. محاسبه طراحی

1.1 شرح بارها

نیروی بالابر توزیع شده بر روی بال در پرواز و وزن توزیع شده بال تأثیر می گذارد مترو نیروهای جرمی متمرکز واحدها - وزن موتور

یک بال با طول 8 [m] به 30 بخش به طول [m] تقسیم می شود. پارتیشن در شکل 2 نشان داده شده است.

نیروی بالابر در بخش های بال و نیروی برشی با فرمول های زیر تعیین می شود:

مربع من-بخش بال؛ - ضریب بالابر برای پروفایل انتخاب شده = 0.528. - تراکم هوا

همانطور که مشخص است، لنگر خمشی از طریق نیروی برشی به صورت زیر تعیین می شود:

ادغام را به همان روشی که هنگام محاسبه نیروی برشی با استفاده از روش ذوزنقه ای عددی انجام می دهیم. برای بخش بال Δξi، افزایش لحظه خمشی را تعیین می کنیم:

با مجموع مجموع افزایشی ΔMi از لبه بال، گشتاور خمشی در بخش را بدست می آوریم:

گشتاور با فرمول تعیین می شود:

جدول 1 مقادیر محاسبه شده را نشان می دهد.

میز 1.

بر اساس داده های جدول 1، نمودارهایی از تغییرات نیروی برشی و گشتاورها را می سازیم.

شکل 2. تنوع بالابر در طول بال.

شکل 3. تغییر نیروی برشی در طول بال.

شکل 4. تغییر لنگر خمشی در طول بال

شکل 5. تغییر گشتاور در طول بال

1.2 نمودار طراحی ساختار بال

هنگام تخصیص مجموعه مقاومت بال، توصیه های زیر باید رعایت شود:

1) اسپار جلو در فاصله ای از پنجه قسمت قرار دارد و اسپار عقب در جایی که وتر بخش بال قرار دارد.

2) فاصله بین رشته های مجاور از 120 ... 300 میلی متر برای بال اسپار متغیر است.

3) فاصله بین دنده ها در بال اسپار معمولاً 200 ... 300 میلی متر در نظر گرفته می شود.

قسمت دم بال بیشتر مورد توجه قرار نمی گیرد، زیرا عملاً در درک عوامل اصلی نیرویی که روی بال تأثیر می گذارد شرکت نمی کند، بخش نسبتاً کمی از فشار آیرودینامیکی در پرواز را به خود اختصاص می دهد و به طور معمول، مشغول مکانیزاسیون بال است. در برخی از مدل های هواپیما، قسمت دم با لانه زنبوری تقویت می شود. در این کار، قسمت دم توسط یک رشته که در پشت اسپار عقب قرار دارد پشتیبانی می شود.

هدف مجموعه قدرت در شکل 7 نشان داده شده است.

شکل 6. هدف از کیت قدرت بال.

2. انتخاب بخش بال اسپار

فرض بر این است که ممان خمشی محاسبه شده خم M فقط توسط قسمت بین اسپار بال درک می شود. در مورد طراحی، پانل بال پایینی به صورت کششی و پانل بالایی به صورت فشرده کار می کند. نیروی کششی (یا فشاری) پانل ها به صورت زیر خواهد بود:

در اینجا N شانه یک جفت نیروی عادی است

که در آن μ = 0.95 ضریبی است که نشان می دهد چقدر فاصله بین مراکز ثقل کمربندهای اسپار از ارتفاع کلی اسپار کمتر است. H1 و H2 ارتفاع کلی اعضای کناری هستند. H1 به ارتفاع بالاترین اسپار در قسمت بال اشاره دارد.

2.1 انتخاب روکش

ما حداقل ضخامت مورد نیاز پوست را از شرایط عملکرد آن تحت برش در هنگام پیچش بال طبق فرمول محاسبه می کنیم.

که در آن Ω ناحیه دو برابر شده ای است که توسط کانتور بیرونی بخش بال و دیواره اسپار عقب (بدون بخش دم) پوشانده شده است. - تنش برشی مخرب غلاف. بر اساس ضخامت مورد نیاز روکش از مجموعه ورق های آلومینیومی، نزدیکترین ضخامت استاندارد بزرگتر را انتخاب می کنیم. حداقل ضخامت پوست این خواهد بود:

1.4.2 انتخاب تسمه اعضای جانبی پانل پایین.

حداقل مساحت مورد نیاز سطح مقطعاولین اسپار با فرمول پیدا می شود

جایی که به= 0.7...0.8 - ضریب تعیین کننده نسبت نیروی طبیعی N درک شده توسط تسمه های اعضای جانبی. - تنش مخرب مواد تسمه کشیده.

برای اسپار دوم می پذیریم:

بر اساس مساحت مورد نیاز، نزدیکترین پروفیل های اکسترود شده استاندارد با مساحت بزرگ را انتخاب می کنیم. ما پروفایل های PR 101 و PR 111 را انتخاب می کنیم - بخش گوشه، نه فلنج مساوی (GOST 13738 - 91).

شکل 7. نمایه PR 101.

پروفیل PR101-47 برای اولین اسپار انتخاب شد.

2.2 انتخاب رشته های پانل پایین.

بر اساس محدوده فاصله توصیه شده بین آنها، تعداد رشته های m را تنظیم می کنیم. رشته ها را به طور مساوی در قسمت بین اسپار بال قرار می دهیم و فاصله واقعی بین آنها را پیدا می کنیم

جایی که B عرض قسمت بین اسپار بال است. m تعداد رشته ها در پانل بال بالایی (پایینی) است.

