Pagkalkula ng seksyon ng isang pakpak ng sasakyang panghimpapawid para sa baluktot. Pagkalkula ng mga aerodynamic na katangian ng pakpak. File ng paglalarawan ng profile
Sa kasamaang palad, wala akong nakitang isang artikulo sa aerodynamics "para sa modeller". Ni sa mga forum, o sa mga talaarawan, o sa mga blog, o kahit saan ay mayroong kinakailangang "pagpisil" sa paksang ito. At maraming mga katanungan ang lumitaw, lalo na para sa mga nagsisimula, at ang mga taong itinuturing ang kanilang sarili na "hindi na isang baguhan" ay madalas na hindi nag-abala sa pag-aaral ng teorya. Ngunit aayusin namin ito!)))
Sasabihin ko kaagad na hindi ko malalalim ang paksang ito, kung hindi, ito ay magiging hindi bababa sa treatise, na may isang bungkos ng hindi maintindihan na mga formula! Bukod dito, hindi kita matatakot sa mga termino tulad ng "Reynolds number" - kung interesado ka, maaari mo itong basahin sa iyong paglilibang.
Kaya, sumang-ayon kami - tanging ang pinaka-kailangan para sa aming mga modelo.)))
Mga puwersang kumikilos sa isang eroplano sa paglipad.
Sa paglipad, ang isang eroplano ay napapailalim sa maraming puwersang panghimpapawid, ngunit lahat ng mga ito ay maaaring isipin bilang apat na pangunahing pwersa: gravity, lift, propeller thrust, at air resistance (drag). Ang puwersa ng grabidad ay palaging nananatiling pare-pareho, maliban sa pagbaba nito habang natupok ang gasolina. Ang pag-angat ay sumasalungat sa bigat ng sasakyang panghimpapawid at maaaring mas malaki o mas mababa kaysa sa bigat, depende sa dami ng enerhiya na ginugol sa pasulong na paggalaw. Ang lakas ng tulak ng propeller ay sinasalungat ng lakas ng paglaban ng hangin (o kilala bilang drag).
Sa tuwid at pahalang na paglipad, ang mga puwersang ito ay magkaparehong balanse: ang thrust force ng propeller ay katumbas ng puwersa ng air resistance, ang lift force ay katumbas ng bigat ng sasakyang panghimpapawid. Nang walang ibang ratio ng apat na pangunahing pwersang ito, imposible ang tuwid at pahalang na paglipad.
Ang anumang pagbabago sa alinman sa mga puwersang ito ay makakaapekto sa gawi ng paglipad ng sasakyang panghimpapawid. Kung ang pag-angat na ginawa ng mga pakpak ay tumaas na may kaugnayan sa puwersa ng grabidad, ang resulta ay isang pataas na pag-angat ng sasakyang panghimpapawid. Sa kabaligtaran, ang pagbaba ng pagtaas laban sa gravity ay magiging sanhi ng pagbaba ng sasakyang panghimpapawid, ibig sabihin, pagkawala ng altitude.
Kung ang balanse ng mga puwersa ay hindi pinananatili, ang sasakyang panghimpapawid ay ibaluktot ang landas ng paglipad nito sa direksyon ng umiiral na puwersa.
Tungkol sa pakpak.
Wingspan- ang distansya sa pagitan ng mga eroplano na kahanay sa eroplano ng simetrya ng pakpak at pagpindot sa mga matinding punto nito. Ang R.K. ay isang mahalagang geometric na katangian ng isang sasakyang panghimpapawid, na nakakaimpluwensya sa mga katangian ng aerodynamic at pagganap ng paglipad nito, at isa rin sa mga pangunahing pangkalahatang sukat ng sasakyang panghimpapawid.
Extension ng pakpak- ang ratio ng wing span sa average na aerodynamic chord nito. Para sa isang hindi hugis-parihaba na pakpak, aspect ratio = (span squared)/lugar. Ito ay mauunawaan kung kukuha tayo ng isang hugis-parihaba na pakpak bilang batayan, ang formula ay magiging mas simple: aspect ratio = span/chord. Yung. kung ang pakpak ay may span na 10 metro at chord = 1 metro, ang aspect ratio ay magiging = 10.
Kung mas malaki ang aspect ratio, mas mababa ang induced drag ng pakpak, na nauugnay sa daloy ng hangin mula sa ibabang ibabaw ng pakpak hanggang sa itaas sa pamamagitan ng dulo na may pagbuo ng mga tip vortices. Sa unang pagtataya, maaari nating ipagpalagay na ang laki ng katangian ng naturang vortex ay katumbas ng chord; at sa pagtaas ng span, ang vortex ay nagiging mas maliit at mas maliit kumpara sa wing span. Naturally, mas mababa ang inductive drag, mas mababa ang pangkalahatang pagtutol ng system, mas mataas ang kalidad ng aerodynamic. Naturally, ang mga taga-disenyo ay natutukso na gawin ang pagpahaba hangga't maaari. At dito nagsisimula ang mga problema: kasama ang paggamit ng mataas na mga ratio ng aspeto, kailangang dagdagan ng mga taga-disenyo ang lakas at higpit ng pakpak, na nangangailangan ng hindi katimbang na pagtaas sa masa ng pakpak.
Mula sa isang aerodynamic na pananaw, ang pinakakapaki-pakinabang ay ang isang pakpak na may kakayahang lumikha ng pinakamalaking posibleng pag-angat na may pinakamababang posibleng pag-drag. Upang masuri ang pagiging perpekto ng aerodynamic ng pakpak, ipinakilala ang konsepto ng kalidad ng aerodynamic ng pakpak.
Aerodynamic na kalidad ng pakpak tinatawag na ratio ng pag-angat upang i-drag sa isang pakpak.
Ang pinakamahusay na aerodynamic na hugis ay ang elliptical na hugis, ngunit ang gayong pakpak ay mahirap gawin at samakatuwid ay bihirang ginagamit. Ang isang hugis-parihaba na pakpak ay hindi gaanong kapaki-pakinabang mula sa isang aerodynamic na pananaw, ngunit mas madaling gawin. Ang isang trapezoidal na pakpak ay may mas mahusay na mga katangian ng aerodynamic kaysa sa isang hugis-parihaba, ngunit medyo mas mahirap gawin.
Ang mga swept at triangular na pakpak ay aerodynamically mas mababa kaysa sa trapezoidal at rectangular sa mga subsonic na bilis, ngunit sa transonic at supersonic na bilis mayroon silang makabuluhang mga pakinabang. Samakatuwid, ang mga naturang pakpak ay ginagamit sa mga sasakyang panghimpapawid na lumilipad sa transonic at supersonic na bilis.
Elliptical na pakpak sa plano ito ay may pinakamataas na kalidad ng aerodynamic - ang pinakamababang posibleng drag na may pinakamataas na pagtaas. Sa kasamaang palad, ang isang pakpak ng hugis na ito ay hindi madalas na ginagamit dahil sa pagiging kumplikado ng disenyo, mababang paggawa at hindi magandang katangian ng stall. Gayunpaman, ang pag-drag sa matataas na anggulo ng pag-atake ng mga pakpak ng iba pang mga hugis ng planform ay palaging tinatasa kaugnay ng elliptical wing. Pinakamahusay na halimbawa Ang ganitong uri ng pakpak ay ginagamit ng English Spitfire fighter.
Ang pakpak ay hugis-parihaba sa plano may pinakamataas na drag sa matataas na anggulo ng pag-atake. Gayunpaman, ang gayong pakpak, bilang panuntunan, ay mayroon simpleng disenyo, ay advanced sa teknolohiya at may napakagandang katangian ng stall.