نیروی نرمال را در تسمه های اعضای جانبی محاسبه می کنیم

و در بدنه

ضریب کاهش کجاست

نیروی کششی باقیمانده توسط استرینگرها جذب می شود. حداقل سطح رشته مورد نیاز با استفاده از فرمول محاسبه می شود

فرمول ها به ترتیب تنش های شکست را در حین کشش کمربند اسپار، پوسته و ریسمان نشان می دهند.

بر اساس اندازه مورد نیاز، نمایه استاندارد نزدیکترین منطقه را انتخاب می کنیم. ما مشخصات روابط عمومی بخش 100 زاویه، فلنج مساوی (GOST 13737-90) را انتخاب می کنیم.

شکل 8. نمایه PR 100 (GOST 13737-90).

شرایط لازم توسط پروفیل PR100-53 برآورده شده است.

2.3 محاسبه عناصر مقاومت بال برای پایداری.

پایداری روکش به عملکرد بخش های جداگانه آن بستگی دارد. قسمتی از پوست با عرض و طول a (a فاصله بین دنده ها است) به عنوان یک صفحه صاف در نظر گرفته می شود که در امتداد کل کانتور روی رشته ها و دنده ها قرار می گیرد (شکل D.1).

شکل 9. تکه ای از پانل بال.

تنش بحرانی صفحه تحت فشار در جهت مجموعه استرینگر توسط فرمول تعیین می شود

که در آن k ضریبی است که ماهیت چسباندن صفحه در امتداد پیشخوان را در نظر می گیرد. وقتی ضریب ≥ k = 4.

استرینگر

محاسبه کمانش موضعی

تنش بحرانی کمانش موضعی برای فلنج رشته‌ای iام (شکل D1)، که به عنوان صفحه‌ای با عرض bi و ضخامت δi در نظر گرفته می‌شود، با فرمول تعیین می‌شود:

که در آن k = 0.46 ضریب فلنج های رشته ای است که یک لبه آزاد در امتداد ضلع بلند دارند.

اجازه دهید اصلاحی را برای پلاستیسیته مواد معرفی کنیم:

محاسبه از دست دادن عمومی پایداری

تنش های بحرانی برای از دست دادن کل پایداری استرینگر توسط فرمول تعیین می شود

اینجا متر- ضریب بسته به ماهیت چسباندن ریسمان در انتها (در بال مرسوم است که بند بند در انتها را به صورت به اصطلاح پیرایش می کنند که برای آن m = 2)؛ ثابت- مساحت و ممان اینرسی مقطع استرینگر نسبت به محور x که از مرکز ثقل رشته و موازی با پوست می گذرد (در یک محاسبه طراحی تقریبی). a فاصله بین دنده ها است.

اصلاح شکل پذیری مواد

تنش بحرانی کمانش استرینگر برابر با حداقل دو تنش است

2.4 انتخاب پایه های جانبی پانل بالایی

در پانل فشرده بالا، مجموعه ریسمان و غلاف مانند پانل کشیده شده پایین در نظر گرفته می شود. سپس محاسبه منطقه فشرده به انتخاب تسمه های اعضای جانبی کاهش می یابد. ما ضریب کاهش پوست را در هنگام فشرده سازی محاسبه می کنیم

ناحیه موثر رشته و پوشش متصل به آن را تعیین کنید

سطح مقطع مورد نیاز آکوردهای اعضای کناری با استفاده از فرمول ها محاسبه می شود

در اینجا σcr تنش بحرانی کمانش موضعی کمربند بالاترین اسپار است. این مقدار ابتدا باید در محدوده های زیر تنظیم شود:

بر اساس مناطق محاسبه شده، پروفایل های استاندارد را با انتخاب می کنیم

بر اساس مساحت مورد نیاز، نزدیکترین پروفیل های اکسترود شده استاندارد با مساحت بزرگ را انتخاب می کنیم. ما پروفایل های PR 101 و PR 111 را انتخاب می کنیم - بخش گوشه، نه فلنج مساوی (GOST 13738 - 91).

شکل 10. پروفایل PR 101.

برای اولین اسپار، پروفیل PR111-40 انتخاب شد.

2.5 بررسی پانل بال پایین برای فشرده سازی

تنش بحرانی کمانش آکوردهای اعضای جانبی اول و دوم پانل پایینی با فرمول تعیین می شود.

پانل بال پایینی که برای کار در حالت کشش در مورد طراحی A انتخاب شده است، در مورد طراحی D در حالت فشرده کار می کند. بنابراین، باید از نظر پایداری در مورد D بررسی شود:

نیروی محوری در پانل در مورد طراحی D.

2.6 انتخاب ضخامت دیواره اعضای جانبی.

در محاسبات طراحی، این فرض وجود دارد که نیروی برشی فقط توسط اعضای جانبی جذب می شود. بین اسپارها به نسبت استحکام خمشی آنها دوباره توزیع می شود و در هر اسپار عمدتاً توسط دیوارها و تا حدی توسط تسمه ها اگر بال مخروطی باشد درک می شود. سپس فرمول های محاسباتی به شکل زیر در می آیند:

مقادیر مخرب محاسبه شده عوامل نیرو برای مورد A کجا و هستند. - بخشی از نیروی برشی که توسط دیواره های اعضای جانبی درک می شود. - نیروی برشی که توسط دیواره اولین اسپار درک می شود. - نیروی برشی که توسط دیواره اسپار دوم درک می شود. Н= 0.5 (Н1 + Н2) - ارتفاع متوسط ​​اعضای جانبی در بخش طراحی. - زاویه همگرایی اعضای جانبی (بر حسب رادیان)

تنش های مماسی در دیواره های اعضای جانبی نباید از مقادیر مخرب فراتر رود. از این شرط حداقل ضخامت دیواره مورد نیاز اسپارهای اول و دوم را محاسبه می کنیم

ما نزدیکترین مقادیر استاندارد بزرگ را انتخاب می کنیم و. اگر در حین محاسبه معلوم شود که دیواره اسپار عقب نازکتر از پوست است، باید آن را پذیرفت، زیرا این دیوار در کانتوری که گشتاور را دریافت می کند گنجانده شده است. .