Ang pakpak ay trapezoidal sa plano Ang magnitude ng air resistance ay malapit sa elliptical. Malawakang ginagamit sa mga disenyo ng produksyon ng sasakyang panghimpapawid. Ang kakayahang gumawa ay mas mababa kaysa sa isang hugis-parihaba na pakpak. Ang pagkuha ng mga katanggap-tanggap na katangian ng stall ay nangangailangan din ng ilang mga pag-aayos sa disenyo. Gayunpaman, ang isang pakpak ng isang trapezoidal na hugis at tamang disenyo ay nagsisiguro ng isang minimum na masa ng pakpak, lahat ng iba pang mga bagay ay pantay. Ang mga unang serye ng Bf-109 fighter ay may trapezoidal na pakpak na may mga tuwid na tip:
Ang pakpak ay may pinagsamang planform. Bilang isang patakaran, ang hugis ng naturang pakpak sa plano ay nabuo ng ilang mga trapezoid. Ang mabisang disenyo ng naturang pakpak ay nagsasangkot ng maraming blowdown; ang pakinabang ng pagganap ay ilang porsyento kumpara sa isang trapezoidal na pakpak.
Wing sweep— ang anggulo ng paglihis ng pakpak mula sa normal hanggang sa axis ng symmetry ng sasakyang panghimpapawid, sa projection papunta sa base plane ng sasakyang panghimpapawid. Sa kasong ito, ang direksyon patungo sa buntot ay itinuturing na positibo. May sweep kasama ang nangungunang gilid ng pakpak, kasama ang trailing edge at kasama ang quarter chord line.
Forward-swept wing (KSW)— pakpak na may negatibong sweep.
Mga kalamangan:
Nagpapabuti ng pagkontrol sa mababang bilis ng paglipad.
-Nagpapabuti ng aerodynamic na kahusayan sa lahat ng mga lugar ng mga kondisyon ng paglipad.
-Layout na may forward-swept wing ay nag-o-optimize ng pressure distribution sa wing at front horizontal tail
Bahid:
-Ang KOS ay lalong madaling kapitan sa aerodynamic divergence (pagkawala ng static na katatagan) kapag umabot sa ilang bilis at anggulo ng pag-atake.
-Nangangailangan ng mga materyales sa istruktura at mga teknolohiya na nagbibigay ng sapat na katigasan ng istruktura.
Su-47 "Berkut" na may forward sweep:
Czechoslovakian glider LET L-13 na may forward-swept wing:
Sa madaling salita, mas mababa ang load, mas mababa ang bilis na kinakailangan para sa paglipad, at samakatuwid ay mas kaunting lakas ng makina ang kinakailangan.
Average na aerodynamic chord ng pakpak (MAC) ay tinatawag na chord ng tulad ng isang hugis-parihaba na pakpak, na may parehong lugar tulad ng ibinigay na pakpak, ang magnitude ng kabuuang aerodynamic na puwersa at ang posisyon ng sentro ng presyon (CP) sa pantay na mga anggulo ng pag-atake. O mas simple, ang chord ay isang straight line na segment na nagkokonekta sa dalawang punto ng isang profile na pinakamalayo sa isa't isa.
Ang magnitude at coordinate ng MAR para sa bawat sasakyang panghimpapawid ay tinutukoy sa panahon ng proseso ng disenyo at ipinahiwatig sa teknikal na paglalarawan.
Kung ang magnitude at posisyon ng MAR ng isang naibigay na sasakyang panghimpapawid ay hindi alam, maaari silang matukoy.
Para sa isang pakpak na may hugis-parihaba na plano, ang MAR ay katumbas ng chord ng pakpak.
Para sa isang trapezoidal wing, ang MAR ay tinutukoy ng geometric na konstruksyon. Upang gawin ito, ang pakpak ng sasakyang panghimpapawid ay iginuhit sa plano (at sa isang tiyak na sukat). Sa pagpapatuloy ng root chord, isang segment na katumbas ng laki ng terminal chord ay inilatag, at sa pagpapatuloy ng terminal chord (pasulong), isang segment na katumbas ng root chord ay inilatag. Ang mga dulo ng mga segment ay konektado sa pamamagitan ng isang tuwid na linya. Pagkatapos ay iguhit ang midline ng pakpak, pagkonekta sa tuwid na midpoint ng root at terminal chords. Ang average na aerodynamic chord (MAC) ay dadaan sa intersection point ng dalawang linyang ito.
Hugis ng wing cross section tinatawag na wing profile. Ang profile ng pakpak ay may malakas na impluwensya sa lahat ng aerodynamic na katangian ng pakpak sa lahat ng mga mode ng paglipad. Alinsunod dito, ang pagpili ng isang profile ng pakpak ay isang mahalaga at responsableng gawain. Gayunpaman, sa ating panahon, ang mga do-it-yourselfers lamang ang nakikibahagi sa pagpili ng isang wing profile mula sa mga umiiral na.
Ang profile ng pakpak ay isa sa mga pangunahing sangkap na bumubuo sasakyang panghimpapawid at partikular na ang eroplano, dahil mahalagang bahagi pa rin nito ang pakpak. Ang kumbinasyon ng isang tiyak na bilang ng mga profile ay bumubuo sa isang buong pakpak, at maaaring magkakaiba ang mga ito sa buong haba ng pakpak. At ang layunin ng sasakyang panghimpapawid at kung paano ito lilipad ay depende sa kung ano ang mga ito. Mayroong ilang mga uri ng mga profile, ngunit ang kanilang hugis sa panimula ay palaging hugis-teardrop. Isang uri ng malakas na pahabang pahalang na patak. Gayunpaman, ang pagbagsak na ito ay karaniwang malayo sa perpekto, dahil ang kurbada ng itaas at mas mababang mga ibabaw iba't ibang uri iba, pati na rin ang kapal ng profile mismo. Ang klasiko ay kapag ang ibaba ay malapit sa eroplano, at ang tuktok ay matambok ayon sa isang tiyak na batas. Ito ang tinatawag na asymmetrical profile, ngunit mayroon ding mga simetriko, kapag ang itaas at ibaba ay may parehong kurbada.
Ang pagbuo ng mga profile ng aerodynamic ay isinasagawa halos mula pa noong simula ng kasaysayan ng aviation, at ito ay isinasagawa pa rin hanggang ngayon. Ginagawa ito sa mga dalubhasang institusyon. Ang pinakamaliwanag na kinatawan ng ganitong uri ng mga institusyon sa Russia ay ang TsAGI - Central Aerohydrodynamic Institute na pinangalanang Propesor N.E. Zhukovsky. At sa USA, ang mga naturang function ay ginagawa ng Langley Research Center (isang dibisyon ng NASA).
WAKAS?
Itutuloy.....
PAGKUKULANG NG ISANG WING NA MAY CURVILINEAR CONTOUR
Yuri Arzumanyan (yuri_la)
Bago malutas ang isang problema, kailangan mong maunawaan kung ano ang iyong gagawin sa resulta.
Ang problema ay maaaring malutas sa dalawang paraan: sa mga integral, o sa mga fraction. Ang resulta ay pareho, ngunit sa mga fraction ay mas madali...
Panimula
Problema sa pagkalkula SAR(Average Aerodynamic Chord) ng isang pakpak ay lumitaw sa pagsasanay ng mga modeller ng sasakyang panghimpapawid nang madalas. Mayroong GOST 22833-77, na tumutukoy SAR at isang pangkalahatang pormula para sa pagkalkula nito ay ibinigay. Totoo, hindi ipinaliwanag ng GOST kung bakit ginagamit ang partikular na formula na ito at kung paano ito aktwal na gamitin. Gayunpaman, sa napakaraming mga kaso, kapag ang isang pakpak ng isang simpleng hugis sa plano, na may mga tuwid na gilid, iyon ay, trapezoidal, tatsulok, atbp., ay isinasaalang-alang, hindi na kailangang pumunta sa matematika. Noong wala pang kompyuter SAR determinado graphical na pamamaraan. Bilang metodolohikal na manwal Kahit na ang mga espesyal na poster ay ginamit na naka-display sa mga dingding ng mga seksyon at bilog sa pagmomodelo ng sasakyang panghimpapawid.
kanin. 1. Educational poster manual
Ngayon ay may mga simpleng modelong calculators (mga programa) na maaaring mai-install sa isang computer o magamit online. Sa RC - Aviation , halimbawa, ay magagamit .