3. محاسبه تایید

بر اساس محاسبات طراحی انجام شده، یک مدل سه بعدی از سازه بال با مجموعه قدرت ساخته شد (شکل 11).

شکل 11. مدل سه بعدی سازه بال با مجموعه قدرت.

محاسبه تأیید در بسته المان محدود Ansys انجام می شود. استحکام سازه با فشار اعمالی استاتیکی آزمایش می شود و همچنین بر اساس بارهای محاسبه شده در محاسبات استاتیکی، آزمایش پایداری انجام می شود.

موارد زیر بر روی قسمت مشخص شده بال در مرکز فشار اعمال می شود: نیروی برشی، خمشی و گشتاور:

ساختار استحکام و روکش فلزی توسط عناصر پوسته Shell 181 اتخاذ شده است، به هر سطح ضخامت مناسبی اختصاص داده شده است.

با استفاده از مختصات مشخص شده قبلی، عناصر جرمی متمرکز ایجاد شدند (عنصر Mass 21). این عناصر به طور صلب (Rigid Region) به گره های مربوط به آکوردهای پایینی اعضای کناری متصل می شوند. این عناصر با نیروی متمرکز از واحدها (موتورها) مطابقت دارند.

در نظر گرفته می شود که بال کاملاً در تمام جهات (All DOF) در انتهای ریشه ثابت است.

شکل 12 یک مدل المان محدود با نیروهای متمرکز و یک طرف ثابت را نشان می دهد.

شکل 12. مدل المان محدود برای محاسبه.

شکل ها نتیجه محاسبات تنش (حل گره) را نشان می دهد.

شکل 13. توزیع تنش های کششی اصلی.

شکل 14. توزیع تنش های فشاری اصلی.

برای مقایسه، محاسبات در اینجا آمده است (حل المنت)

شکل 15. توزیع تنش های کششی اصلی.

شکل 16. توزیع تنش های فشاری اصلی.

شکل 17. توزیع تنش های معادل.

در مرحله بعد، محاسبه کمانش (Eigen Buckling) با در نظر گرفتن اثرات پیش تنش محاسبه شده (اثرات پیش استرس) انجام شد. در این محاسبه، 5 حالت اول کمانش سازه محاسبه شد.

تمام اشکال محاسبه شده کمانش در ناحیه کشیده شده بخش دم بال قرار دارند و در تعداد امواج ایجاد شده با یکدیگر متفاوت هستند. اولین شکل کمانش در شکل 18، پنجم - در شکل 19 نشان داده شده است.

شکل 18. شکل اول کمانش.

شکل 19. شکل پنجم کمانش.

این از دست دادن ثبات ناشی از جابجایی بال به سمت عقب در جهت پرواز است که باعث ایجاد تنش های مماسی در پوست می شود و منجر به ظهور چنین امواجی می شود. ضمناً در این محاسبه پوست بال عقب هیچ گونه تقویتی ندارد.

ویژگی های هندسی مقاومت بال تنظیم شده و تنش های محاسبه شده.

ضخامت روکش: ;

رشته‌ها: بخش 100 زاویه‌ای پروفایل PR، فلنج مساوی (GOST 13737-90).

شکل 20. نمایه PR 100 (GOST 13737-90).

نمایه PR100-53.

برای اسپار دوم، پروفیل PR111-38 انتخاب شد.

برای اسپار دوم، پروفیل PR101-47 انتخاب شد.

نتایج عددی محاسبات تایید:

محاسبات آزمایشی نشان داد که ساختار طراحی شده قابل اجرا نیست زیرا:

1) تنش هایی در مجموعه توان ایجاد می شود که از مقاومت کششی ماده انتخابی بیشتر است:

2) از دست دادن ثبات پوست رخ می دهد (شکل 18 و 19 را ببینید).

بر اساس محاسبه تأیید، توصیه های زیر برای تغییر طراحی فرموله شده است:

1) با انتخاب پروفیل های گوشه ای با ضخامت دیواره بیشتر و طول کمتر، باید مساحت عناصر باربر مجموعه قدرت را افزایش داد.

2) ضخامت دیواره اعضای جانبی را افزایش دهید.

3) در محاسبات تأیید لازم است که تقویت بخش دم (که به شکل پرکننده لانه زنبوری و همچنین عناصر قدرت مکانیزاسیون بال انجام می شود) در نظر گرفته شود.

4) هنگام انجام تجزیه و تحلیل اجزای محدود، لازم است نمودارهای توزیع فشار در امتداد ایرفویل را در نظر بگیرید (در محاسبه، فشار ثابت در سراسر قسمت پایین بال در نظر گرفته می شود).

نتیجه گیری: نتایج محاسبات دستی با محاسبات موجود در بسته المان محدود Ansys مطابقت نداشت، زیرا در محاسبه دستی تعامل در نظر گرفته نشد. اجزاءمجموعه مقاومت و تنش های تسمه، دیوار و غیره به طور جداگانه محاسبه شد. محاسبات تأیید نشان داد که بیشترین تنش ها در محل اتصال آکوردها و دیواره های اعضای جانبی ایجاد می شود.

فهرست ادبیات استفاده شده

1) تاراسوف، یو.ال.، لاوروف، بی.ا. محاسبه مقاومت عناصر ساختاری هواپیما [متن] / Yu.L. تاراسوف، بی. لاوروف - سامارا، دانشگاه هوافضای دولتی سامارا، 2000 - 112 ص.

2) مهدا، و.الف. انتخاب مقطع عناصر قدرت بالهای غیر جارو شده [متن] / V. A. Mekheda - Samara, Samara State Aerospace University, 2008 - 48 p.

دانلود: شما به دانلود فایل ها از سرور ما دسترسی ندارید.

1. انتخاب نمونه اولیه هواپیما

هواپیمای MiG-3 به عنوان نمونه اولیه هواپیما انتخاب شد.

عکس. 1 فرم کلیهواپیمای Mig-3

1.1 شرح بال MiG-3 KSS

بال شامل سه قسمت بود: یک بخش مرکزی تمام فلزی و دو کنسول چوبی.

بال دارای پروفیل کلارک YH با ضخامت 14-8٪ بود. جاروی بال 1+ درجه و V عرضی در MiG-1 5 درجه و در MiG-3 6 درجه است. نسبت ابعاد بال 5.97.

بخش مرکزی تمام فلزی (دورالومین) دارای ساختاری متشکل از یک اسپار اصلی، دو اسپار کمکی و ده دنده بود. اسپار اصلی دارای دیواره های دورآلومینی به ضخامت 2 میلی متر با پروفیل های تقویت کننده و فلنج های ساخته شده از فولاد 30KhGSA بود. در مقطع، اسپار یک تیر I بود. اسپارهای کمکی طراحی مشابهی داشتند. پوست قسمت بالای بخش مرکزی با پنج رشته تقویت شد. کل سازه با پرچ به هم وصل شده بود. بین اعضای جلویی و جانبی اصلی طاقچه های چرخ وجود داشت. دنده ها در ناحیه قوس چرخ تقویت شده اند. بین اسپارهای اصلی و عقب محفظه هایی با دو مخزن سوخت وجود داشت که هر کدام با ظرفیت 150 لیتر (در نمونه اولیه I-200 مخازن 75 لیتر بود). مخازن از آلیاژ AMN ساخته شده اند و به استثنای سری اول دارای دیواره های خود آب بندی هستند. پوست بخش مرکزی زیر مخازن قابل جابجایی و با پروفیل های پرچ شده تقویت شده بود. پانل با پیچ های شش میلی متری محکم شد. اتصال بین بخش مرکزی و قاب بدنه قابل جدا شدن بود که تعمیر خودرو را ساده کرد.

کنسول های بال چوبی بودند. طرح آنها شامل یک اسپار اصلی، دو اسپار کمکی و 15 دنده بود. اسپار اصلی جعبه ای شکل بود؛ قسمت مرکزی آن هفت لایه و انتهای آن دارای پنج لایه تخته سه لا کاج به ضخامت 4 میلی متر بود. قفسه هایی با عرض 14-15 میلی متر از چوب دلتا ساخته شده اند. عرض اسپار در بخش مرکزی 115 میلی متر، در انتها - 75 میلی متر است.

اسپارهای کمکی جعبه ای شکل دارای دیواره هایی از تخته چندلای توس به ضخامت 2.5 تا 4 میلی متر بودند. برای اتصال قاب به پوست بال از چسب کازئین، پیچ و میخ استفاده شد. لبه جلویی بال تا حدی با تخته سه لا ضخیم پوشیده شده بود و بین دنده های اول و ششم پوششی از ورق دورالومین وجود داشت که با پیچ به قاب داخلی وصل شده بود. از بیرون، کل بال با سایبان پوشیده شده بود و با لاک بی رنگ پوشانده شده بود. هواپیماهای سری بعدی دارای نوارهای فلزی بودند که به لبه جلویی آن متصل شده بودند.

در قسمت زیرین کنسول های چوبی نقاط اتصال برای آویزان کردن سلاح ها، سوراخ های سرویس و زهکشی های متعدد وجود داشت.

کنسول ها در سه نقطه به بخش مرکزی متصل شدند، یکی در هر اسپار. اتصال با یک نوار از ورق آلومینیوم بسته شد.

فلپ های نوع Schrenk از چهار قسمت تشکیل شده بودند: دو قسمت زیر قسمت مرکزی و دو قسمت زیر کنسول. فلپ های تمام فلزی دارای تقویت های عرضی در محل اتصال با دنده ها و یک رشته است. تمام عناصر فلپ با پرچ متصل شدند. فلپ ها به ستون عقب لولا شده بودند. فلپ ها توسط یک درایو پنوماتیک هدایت می شدند و دو موقعیت ثابت را فراهم می کردند: 18 درجه و 50 درجه. مساحت فلپ 2.09 متر مربع بود.