Gayunpaman, wala itong kakayahang magkalkula SAR pakpak na may hubog na tabas. At kung minsan iyon mismo ang kailangan mo. Halimbawa, "Dragon", sikat sa mga nagsisimula (sa sa kasong ito Wing Dragon 500) ni Art - Tech (Larawan 2). Ang pakpak nito ay may bahagyang sweep kasama ang nangungunang gilid sa tadyang ng ugat, at pagkatapos ay pabilog patungo sa dulo.
kanin. 2. "Dragon"
Marahil ay may mas seryosong mga programa sa computer kaysa sa mga simpleng calculator ng modelo na aking nabanggit, na, kung mayroong isang graphical na imahe ng wing contour (projection) na ipinasok sa computer, ibigay ang posibilidad na ito kahit na sa kawalan ng mga formula para sa gilid ng curvature. Well, paano kung wala ka pang ganitong contour? Iginuhit mo pa rin ba ang balangkas ng pakpak at gusto mong tuklasin ang iba't ibang mga opsyon?
Samakatuwid, ang layunin ng artikulong ito ay hindi lamang upang kunin ang mga huling formula para sa pagkalkula SAR tulad ng isang pakpak, ngunit din ang pagsisiwalat ng pangkalahatang algorithm ng pagkalkula. Sa madaling salita, nais kong ipakita kung PAANO ito ginagawa upang maunawaan ang resulta na nakuha.
Iminumungkahi ko lamang ang isa sa mga posibleng diskarte sa pagtatantya ng isang curved contour gamit Bezier curves, ngunit ang pamamaraang ito ay hindi lamang ang posible. Ito ay nagkakahalaga ng pagpuna na sinubukan ko iba't ibang pamamaraan. Sa partikular, ang halatang paraan ay ang paggamit ng spline approximation, gamit ang mga power function, atbp. Ang mga pamamaraang ito ay hindi nababagay sa akin dahil sa malakas na pagbaluktot ng wing contour na may isang tiyak na kumbinasyon ng paunang data, o dahil sa kanilang pagiging kumplikado at computational complexity. Paraan gamit ang quadratic Bezier curves para sa akin ang pinaka-katanggap-tanggap para sa mga kundisyon at set ng paunang data na maaaring mayroon ang isang modeller ng sasakyang panghimpapawid kapag nagsusukat ng tapos na modelo o nagdidisenyo ng sarili niyang modelo. Inuulit ko na ito ay naaangkop nang tumpak kapag ang equation ng curve na naglalarawan sa curvilinear contour ay hindi alam. Baka may magmumungkahi, pagkatapos basahin ang artikulong ito pinakamahusay na paraan mga pagtatantya, ngunit huminto ako doon sa ngayon.
Isang maliit na teorya
Ang average na aerodynamic chord ay itinuturing na ang chord katumbas isang hugis-parihaba na pakpak, perpektong may katulad na mga katangian ng aerodynamic gaya ng orihinal. At ang posisyon ng center of gravity (CG) ng sasakyang panghimpapawid sa aerodynamics at flight dynamics ay karaniwang sinusukat bilang isang porsyento ng SAR. Ito ay nagpapahintulot sa iyo na makalayo mula sa buong iba't ibang mga hugis ng pakpak sa plano at dalhin ito sa isang "common denominator". Sa wakas, ito ay maginhawa lamang sa mga praktikal na termino.
Kaya, pinag-uusapan natin ang tungkol sa isang pakpak ng eroplano, at ito ay idinisenyo upang lumikha ng pag-angat, na lumitaw dahil sa pakikipag-ugnayan ng daloy ng hangin sa pakpak. Ang likas na katangian ng pakikipag-ugnayan na ito ay napaka-kumplikado, at hindi kami pupunta sa mekanismo para sa paglikha ng puwersa ng pag-angat ng pakpak dito, tulad ng hindi namin isasaalang-alang ang iba pang mga elemento ng pagkarga ng istraktura, kahit na ang mga konklusyon na nakuha ay naaangkop. sa isa pang eroplanong nagdadala ng pagkarga. Tandaan lamang natin ang mga sumusunod na punto:
- Ang lakas ng pag-angat ng isang pakpak ay nilikha ng buong ibabaw nito, iyon ay, ito ay ipinamahagi, at hindi isang punto aerodynamic load;
- Pamamahagi ng load na ito sa buong ibabaw ng pakpak hindi pantay, parehong kasama ang chord at kasama ang span. Depende ito sa maraming salik, gaya ng wing planform, profile (hugis ng ribs), wing twist, wing-fuselage interference, tip vortex, surface roughness, flight speed and altitude, angle of attack, atbp. at iba pa.
Sa katunayan, hindi posible na teoretikal na isaalang-alang ang lahat ng nakalistang mga kadahilanan, lalo na sa yugto ng disenyo, kapag wala pang sasakyang panghimpapawid. Gayunpaman, dahil SAR ay may kondisyon halaga ng sanggunian, pagkatapos ay ipinapayong itapon ang buong hanay ng mga salik na bumabaluktot sa larawan at tanggapin ang isa pandaigdigang palagay na ang pakpak ay, kumbaga, patag, at ang aerodynamic load ay ipinamamahagi sa buong lugar nito pantay-pantay. Pagkatapos ay ang pagkalkula SAR nagiging posible sa analitikal na anyo, iyon ay, gamit ang mga formula.
Sa mekanika, kaugalian, sa mga kinakailangang kaso, na palitan ang isang ipinamahagi na pagkarga ng isang resultang puwersa na inilapat sa puntong iyon ng na-load na ibabaw kung saan ang gayong pagkilos ng puwersa ng punto ay lilikha ng katumbas na pagkarga sa katawan. A SAR kailangan natin ito upang matukoy ang lugar sa pakpak kung saan ilalapat ang pinaka-haka-haka na resultang aerodynamic force. Upang mahanap ang lugar na ito, kailangan nating kalkulahin ang distansya dito mula sa axis ng simetrya ng pakpak (braso SAR), at ang halaga mismo SAR, dahil ito ang chord ng isang katumbas na hugis-parihaba na pakpak, ang sentro ng presyon kung saan (ang parehong resulta) ay inilapat nang eksakto sa gitna ng chord.
Ito ang pupuntahan natin.
Paraan ng pagkalkula
Ang sumusunod na ilustrasyon ay nagpapakita ng view sa kahabaan ng longitudinal axis ng sasakyang panghimpapawid ng isang tuwid, patag na pakpak. Ang longitudinal axis sa aircraft coordinate system ay itinalaga X, patayo Y , at nakahalang (sa haba ng pakpak) – Z.
Kapag nagsasagawa ng mga kalkulasyon, ang lahat ng pwersa at sandali na kumikilos sa sasakyang panghimpapawid ay proyekto sa mga axes o reference na eroplano ng napiling coordinate system. Ang sistema ng coordinate ay pinili para sa gawain. Sa aming kaso, ito ay isang coupled coordinate system. Ang mga projection sa base plane ay tatalakayin sa ibaba, ngunit sa ngayon ay isasaalang-alang natin ang isang pakpak ng isang simpleng hugis na nakahiga sa base plane O XZ.
kanin. 3. Pag-load ng pakpak
Ang kanang wing console ay nagpapakita ng isang distributed aerodynamic load na may intensityq. Ang sukat nito ay puwersa na hinati sa lugar, iyon ay, presyon. Ang kaliwang console ay nagpapakita ng katumbas na puro puwersaYk, na inilalapat sa isang punto na malayo sa axis sa pamamagitan ng isang distansya (braso)Lcax. Bilang resulta ng pagkakapareho ng naturang pag-load, ang pakpak ay nasa equilibrium, iyon ay, ang kabuuan ng mga sandali tungkol sa X axis (ang pinanggalingan) ay katumbas ng zero.