ایلرون های نوع سرخ کرده با جبران آیرودینامیکی. فریم فلزی با روکش پارچه ای (پارچه ACT-100). هر هواپیما از دو قسمت در یک محور مشترک تشکیل شده بود که در سه نقطه ثابت بودند. این جداسازی در شرایطی که به دلیل اضافه بارهای بیش از حد، بال شروع به تغییر شکل می کرد، عملکرد هواپیماها را تسهیل می کرد. یک بالانس فولادی روی آیلرون سمت چپ وجود داشت. هواپیماها 23 درجه به بالا و 18 درجه به پایین منحرف شدند. مساحت کلمساحت هواپیما 1145 متر مربع بود.

مدار برق بال هواپیما

2. تعیین مشخصات هندسی و جرمی هواپیما

از آنجایی که بار بال ها با استفاده از برنامه NAGRUZ.exe محاسبه می شود، به اطلاعاتی در مورد هندسه و وزن هواپیما نیاز خواهیم داشت.

طول: 8.25 متر

طول بالها: 10.2 متر

ارتفاع: 3.325 متر

مساحت بال: 17.44 متر مربع

 مشخصات بال: کلارک YH

 نسبت ابعاد بال: 5.97

 وزن خالی: 2699 کیلوگرم

وزن برخاست معمولی: 3355 کیلوگرم

· با مسلسل زیر بال: 3510 کیلوگرم

 جرم سوخت در مخازن داخلی: 463 کیلوگرم

حجم مخزن سوخت: 640 لیتر

نیروگاه: 1× AM-35A خنک شده با مایع

 قدرت موتور: 1 × 1350 لیتر. با. (1 × 993 کیلو وات (تیک آف))

پروانه: سه پره VISH-22E

قطر پیچ: 3 متر

وتر ریشه [2.380m]

وتر پایان

طول بال ها

ضریب ایمنی

وزن برخاستن

اضافه بار عملیاتی

زاویه جارو در امتداد خط وتر یک چهارم بال

ضخامت نسبی پروفیل در قسمت ریشه

ضخامت نسبی پروفیل در قسمت انتهایی

وزن بال

تعداد مخازن سوخت در بال

وزن مخصوص سوخت

مختصات نسبی ابتدای تانک های وتر

مختصات نسبی آکوردهای انتهایی تانک ها

آکوردهای اولیه تانک ها

آکوردهای پایانی تانک ها

فاصله از محور شرطی تا خط مرکزی. سوخت در قسمت های ریشه و انتهای بال [1.13 متر; 0.898 متر]

تعداد واحدها

مختصات نسبی واحدها

فاصله از محور مشروط تا مرکز ثقل. واحدها

فاصله از محور شرطی تا خط مرکزی. در ریشه و انتهای بال [0.714 متر; 0.731 متر]

فاصله از محور شرطی تا خط مرکزی. در ریشه و انتهای بال

فاصله از محور شرطی تا خط مرکزی. در ریشه و انتهای بال

واحد وزن

گردش نسبی بال 11 مقادیر:

جرم بال حدود 15 درصد وزن خشک هواپیما، یعنی 0.404 تن است.

تخصیص اضافه بار عملیاتی و ضریب ایمنی

بسته به درجه مانور مورد نیاز، همه هواپیماها به سه کلاس تقسیم می شوند:

کلاس B - هواپیماهای قابل مانور محدود که عمدتاً در یک صفحه افقی مانور می دهند. ).

کلاس B - هواپیماهای غیرقابل مانور که هیچ مانور تیز انجام نمی دهند. ).

جنگنده ها متعلق به کلاس A هستند، بنابراین ما اضافه بار عملیاتی را انتخاب می کنیم

حداکثر اضافه بار عملیاتی هنگام مانور هواپیما با مکانیزم برخاست و فرود جمع شده با فرمول تعیین می شود:

ضریب ایمنی f از 1.5 تا 2.0 بسته به مدت بار و تکرارپذیری آن در حین کار تعیین می شود. آن را برابر با 1.5 می گیریم.

4. تعیین بارهای وارد بر بال

سازه بال بر اساس بارهای مخرب محاسبه می شود

G وزن برخاست هواپیما است.

ضریب ایمنی.

1 تعیین بارهای آیرودینامیکی

بار آیرودینامیکی مطابق با تغییر گردش نسبی در امتداد دهانه بال توزیع می شود (هنگام محاسبه ضریب، می توان از تأثیر بدنه و ناسل های موتور غافل شد). مقادیر باید از جدول (4.1.1) بسته به ویژگی ها (ازدیاد طول، مخروطی، طول مقطع مرکزی و غیره) گرفته شود.

جدول 4.1 گردش

توزیع گردش در سراسر بخش ها برای بال های ذوزنقه ای شکل

برای بال های جارو شده

بر اساس نمودار بارهای توزیع شده q aer که برای 12 مقطع محاسبه شده است، نمودارهای Q aer به ترتیب ساخته می شوند. و M aer. . با استفاده از وابستگی های دیفرانسیل شناخته شده، پیدا می کنیم

نیروی برشی در قسمت بال در اثر بار آیرودینامیکی کجاست.

لحظه بار آیرودینامیکی در قسمت بال کجاست.

ادغام به صورت عددی با استفاده از روش ذوزنقه ای انجام می شود (شکل 3). بر اساس نتایج محاسبات، نمودار لنگرهای خمشی و نیروهای برشی ساخته شده است.

2 تعریف نیروهای جرم و اینرسی

4.2.1 تعیین نیروهای توزیع شده از وزن خود سازه بال

توزیع نیروهای جرمی در طول دهانه بال با یک خطای جزئی را می توان متناسب با بار آیرودینامیکی در نظر گرفت.

یا متناسب با آکوردها

جایی که b یک آکورد است.