Pagkatapos sa kaliwang bahagi ng equation ang sandali ay maaaring isulat bilang produktoYk sa Lcax, at sa kanan - kumuha ng infinitesimal elementary area, multiply ang area nitodSsa intensity ng paglo-loadq, at ang distansya mula sa elementarya na lugar hanggang sa axis, iyon ay, ang coordinatez. Magkakaroon ng walang katapusang bilang ng mga elementarya na lugar, at upang hindi mabuo ang lahat, kailangan nating kumuha ng ordinaryong integral sa lugar. Sa katunayan, ito ang integral na nakasulat sa kahulugan SAR sa nabanggit na GOST.
Kaya, ang equilibrium equation ay maaaring isulat bilang mga sumusunod:
Pero dahil Ykkumakatawan sa puwersa na "nakolekta" mula sa buong lugar ng wing console, maaari itong makuha sa pamamagitan lamang ng pagpaparami ng intensity ng aerodynamic loadqsa buong lugar ng consoleS. Pagkatapos qsa kaliwa at kanang bahagi ng equation ay mababawasan, at ang mga geometric na parameter lamang ang mananatili dito.
Sa turn, ang lugar ng elementarya sitedSmaaaring kalkulahin, gaya ng nakaugalian sa matematika, bilang ang lugar ng isang infinitesimal elementary rectangle na may taas na katumbas ng halaga ng function.x = f( z) sa coordinate z, na pinarami ng haba ng base ng parihaba na itodz. Para sa kalinawan, ito ay ipinapakita sa Fig. 4.
kanin. 4. Wing console sa plano
Pagkatapos ang ekwilibriyong equation ay maaaring muling isulat tulad ng sumusunod:
Dito L- kalahating span ng pakpak.
Ang integrand ay tinatawag na static na sandali ng lugar. Sa expression na ito hindi natin alam ang anyo ng equationx = f( z) . Bilang karagdagan, hindi namin alam ang lugar ng consoleS. Kung ang tabas ng pakpak ay nabuo ng mga tuwid na linya, magkakaroon tayo ng isang simpleng equation ng isang tuwid na linya, at ang lugar ay kakalkulahin bilang ang lugar ng isang simpleng geometric figure (trapezoid, triangle, parallelogram, atbp.) . Kung gayon ang pagkuha ng integral ay hindi magiging mahirap at, nang naaayon, makuha ang ninanaisLcax. Mula dito ang susunod na hakbang ay ang kalkulahin ang nais na halaga SAR:
MAR =f( Lcax)
Kaya, mga calculator ng modelo SAR Ito ang mga formula na ginagamit. Bago ipagpatuloy ang aming mga konklusyon, agad kong ipapakita ang mga formula na ito dito upang mayroon ka sa mga ito kung kinakailangan.
Lcax= L[(H + 2h)/(H + h)]/3
MAR =H – ( H – h) Lcax/ L
Kung ang analytical formula na naglalarawan sa tabas ng pakpak ay kilala, pagkatapos ay sa ganitong paraan posible upang makalkula SAR para sa mas kumplikadong mga pakpak sa plano. Halimbawa, para sa isang elliptical wing (isang regular na ellipse, hindi isang "humigit-kumulang" na ellipse).
O humigit-kumulang L cax = 0,212 L; SAR = 0,905 H. Sa pamamagitan ng paraan, sa Fig. 1, sa dulong kanan sa tuktok na hilera, ang elliptical wing ay ipinapakita, at ang halaga ay ibinibigay SAR. Doon lang L ito ang wingspan, at dito ito ay itinalaga bilang half-span. Samakatuwid ang mga halaga ay pareho. Kung ang pakpak ay isang bilog, kung gayon ang mga formula ay may bisa din kapag nagpapalit H=L=R, Saan R– radius ng bilog.
Ngunit ang aming wing contour ay hindi inilarawan ng isang analytical formula, na maaaring kasing madaling isama. Sa anumang kaso, ang anyo ng formula na ito ay hindi alam sa amin, at kailangan naming piliin ang kinakailangang equation na naglalarawan sa tabas na ito.
Pagkuha ng mga formula
Maaaring laktawan ng mga mambabasa na hindi pamilyar sa integral at differential calculus ang seksyong ito.
Kaya, pinili ko ang Bezier curve, at ang expression para sa quadratic Bezier curve ay nakasulat sa parametric form tulad nito:
Dito t– parameter na kabilang sa pagitan
Sa katunayan, sa parametric na anyo ng pagtukoy ng isang curve sa isang eroplano, pinagsasama ng expression sa itaas ang dalawang equation, bawat isa para sa sarili nitong axis ng napiling coordinate system. Logro– ang mga reference point ng curve – tiyak na ipahiwatig ang mga halaga ng mga coefficient para sa bawat axis, na makikita natin sa ibaba.
Ang aming mga panimulang punto at pagtatapos ay may mga sumusunod na coordinate:
Mga coordinate sa gitnaay hindi alam sa amin at nananatiling determinado. Ang pagpapalit ng mga halaga ng coordinate ng mga reference point, nakakakuha kami ng dalawang parametric equation sa eroplano.
Sa karagdagang mga kalkulasyon hindi namin kakailanganin ang mga indeks, dahil mayroon lamang isang hindi kilalang punto. Kaya iiwan ko muna sila sa ngayon.
Kaya aling punto ang dapat mong piliin bilang hindi kilalang midpoint? Ipinapalagay ko na ang mga anggulo ng sweep ng ugat at dulo ng tadyangw At u(Larawan 4) ay kilala sa atin (sinusukat sa isang tunay na pakpak), o tayo mismo ang magtatakda nito kung wala pang pakpak. Pagkatapos ang mga coordinate nito ay ang mga coordinate ng intersection point ng tangents sa contour na iginuhit mula sa simula at dulo na mga punto (Larawan 5). Tandaan na parehong sweep anggulow At umeron dito negatibo mga halaga, dahil sa matematika ay kaugalian na isaalang-alang ang counterclockwise na direksyon bilang positibong direksyon ng mga anggulo.
kanin. 5. Upang matukoy ang mga coordinate ng gitnang reference point
Ang mga halaga ng mga coordinate na ito ay ang mga sumusunod:
Gayunpaman, mayroong isang bagay limitasyon. Kung ang dulo ng pakpak ay kurbadang nang husto at ang anggulouay lumalapit sa siyamnapung digri, kung gayontg( u) magiging infinity. Kakatwa, sa kasong ito ang sitwasyon ay mas simple. Kailangan mo lang ilagayz = L. Ang pangalawang formula ay hindi nagbabago. Ang nasabing wing contour na may matarik na hubog na trailing edge ay ipinapakita sa Fig. 6.
Ngayon ay maaari nating gamitin ang mga resultang expression upang makalkula ang mga integral. Gayunpaman, sa equation para saLcaxhindi rin alam ang wing areaS, kaya kailangan mong kalkulahin ang dalawang integral: isa para sa lugar, ang isa para sa static na sandali. Ang integral para sa lugar, kapag tinukoy ang mga kurba sa parametric na anyo, ay isusulat tulad ng sumusunod:
Dito
Ang pagkalkula ng mga naturang integral ay hindi nagpapakita ng anumang mga paghihirap, ito ay simpleng pamamaraan ng masinsinang paggawa, kaya hindi ako magbibigay ng mga kalkulasyon upang hindi mainip ang mambabasa. Nagreresultang formula:
Ngayon kailangan nating maghanapLcax. Formula para sa pagkalkula:
Muli isang mahabang nakagawiang pamamaraan ng pagpaparami ng mga polynomial at pagkuha ng mga integral. Inaalis ko ang mga kalkulasyon, ang resulta ay ito:
Ang mga nagnanais ay maaaring mag-double-check sa akin sa kanilang sarili.
Para sa isang matarik na bilugan na gilid, sa kasong ito ang likuran, tulad ng sa Fig. 6, iyon ay, kapagz = L, ang mga formula ay pinasimple.
Kaya, balikat SAR nahanap namin. Ngunit ang halagang ito ay sinusukat kasama ang axisZ. At ngayon kailangan kong hanapin ito sa aking sarili SAR, na sinusukat sa kahabaan ng axisX. Dahil ang xay ibinigay ng isang parametric equation, pagkatapos ay kailangan nating hanapin ang halaga ng parametert, na tumutugma saLcax. Pagpapalit Lcax sa equation para sa z( t) , at paglutas nito nang medyot, nakukuha namin ang sumusunod na formula:
Ngayon talaga nahanap namin SAR.
Nalutas ang problema! Para makuha ang resulta, kailangan lang namin ng apat na formula. Bukod dito, ang isa sa kanila ay "sa pagdaan" ay nagbigay sa amin ng lugar ng console!
Halimbawa ng numero
Kumuha tayo ng isang pakpak tulad ng nasa Fig. 5. Ang paunang data para dito ay ang mga sumusunod:
Half-span L= 5 dm; kuwerdas ng ugat N= 3 dm; terminal chordh= 1 dm; sweep angle sa root ribw= -3 digri; sweep anggulo sa dulo ng tadyangu = -45 degrees.
Ang intersection point ng tangents ay nagbibigay ng parehong mga coordinate ng ikatlong reference pointpara sa mga parametric equation ng curve na naglalarawan sa nangungunang gilid ng pakpak. Hayaan akong ipaalala sa iyo na ang index ay tinanggal sa mga formula ng pagkalkula.
Sa aming kaso: dm; dm.
Kalkulahin natin ang lugar ng console atLcax:
S= 11.674 sq. dm; Lcax= 2.162 dm.
At ngayon talagaCAX= 2.604 dm
Posisyon SAR ipinapakita sa graph bilang patayong linya.
Well, nalutas namin ang problema. At ang pinakamahalagang bagay ay binawasan namin ang mga integral sa mga fraction... Ngunit sa mga fraction ay mas madali!
Ngunit hindi iyon ang katapusan ng kuwento. Paano kung mayroon din tayong curved trailing edge? At paano kung iba ang "curvilinearity" nito? Tingnan ang larawan Fig. 6.
kanin. 6. Halimbawa ng pakpak na may hubog na nangunguna at nakasunod na mga gilid
Hayaan akong tandaan kaagad na walang kumplikado sa gawaing ito. Mayroon na kaming buong hanay ng mga tool upang malutas ito. Ang aming pakpak ay nahahati sa dalawang seksyon: sa itaas ng axisZat sa ibaba nito. Sinadya kong pumili ng matalim na bilugan na trailing edge upang ipakita ang kakayahang gumana nang may libreng hugis na tabas ng pakpak.
Kaya, para sa itaas (harap) na seksyon ng pakpak ay alam na natin kung ano ang gagawin, para sa mas mababang (likod) ay ginagawa natin ang parehong. Ang kakaiba ay bubuo lamang sa katotohanan na para dito ang mga halagaH At hmagiging negatibo dahil nasa ibaba sila ng x-axis, at positibo ang mga anggulo ng sweep. Kaya muli naming isinasagawa ang mga kalkulasyon gamit ang mga bagong halaga, at nakuha namin ang mga parameter para sa mas mababang seksyon ng pakpak. Ngunit ang lugar ng segment ay magiging negatibo! Siyempre, hindi ito maaaring mangyari sa katotohanan, kaya lang "hindi matagumpay" ang pinili namin ang mga coordinate axes. Isaalang-alang natin ang pangyayaring ito kapag kinakalkula ang lugar ng console.
Ano ang susunod na gagawin? Mayroon kaming dalawang seksyon kung saan kami magtatalaga ng mga index V– para sa itaas (harap) at n– para sa ibaba (likod). Isinasaalang-alang ang mga palatandaan, ang kabuuang lugar ng consoleS ay katumbas ng:
Mayroon din kami Lcax. Ngayon kailangan nating kalkulahinLcaxpara sa buong console gamit ang sumusunod na formula.
Pagkatapos para sa tuktok na seksyon:
Alinsunod dito para sa ibaba:
Eto na naman ang coordinatemagiging negatibo. Samakatuwid, sa wakas SAR kinakalkula ng formula:
Halimbawa
Ipagpatuloy natin ang halimbawa sa itaas (Larawan 6) na may mga sumusunod na halaga ng mga paunang halaga para sa mas mababang seksyon ng console. Ang itaas na seksyon ay hindi nagbabago.
Root chord N= -3 dm; terminal chordh= 0 dm
Sweep anggulo sa root ribw= 0 degrees; sa dulou = 90 degrees.
Nakukuha namin:
At sa wakas:
SAR= 5.591 dm
Sa Fig. 6 ang ipinakita SAR para sa itaas at ibabang seksyon ng console. Ang resulta SAR Hindi ko ipinakita dahil malapit ito sa dalawang ito at magsasama sa larawan. Ito ay maginhawa upang isakatuparan ang lahat ng mga kalkulasyon sa Excel at agad na bumuo ng mga contour graph. Ito ay malinaw na magpapakita kung ang iyong tabas ay katulad ng ninanais, at, kung kinakailangan, ay magbubunyag ng isang error sa mga kalkulasyon.
Konklusyon
Mangyaring tandaan na kasama ang paraan namin talaga nalutas ang isang problema sa pagkalkula SAR para sa isang multi-section na pakpak. Pagkatapos ng lahat, ang paghahati ng isang pakpak sa mga seksyon ay isang analogue ng isang multi-sectional na pakpak, kung saan, halimbawa, ang tabas ng gitnang seksyon, console o tip ay nagbabago nang husto. Ang anggulo lang ng conjugation ng mga kurba sa junction ng mga seksyon ay magkakaiba. Mayroong iba pang mga tampok sa pagkalkula kung ang mga seksyon ng pakpak ay matatagpuan hindi kasama ang chord, ngunit kasama ang span.
Susunod, kailangan mong isaalang-alang na kung ang iyong pakpak ay may nakahalang V , habang mayroon lamang isang wing kink (ang upper wing configurations sa poster Fig. 1), kung gayon ang mga formula na nakuha sa itaas ay mananatiling wasto kapag kinakalkula SAR. Kung ang pakpak ay may dalawa o higit pang mga kinks (mas mababang mga pagsasaayos ng pakpak sa poster Fig. 1), pagkatapos ay kapag kinakalkula SAR kailangan nating lumipat sa mga projection ng pakpak papunta sa mga base plane.
Ngunit higit pa tungkol sa lahat ng ito sa ibang pagkakataon...
0Ministri ng Edukasyon at Agham ng Russian Federation
FGAOU VPO SUSU (NRU)
Polytechnical Institute
Faculty ng Aerospace
Kagawaran ng Sasakyang Panghimpapawid
SEMESTER WORK
sa disiplina na "Lakas ng istraktura" sa paksa
Pagkalkula ng lakas ng pakpak ng sasakyang panghimpapawid
Superbisor
Ovchinnikov A.M.
____________________ "___"___________2017 May-akda ng akda
mag-aaral ng pangkat P-424
Ivanov S.V.