بار جرمی خطی در امتداد خط مراکز ثقل مقاطع اعمال می شود که معمولاً در 40-50٪ وتر از انگشت پا قرار دارد. با قیاس با نیروهای آیرودینامیکی، Qcr تعیین می شود. و M cr. . نمودارها بر اساس نتایج محاسبات ساخته می شوند.

2.2 تعیین نیروهای جرمی توزیع شده از وزن مخازن سوخت

توزیع بار جرمی خطی از مخازن سوخت

جایی که γ - وزن مخصوصسوخت؛

B فاصله بین اسپارها است که دیواره های مخزن هستند.

ضخامت نسبی پروفیل در بخش:

2.3 ساختن نمودارها از نیروهای متمرکز

نیروهای اینرسی متمرکز از واحدها و بارهای واقع در بال و متصل به بال در مراکز ثقل آنها اعمال می شود و به موازات نیروهای آیرودینامیکی هدایت می شوند. طراحی بار متمرکز

نتایج در قالب نمودارهای Q comp ارائه شده است. و M comp. . کل نمودارهای Q Σ و M xΣ از تمام نیروهای اعمال شده به بال با در نظر گرفتن علائم آنها ساخته شده است:

4.3 محاسبه گشتاورهای عمل کننده نسبت به یک محور معمولی

3.1 تعیین بر اساس نیروهای آیرودینامیکی

نیروهای آیرودینامیکی در امتداد خطی از مراکز فشار عمل می کنند که موقعیت آن مشخص است. پس از ترسیم بال به صورت پلان، موقعیت ΔQ aer i را روی خط مراکز فشار یادداشت می کنیم و با استفاده از نقشه، h aer i را تعیین می کنیم (شکل 3).

و یک نمودار بسازید.

3.2 تعیین از نیروهای توده بال پراکنده (و)

نیروهای جرمی توزیع شده در طول دهانه بال در امتداد خط مراکز ثقل ساختار آن عمل می کنند (شکل 3 را ببینید).

نیروی متمرکز محاسبه شده از وزن قسمت بال بین دو بخش مجاور کجاست.

شانه از نقطه اعمال نیرو به محور.

مقادیر به همین ترتیب محاسبه می شوند. با توجه به محاسبات، نمودارها و ساخته شده است.

3.3 تعیین از نیروهای متمرکز

وزن تخمینی هر واحد یا بار کجاست.

فاصله از مرکز ثقل هر واحد یا بار تا محور.

پس از محاسبه، گشتاور کل از تمامی نیروهای وارد بر بال تعیین شده و نموداری ساخته می شود.

4.4 تعیین مقادیر طراحی و برای یک بخش بال معین

برای تعیین و به شرح زیر است:

موقعیت تقریبی مرکز صلبیت را پیدا کنید (شکل 4)

ارتفاع اسپار i ام کجاست.

فاصله از قطب A انتخاب شده تا دیواره i-th spar.

m تعداد اسپارها است.

لحظه عبور محور Z از موقعیت تقریبی مرکز صلبیت و موازی با محور Z معمولی را محاسبه کنید.

برای یک بال جارو شده، با استفاده از فرمول ها، اصلاحی را برای جارو کردن (شکل 5) انجام دهید:

5. انتخاب نمودار ساختاری-نیروی بال، انتخاب پارامترهای بخش طراحی

1 انتخاب طرح ساختاری و قدرت بال

برای محاسبه، از یک بال دو اسپار ساختار کیسون استفاده می شود.

2 انتخاب پروفیل برای بخش طراحی بال

ضخامت نسبی پروفیل مقطع طراحی با فرمول (4) تعیین می شود. نمایه ای متناسب با ضخامت نوع هواپیمای مورد نظر انتخاب شده و جدول 3 گردآوری شده است.پروفایل انتخاب شده بر روی کاغذ گراف در مقیاس (1:10، 1:25) ترسیم شده است. اگر نمایه ضخامت مورد نیاز در کتاب مرجع ذکر نشده باشد، می توانید نزدیکترین نمایه را از نظر ضخامت از کتاب مرجع بگیرید و همه داده ها را با استفاده از فرمول دوباره محاسبه کنید:

که در آن y مقدار محاسبه شده است.

مقدار مختصات جدولی;

مقدار جدول ضخامت نسبی پروفیل بال.

برای یک بال جارو شده، اصلاح جارو باید با استفاده از فرمول ها انجام شود

جدول 5.1 نمایه مختصات عادی و با در نظر گرفتن تصحیح رفت و برگشت نتایج محاسبه مجدد داده ها:

	جدول UV، %	جدول un، %

5.3 انتخاب پارامترهای بخش

3.1 تعیین نیروهای عادی وارد بر پانل بال

فلنج‌ها و رشته‌های اسپار با پوست متصل لحظه خمش را جذب می‌کنند. نیروهای بارگذاری پانل ها را می توان از عبارت زیر تعیین کرد:

F سطح مقطع بال است که توسط اسپارهای بیرونی محدود شده است.

B فاصله بین اعضای کناری بیرونی است (شکل 7).

برای یک پانل کشیده، نیروی N را با علامت مثبت، برای یک پانل فشرده - با علامت منفی وارد کنید.

بر اساس داده های آماری، محاسبه باید نیروهای درک شده توسط فلنج های اعضای جانبی را در نظر بگیرد - , ,.

مقادیر ضرایب a، b، g در جدول 4 آورده شده است و به نوع بال بستگی دارد.

جدول 5.2

برای محاسبه از بال کیسون استفاده می کنیم.