____________________
«
»
2017
Ang trabaho ay protektado ng isang pagtatasa
____________________ «
»
2017
Chelyabinsk, 2017
anotasyon
Ivanov M.V. Pagdidisenyo ng istraktura ng lakas ng isang pakpak ng sasakyang panghimpapawid: gawain sa semestre sa disiplina na "Lakas ng Mga Istraktura" - Chelyabinsk: SUSU, 2017 - 25 p., 19 ill., 2 sanggunian.
Ang gawain ay nagsagawa ng pagkalkula ng disenyo ng hanay ng lakas ng isang pakpak ng sasakyang panghimpapawid. Ang mga naglo-load na kumikilos sa istraktura ay kinakalkula, ang mga panloob na kadahilanan ng puwersa ay tinutukoy: puwersa ng paggugupit, sandali ng baluktot, metalikang kuwintas.
Ang isang pagkalkula ng pag-verify ng dinisenyo na pakpak ay isinagawa sa pakete ng software ng Ansys.
Paunang data. 2
- Pagkalkula ng disenyo.. 3
1.1 Paglalarawan ng mga load. 3
1.2 Diagram ng disenyo ng istraktura ng pakpak. 7
- Pagpili ng seksyon ng spar wing.. 8
2.1 Pagpili ng sheathing. 8
2.2 Pagpili ng mga stringer sa ilalim ng panel. 9
2.3 Pagkalkula ng mga elemento ng lakas ng pakpak para sa katatagan. 10
2.4 Pagpili ng upper panel side member belt. 12
2.5 Sinusuri ang lower wing panel para sa compression. 13
2.6 Pagpili ng kapal ng pader ng mga miyembro ng gilid. 14
- Suriin ang pagkalkula.. 16
Paunang data
Sa gawaing ito, iminungkahi na magsagawa ng pagkalkula ng disenyo ng pagpapalakas ng puwersa ng isang pakpak ng sasakyang panghimpapawid, at pagkatapos ay magsagawa ng pagkalkula ng pagpapatunay ng set ng puwersa gamit ang pakete ng Ansys na may hangganan.
Ang sumusunod na paunang data ay tinatanggap para sa pagkalkula:
1) haba ng pakpak
2) chord ng gilid ng ugat
3) wing tip chord
4) Timbang ng sasakyang panghimpapawid
5) Timbang ng makina
7) Engine mounting coordinate mula sa wing tip:
8) ang eroplano ay gumagalaw sa bilis ng cruising;
9) materyal ng balat, spar belt, spar wall, stringer - aluminum alloy AMg6: tensile strength elastic modulus
10) Aerodynamic profile TsAGI-734.
Larawan 1. TsAGI-734 wing profile.
1. Pagkalkula ng disenyo
1.1 Paglalarawan ng mga load
Ang ipinamahagi na puwersa ng pag-angat ay kumikilos sa pakpak sa paglipad at ang ipinamahagi na bigat ng pakpak m at puro pwersang masa ng mga yunit - timbang ng makina
Ang isang pakpak na may haba na 8 [m] ay nahahati sa 30 seksyon ng haba [m] bawat isa. Ang partisyon ay ipinapakita sa Figure 2.
Ang puwersa ng pag-angat sa mga seksyon ng pakpak at ang puwersa ng paggugupit ay tinutukoy ng mga formula:
Square i-ika seksyon ng pakpak; - lift coefficient para sa napiling profile = 0.528; - density ng hangin
Tulad ng nalalaman, ang baluktot na sandali ay tinutukoy sa pamamagitan ng puwersa ng paggugupit tulad ng sumusunod:
Gagawin namin ang pagsasama sa parehong paraan tulad ng kapag kinakalkula ang puwersa ng paggugupit, gamit ang numerical trapezoidal na paraan. Para sa seksyon ng pakpak Δξi, tinutukoy namin ang pagtaas sa sandali ng baluktot:
Pagsusuma sa pinagsama-samang kabuuan ng pagtaas ng ΔMi mula sa gilid ng pakpak, nakuha namin ang baluktot na sandali sa seksyon:
Ang metalikang kuwintas ay tinutukoy ng formula:
Ipinapakita ng talahanayan 1 ang mga kinakalkula na halaga.
Talahanayan 1.
Batay sa data sa Talahanayan 1, gagawa tayo ng mga graph ng mga pagbabago sa puwersa at mga sandali ng paggugupit.
Figure 2. Pagkakaiba-iba ng pag-angat sa haba ng pakpak.
Figure 3. Pagkakaiba-iba ng puwersa ng paggugupit sa haba ng pakpak.
Figure 4. Pagbabago sa bending moment sa haba ng pakpak
Figure 5. Pagkakaiba-iba ng metalikang kuwintas kasama ang haba ng pakpak
1.2 Diagram ng disenyo ng istraktura ng pakpak
Kapag nagtatalaga ng hanay ng lakas ng pakpak, dapat sundin ang mga sumusunod na rekomendasyon:
1) ang front spar ay matatagpuan sa layo mula sa daliri ng paa ng seksyon, at ang rear spar ay matatagpuan sa, kung saan ang chord ng seksyon ng pakpak;
2) ang distansya sa pagitan ng mga katabing stringer ay mula sa 120...300 mm para sa isang spar wing;
3) ang distansya sa pagitan ng mga tadyang sa spar wing ay karaniwang kinukuha na 200...300 mm.
Ang bahagi ng buntot ng pakpak ay hindi isinasaalang-alang nang higit pa, dahil halos hindi ito nakikilahok sa pang-unawa ng mga pangunahing kadahilanan ng puwersa na kumikilos sa pakpak, ay tumatagal ng isang medyo maliit na bahagi ng aerodynamic pressure sa paglipad, at, bilang isang panuntunan, abala sa mekanisasyon ng pakpak. Sa ilang mga modelo ng sasakyang panghimpapawid, ang seksyon ng buntot ay pinalakas ng pulot-pukyutan. Sa gawaing ito, ang seksyon ng buntot ay sinusuportahan ng isang stringer na matatagpuan sa likod ng rear spar.
Ang layunin ng power set ay ipinapakita sa Figure 7.
Figure 6. Layunin ng wing power kit.
2. Pagpili ng seksyon ng spar wing
Ang pagpapalagay ay ginawa na ang kinakalkula na bending moment M bend ay nakikita lamang ng interspar na bahagi ng pakpak. Sa kaso ng disenyo, ang lower wing panel ay gumagana sa pag-igting, at ang itaas na panel ay gumagana sa compression. Ang tensile (o compression) na puwersa ng mga panel ay magiging:
Narito ang N ay ang balikat ng isang pares ng normal na puwersa
kung saan ang μ = 0.95 ay isang koepisyent na nagpapakita kung gaano kalaki ang distansya sa pagitan ng mga sentro ng grabidad ng mga spar belt kaysa sa kabuuang taas ng spar; Ang H1 at H2 ay ang kabuuang taas ng mga miyembro sa gilid. Ang H1 ay tumutukoy sa taas ng pinakamataas na spar sa seksyon ng pakpak.
2.1 Pagpili ng sheathing
Kinakalkula namin ang minimum na kinakailangang kapal ng balat mula sa kondisyon ng operasyon nito sa ilalim ng paggugupit sa panahon ng wing torsion ayon sa formula
kung saan ang Ω ay ang dobleng lugar na sakop ng panlabas na tabas ng seksyon ng pakpak at ang dingding ng rear spar (nang walang seksyon ng buntot). - mapanirang paggugupit ng stress ng sheathing. Batay sa kinakailangang kapal ng cladding mula sa assortment ng aluminum sheets, pipiliin namin ang pinakamalapit na mas malaking standard na kapal. Ang pinakamababang kapal ng balat ay:
1.4.2 Pagpili ng lower panel side member belts.
Minimum na kinakailangang lugar cross section ang unang spar ay matatagpuan sa pamamagitan ng formula
saan Upang= 0.7...0.8 - koepisyent na tumutukoy sa proporsyon ng normal na puwersa N na nakikita ng mga side member belt; - mapanirang diin ng materyal na nakaunat na sinturon.