3.2 تعیین ضخامت غلاف

ضخامت روکش d برای ناحیه کششی بر اساس نظریه چهارم مقاومت تعیین می شود

استحکام کششی مواد روکش کجاست.

g - ضریب که مقدار آن در جدول 5.2 آورده شده است

برای ناحیه فشرده، ضخامت پوست باید برابر باشد .

3.3 تعیین گام رشته ها و دنده ها

گام رشته ها و دنده ها به گونه ای انتخاب می شود که سطح بال دارای موجی غیر قابل قبول نباشد.

برای محاسبه انحرافات پوست، آن را آزادانه توسط نخ ها و دنده ها حمایت می کنیم (شکل 10). بیشترین مقدار انحراف در مرکز صفحه مورد نظر به دست می آید:

سفتی استوانه ای پوست.

مقادیر ضرایب d بسته به . به طور معمول این نسبت 3 است. d=0.01223.

فاصله بین ریسمان ها و دنده ها باید طوری انتخاب شود که

تعداد رشته ها در یک پانل فشرده

طول قوس پوسته پانل فشرده کجاست.

تعداد رشته ها در یک پانل کشیده باید 20٪ کاهش یابد. همانطور که در بالا ذکر شد، فاصله بین دنده ها برابر است.

اما برای اینکه سازه بیش از حد بارگذاری نشود، فاصله دنده را برابر با 450 میلی متر در نظر می گیریم.

3.4 تعیین سطح مقطع رشته ها

سطح مقطع استرینگر در ناحیه فشرده به عنوان اولین تقریب

تنش بحرانی رشته‌ها در ناحیه فشرده کجاست (به یک تقریب اول).

سطح مقطع رشته ها در ناحیه کشیده شده

استحکام کششی مواد ریسمان کجاست.

از لیست موجود پروفیل های استاندارد گوشه نورد شده با لامپ، نزدیک ترین پروفیل مناسب در ناحیه با سطح مقطع 3.533 سانتی متر مربع است.

3.5 تعیین سطح مقطع اعضای جانبی

مساحت فلنج های اعضای جانبی در ناحیه فشرده

F HP = 17.82 سانتی متر مربع

که σ cr.l-na تنش بحرانی در هنگام از دست دادن پایداری فلنج اسپار است. σ cr. l-na 0.8 σ B

مساحت هر فلنج دو بال اسپار از شرایط پیدا می شود

F l.szh.2 = 12.57 cm 2 F l.szh.2 = 5.25 cm 2

ناحیه اسپارها در ناحیه تنش

F l.rast. = 15.01 سانتی متر مربع

F l.d.1 = 10.58 cm 2 F l.d.2 = 4.42 cm 2

3.6 تعیین ضخامت دیواره اعضای جانبی

ما فرض می کنیم که کل نیروی برشی توسط دیواره های اعضای جانبی درک می شود

نیروی درک شده توسط دیواره i-th spar کجاست.

تنش بحرانی از دست دادن پایداری دیواره بال در اثر برش کجاست (شکل 9). برای محاسبات، هر چهار طرف دیوار باید به سادگی در نظر گرفته شود:

جایی که

6. محاسبه مقطع بال برای خم شدن

برای محاسبه مقطع بال برای خم شدن، پروفیلی از قسمت طراحی بال ترسیم می شود که روی آن رشته ها و اسپارهای شماره گذاری شده قرار می گیرند (شکل 10). استرینگرها باید در نوک بینی و دم پروفیل با گامی بزرگتر از بین اسپارها قرار گیرند. محاسبه مقطع بال برای خمش با استفاده از روش ضرایب کاهش و تقریب های متوالی انجام می شود.

1 روش محاسبه تقریب اول

سطح مقطع کاهش یافته دنده های طولی (بندها، اعضای جانبی) با پوست متصل به عنوان اولین تقریب تعیین می شود.

سطح مقطع واقعی دنده i کجاست. - ناحیه چسبیده پوست ( - برای یک پانل کشیده، - برای یک پانل فشرده)؛ - ضریب کاهش تقریب اول.

اگر جنس فلنج اسپارها و ریسمان ها متفاوت باشد، باید از طریق ضریب کاهش بر حسب مدول الاستیک به یک ماده کاهش داد.

مدول ماده عنصر i کجاست. - ماژول ماده ای که ساختار به آن کاهش می یابد (به عنوان یک قاعده، این ماده از کمربند پربارترین اسپار است). سپس

در مورد مواد مختلف اعضای جانبی و رشته‌ها، به جای فرمول (6.1) جایگزین می‌شود.

مختصات و مراکز ثقل مقاطع عناصر پروفیل طولی را نسبت به محورهای دلخواه انتخاب شده x و y تعیین می کنیم و گشتاورهای ساکن عناصر و .

مختصات مرکز ثقل اولین بخش تقریبی را با استفاده از فرمول ها تعیین می کنیم:

از طریق مرکز ثقل یافت شده، محورها را رسم می کنیم و (انتخاب محور موازی با وتر مقطع راحت است) و مختصات مراکز ثقل همه عناصر بخش را نسبت به محورهای جدید تعیین می کنیم.

برای محاسبه شکل موضعی کمانش، کمانش فلنج آزاد ریسمان را به صورت صفحه ای در نظر بگیرید که به صورت لولایی از سه طرف پشتیبانی می شود (شکل 12). در شکل 12 نشان داده شده است: a - گام دنده. b 1 - ارتفاع فلنج آزاد استینگر (شکل 11). برای صفحه مورد نظر با استفاده از فرمول مجانبی (6.8) محاسبه می شود که در آن

که در آن k σ یک ضریب بسته به شرایط بارگذاری و پشتیبانی صفحه است،

d c ضخامت فلنج آزاد استرینگر است.