Para sa pangalawang spar tinatanggap namin:
Batay sa kinakailangang lugar, pipiliin namin ang pinakamalapit na karaniwang mga extruded na profile na may malaking lugar, . Pinipili namin ang mga profile PR 101 at PR 111 - seksyon ng sulok, hindi equal-flange (GOST 13738 - 91);
Larawan 7. PR 101 profile.
Ang profile PR101-47 ay pinili para sa unang spar.
2.2 Pagpili ng mga stringer sa ilalim ng panel.
Itinakda namin ang bilang ng mga stringer m, batay sa hanay ng mga inirerekomendang distansya sa pagitan nila. Inilalagay namin ang mga stringer nang pantay-pantay sa loob ng interspar na bahagi ng pakpak at hinahanap ang aktwal na distansya sa pagitan nila
kung saan ang B ay ang lapad ng interspar na bahagi ng pakpak; m ay ang bilang ng mga stringer sa upper (lower) wing panel.
Kinakalkula namin ang normal na puwersa sa mga side member belt
at sa casing
nasaan ang reduction coefficient.
Ang natitirang puwersa ng makunat ay hinihigop ng mga stringer. Ang minimum na kinakailangang stringer area ay kinakalkula gamit ang formula
Ang mga formula ay nagpapakita ng mga breaking stress sa panahon ng pag-igting ng spar belt, balat at stringer, ayon sa pagkakabanggit.
Batay sa kinakailangang laki, pipiliin namin ang karaniwang profile na pinakamalapit sa lugar. Pinipili namin ang PR profile ng 100-anggulo na seksyon, pantay na flange (GOST 13737-90);
Larawan 8. Profile PR 100 (GOST 13737-90).
Ang kinakailangang kondisyon ay natutupad ng PR100-53 profile.
2.3 Pagkalkula ng mga elemento ng lakas ng pakpak para sa katatagan.
Ang katatagan ng cladding ay nakasalalay sa pagganap ng mga indibidwal na seksyon nito. Ang isang seksyon ng balat na may lapad at haba a (a ay ang distansya sa pagitan ng mga tadyang) ay itinuturing bilang isang patag na plato, na nakasalalay sa buong tabas sa mga stringer at ribs (Fig. D.1).
Figure 9. Fragment ng wing panel.
Ang kritikal na diin ng plato sa ilalim ng compression sa direksyon ng stringer set ay tinutukoy ng formula
kung saan ang k ay isang koepisyent na isinasaalang-alang ang likas na katangian ng pagkakabit ng plato sa kahabaan ng counter. Kapag ang isang ≥ coefficient k = 4.
Stringer
Pagkalkula ng lokal na buckling
Ang kritikal na lokal na buckling stress para sa i-th stringer flange (Fig. D1), na itinuturing bilang isang plate na may lapad na bi at kapal na δi, ay tinutukoy ng formula:
kung saan ang k = 0.46 ay ang koepisyent para sa mga stringer flanges na may isang libreng gilid sa mahabang gilid;
Ipakilala natin ang isang pagwawasto para sa plasticity ng materyal:
Pagkalkula ng pangkalahatang pagkawala ng katatagan
Ang mga kritikal na stress para sa kabuuang pagkawala ng katatagan ng stringer ay tinutukoy ng formula
Dito m- koepisyent depende sa likas na katangian ng stringer fastening sa mga dulo (ito ay kaugalian sa pakpak na kunin ang stringer fastening sa mga dulo sa anyo ng isang tinatawag na trimming, kung saan m = 2); F, Ix- lugar at sandali ng pagkawalang-galaw ng cross section ng stringer na may kaugnayan sa x-axis na dumadaan sa gitna ng gravity ng stringer at parallel sa balat (sa isang tinatayang pagkalkula ng disenyo); a ay ang distansya sa pagitan ng mga tadyang.
Pagwawasto para sa ductility ng materyal
Ang kritikal na buckling stress ng stringer ay katumbas ng minimum ng dalawang stress
2.4 Pagpili ng upper panel side member struts
Sa itaas na naka-compress na panel, ang stringer set at sheathing ay itinuturing na kapareho ng sa ibabang nakaunat. Pagkatapos ay ang pagkalkula ng compressed zone ay nabawasan sa pagpili ng mga side member chords. Kinakalkula namin ang reduction coefficient ng balat sa panahon ng compression
Tukuyin ang epektibong lugar ng stringer at ang casing na nakakabit dito
Ang mga kinakailangang cross-sectional na lugar ng side member chords ay kinakalkula gamit ang mga formula
Narito ang σcr ay ang kritikal na diin ng lokal na buckling ng sinturon ng pinakamataas na spar. Ang halagang ito ay dapat munang itakda sa loob ng mga limitasyon:
Batay sa mga kinakalkula na lugar, pipili kami ng mga karaniwang profile na may
Batay sa kinakailangang lugar, pipiliin namin ang pinakamalapit na karaniwang mga extruded na profile na may malaking lugar. Pinipili namin ang mga profile PR 101 at PR 111 - seksyon ng sulok, hindi equal-flange (GOST 13738 - 91);
Larawan 10. PR 101 profile.
Para sa unang spar, pinili ang PR111-40 profile.
2.5 Sinusuri ang lower wing panel para sa compression
Ang mga kritikal na buckling stress ng mga chord ng una at pangalawang bahagi ng mga miyembro ng ilalim na panel ay tinutukoy ng mga formula
Ang lower wing panel, na pinili upang gumana nang may tensyon sa design case A, ay gagana sa compression sa design case D. Samakatuwid, dapat itong suriin para sa katatagan kung sakaling D:
Axial force sa panel sa design case D.
2.6 Pagpili ng kapal ng pader ng mga miyembro ng gilid.
Sa mga kalkulasyon ng disenyo, ang pagpapalagay ay ginawa na ang puwersa ng paggugupit ay hinihigop lamang ng mga miyembro ng gilid. Sa pagitan ng mga spars ito ay muling ibinahagi sa proporsyon sa kanilang baluktot na tigas, at sa bawat spar ito ay nakikita pangunahin sa pamamagitan ng mga dingding at bahagyang sa pamamagitan ng mga sinturon kung ang pakpak ay korteng kono. Pagkatapos ang mga formula ng pagkalkula ay kunin ang form:
Saan at ang mga kinakalkula na mapanirang halaga ng mga kadahilanan ng puwersa para sa kaso A; - bahagi ng puwersa ng paggugupit na nakikita ng mga dingding ng mga miyembro ng gilid; - puwersa ng paggugupit na nakikita ng dingding ng unang spar; - puwersa ng paggugupit na nakikita ng dingding ng pangalawang spar; Н= 0.5(Н1 + Н2) - average na taas ng mga miyembro ng gilid sa seksyon ng disenyo; - convergence angle ng mga side member (sa radians)
Ang mga tangential stress sa mga dingding ng mga miyembro ng gilid ay hindi dapat lumampas sa mga mapanirang halaga. Mula sa kondisyong ito kinakalkula namin ang pinakamababang kinakailangang kapal ng pader ng una at pangalawang spars
Pinipili namin ang malalaking pinakamalapit na karaniwang mga halaga at. Kung sa panahon ng pagkalkula ay lumalabas na ang dingding ng rear spar ay mas payat kaysa sa balat, dapat itong tanggapin, dahil ang dingding na ito ay kasama sa tabas na tumatanggap ng metalikang kuwintas. .
3. Pagkalkula ng pagpapatunay
Batay sa mga kalkulasyon ng disenyo na isinagawa, isang 3D na modelo ng istraktura ng pakpak na may power set ay itinayo (Larawan 11).
Figure 11. 3D na modelo ng istraktura ng pakpak na may power set.
Ang pagkalkula ng pag-verify ay isinasagawa sa package ng Ansys na may hangganan. Ang istraktura ay nasubok para sa lakas sa pamamagitan ng static na inilapat na presyon, at gayundin, batay sa mga pagkarga na kinakalkula sa static na pagkalkula, isang pagsubok sa katatagan ay isinasagawa.
Ang sumusunod ay inilapat sa tinukoy na bahagi ng pakpak sa gitna ng presyon: puwersa ng paggugupit, baluktot at metalikang kuwintas:
Ang istraktura ng lakas at cladding ay pinagtibay ng mga elemento ng shell ng Shell 181, ang bawat ibabaw ay itinalaga ng naaangkop na kapal.
Gamit ang mga coordinate na tinukoy kanina, ang mga concentrated mass elements ay nilikha (element Mass 21). Ang mga elementong ito ay mahigpit na konektado (Rigid Region) sa mga node na tumutugma sa mas mababang mga chord ng mga miyembro sa gilid. Ang mga elementong ito ay tumutugma sa puro puwersa mula sa mga yunit (motors).
Ang pakpak ay itinuturing na ganap na mahigpit na naayos sa lahat ng direksyon (Lahat ng DOF) sa dulo ng ugat.
Ang Figure 12 ay nagpapakita ng isang modelo ng may hangganan na elemento na may puro pwersa at isang nakapirming panig.
Figure 12. Finite element model para sa pagkalkula.
Ang mga numero ay nagpapakita ng resulta ng mga kalkulasyon ng stress (Nodal solution).
Figure 13. Pamamahagi ng mga principal tensile stresses.
Larawan 14. Pamamahagi ng mga pangunahing compressive stress.
Para sa paghahambing, narito ang mga kalkulasyon (Solusyon sa elemento)
Figure 15. Pamamahagi ng mga principal tensile stresses.
Figure 16. Pamamahagi ng mga pangunahing compressive stresses.
Figure 17. Pamamahagi ng mga katumbas na stress.
Susunod, ang pagkalkula ng buckling (Eigen Buckling) ay isinagawa na isinasaalang-alang ang kinakalkula na pre-stress effects (Pre-Stress Effects). Sa pagkalkulang ito, kinakalkula ang unang 5 mga mode ng structural buckling.
Ang lahat ng mga kinakalkula na anyo ng buckling ay naisalokal sa stretched zone ng seksyon ng buntot ng pakpak, at naiiba sa bawat isa sa bilang ng mga alon na nabuo. Ang unang anyo ng buckling ay ipinapakita sa Figure 18, ang ikalima - sa Figure 19.
Figure 18. Unang anyo ng buckling.
Figure 19. Ikalimang anyo ng buckling.
Ang pagkawala ng katatagan na ito ay sanhi ng paglipat ng pakpak pabalik sa direksyon ng paglipad, na nagiging sanhi ng mga tangential stress na lumabas sa balat, na humahantong sa paglitaw ng mga naturang alon. Bilang karagdagan, sa pagkalkula na ito, ang balat sa likod ng pakpak ay walang anumang pampalakas.
Mga geometriko na katangian ng hanay ng lakas ng pakpak at kinakalkula na mga stress.
Kapal ng sheathing: ;
Mga Stringer: Profile PR 100-angle na seksyon, pantay na flange (GOST 13737-90);
Larawan 20. Profile PR 100 (GOST 13737-90).
Profile PR100-53.
Para sa pangalawang spar, napili ang PR111-38 profile.
Para sa pangalawang spar, napili ang PR101-47 profile.
Mga numerical na resulta ng pagkalkula ng pag-verify:
Ang mga kalkulasyon ng pagsubok ay nagpakita na ang dinisenyong istraktura ay hindi gumagana dahil:
1) ang mga stress ay lumitaw sa power set na mas malaki kaysa sa makunat na lakas ng napiling materyal:
2) ang pagkawala ng katatagan ng balat ay nangyayari (tingnan ang Mga Larawan 18, 19).
Batay sa pagkalkula ng pag-verify, ang mga sumusunod na rekomendasyon para sa pagbabago ng disenyo ay nabuo:
1) kinakailangan upang madagdagan ang lugar ng mga elemento ng load-bearing ng power set, pagpili ng mga profile ng sulok na may mas malaking kapal ng pader at mas maikling haba.
2) Palakihin ang kapal ng dingding ng mga miyembro sa gilid.
3) sa mga kalkulasyon ng pag-verify kinakailangan na isaalang-alang ang reinforcement ng seksyon ng buntot (isinasagawa sa anyo ng isang tagapuno ng pulot-pukyutan, pati na rin ang mga elemento ng kapangyarihan ng mekanisasyon ng pakpak);
4) kapag nagsasagawa ng pagtatasa ng may hangganan na elemento, kinakailangang isaalang-alang ang mga diagram ng pamamahagi ng presyon sa kahabaan ng airfoil (sa pagkalkula, ang patuloy na presyon ay ipinapalagay sa buong ibabang bahagi ng pakpak).
Konklusyon: Ang mga resulta ng manu-manong pagkalkula ay hindi sumang-ayon sa mga kalkulasyon sa Ansys finite element package dahil sa ang katunayan na ang pakikipag-ugnayan ay hindi isinasaalang-alang sa manu-manong pagkalkula mga bahagi set ng lakas at ang mga stress ng mga sinturon, dingding, atbp. ay hiwalay na kinakalkula. Ang pagkalkula ng pag-verify ay nagpakita na ang pinakadakilang mga stress ay lumitaw sa junction ng mga chords at mga dingding ng mga miyembro sa gilid.
Listahan ng ginamit na panitikan
1) Tarasov, Yu.L., Lavrov, B.A. Pagkalkula ng lakas ng mga elemento ng istruktura ng sasakyang panghimpapawid [Text] / Yu.L. Tarasov, B.A. Lavrov - Samara, Samara State Aerospace University, 2000 - 112 p.
2) Meheda, V.A. Pagpili ng mga cross-section ng mga elemento ng kapangyarihan ng mga di-swept na pakpak [Text] / V. A. Mekheda - Samara, Samara State Aerospace University, 2008 - 48 p.
I-download: Wala kang access upang mag-download ng mga file mula sa aming server.
1. Pagpili ng isang prototype na sasakyang panghimpapawid
Ang MiG-3 na sasakyang panghimpapawid ay pinili bilang prototype na sasakyang panghimpapawid.
Fig.1 Pangkalahatang anyo Mig-3 na sasakyang panghimpapawid
1.1 Paglalarawan ng MiG-3 wing KSS
Ang pakpak ay binubuo ng tatlong bahagi: isang all-metal center section at dalawang wooden consoles.
Ang pakpak ay may profile na Clark YH na may kapal na 14-8%. Ang wing sweep ay +1 degree, at ang transverse V ay 5° sa MiG-1 at 6° sa MiG-3. Wing aspect ratio 5.97.
Ang all-metal (duralumin) center section ay may istraktura na binubuo ng isang pangunahing spar, dalawang auxiliary spars at sampung ribs. Ang pangunahing spar ay may 2mm makapal na duralumin na mga pader na may reinforcing profile at flanges na gawa sa 30KhGSA steel. Sa cross-section, ang spar ay isang I-beam. Ang mga auxiliary spars ay may katulad na disenyo. Ang balat ng itaas na bahagi ng seksyon ng gitna ay pinalakas ng limang stringer. Ang buong istraktura ay konektado sa mga rivet. Sa pagitan ng harap at pangunahing bahagi ng mga miyembro ay may mga wheel niches. Ang mga tadyang sa lugar ng arko ng gulong ay pinalakas. Sa