برای پرونده در حال بررسی

برای مقایسه با تنش‌های واقعی به‌دست‌آمده در نتیجه کاهش، تنش کوچک‌تری انتخاب می‌شود که از محاسبات کمانش عمومی و محلی به دست می‌آید.

در طی فرآیند کاهش، توجه به موارد زیر ضروری است: اگر تنش‌های موجود در فلنج فشرده اسپار در هر یک از تقریب‌ها بیشتر یا مساوی تنش‌های مخرب باشد، ساختار بال قادر نیست. تا بار طراحی را تحمل کند و باید تقویت شود.

کتابشناسی - فهرست کتب

1. G.I. Zhitomirsky "طراحی هواپیما". مهندسی مکانیک مسکو 2005

در پرواز، بال با یک بار توزیع شده آیرودینامیکی و نیروی جرمی ناشی از وزن ساختار خود بال و سوخت قرار داده شده در آن بارگذاری می شود.

بار آیرودینامیکی در طول دهانه بال طبق قانون نزدیک به سهموی توزیع می شود. برای ساده کردن، اجازه دهید آن را با قانون ذوزنقه ای جایگزین کنیم (شکل 2.2). اگر این فرض را بپذیریم که با y در طول دهانه بال ثابت است، سپس قانون تغییر در نیروی آیرودینامیکی q az متناسب با وتر بال است ب z:

جایی که Y- نیروی بالابر ایجاد شده توسط بال؛

اس k مساحت باربر نیم بالها برابر است با اسک = S - ب 0د f = 61;

د f - قطر بدنه؛

ب 0 - وتر دنده ریشه؛

ب z - مقدار وتر فعلی.

مقدار وتر بال فعلی bzبیایید از فرمول پیشنهادی محاسبه کنیم:

جایی که ب k - وتر دنده انتهایی؛

طول نیم بال بدون بخش مرکزی برابر است با؛

با جایگزینی معادله (3.11) به (3.10)، به دست می آوریم:

ما فرض می کنیم که سوخت به طور مساوی روی بال توزیع می شود، سپس بار توزیع شده از نیروهای جرمی بال (وزن و سوخت خود) در طول دهانه آن تغییر می کند، همچنین متناسب با وتر ب z:

جایی که متر k جرم ساختار نیم بال برابر است با مترک = مترک متر vzl = 1890;

متر T جرم سوخت برابر است با مترتی = 0.85 متر Tmax = 3570 ;

g شتاب سقوط آزاد برابر است با g = 9,81.

برنج.

بیایید آیرودینامیک توزیع شده را محاسبه کنیم q azو بارهای انبوه q کرزدر انتها قسمت ریشه بال و (به عنوان مثال) در ناحیه ایلرون ها:

1) محاسبه بار توزیع شده در انتهای بال، یعنی. در Z= 0:

2) محاسبه بار توزیع شده در بخش ریشه، یعنی. در Z== 13,23:

3) محاسبه بار توزیع شده در ناحیه موتور + شاسی، یعنی. در Z=l 1 =1,17

5665.94-2142.07=3523.87N/m

برنج. 2.3. طرح وقوع گشتاور در بخش بال

بنابراین، گشتاور خطی از آیرودینامیک توزیع شده است q az و نیروهای بال توده ای q krz برابر است با:

نیوتن متر در متر (3.15)

ما موارد مشابه را ارائه می دهیم و دریافت می کنیم:

نیوتن متر در متر (3.16)

معمولا سوخت در بال در جلوی بال قرار دارد، بنابراین c.m. سوخت مصادف با c.m. بال با در نظر گرفتن این فرض، فرمول (3.15) به صورت زیر خواهد بود:

نیوتن متر در متر (3.17)

بیایید مقادیر شناخته شده را با فرمول (3.17) جایگزین کنیم، دریافت می کنیم:

نیوتن متر در متر (3.18)

حالا بیایید گشتاور را در نوک، قسمت ریشه بال و در ناحیه ایلرون ها محاسبه کنیم:

1) محاسبه گشتاور در نوک بال، یعنی. در Z= 0:

2) محاسبه گشتاور در ریشه بال، یعنی. در Z= 13,23:

3) محاسبه گشتاور در ناحیه موتور + شاسی، یعنی. در Z= 1,17:

علاوه بر نیروهای توزیع شده از نیروهای آیرودینامیکی و جرمی، گشتاور نیز توسط نیروهای متمرکز از توده های موتورها ایجاد می شود. از آنجایی که با توجه به شرایط مسئله، نیروی رانش موتورها و همچنین نیروی معکوس برابر با صفر است، گشتاور متمرکز تنها توسط نیروهای ناشی از جرم موتورهای نصب شده روی بال ایجاد می شود. .

برنج.

از شکل می توان فهمید که برابر است (علامت منفی به این معنی است که لحظه در خلاف جهت خلاف جهت عقربه های ساعت است):

(نیوتن متر), (3.19)

فاصله از مرکز جرم کجاست موتور به c.f. بال

از آنجایی که موتورها در فواصل مختلف از سیال مرکزی قرار دارند. بال، سپس آنها لحظات متفاوتی را خلق خواهند کرد. بر اساس داده های شناخته شده، متوجه می شویم: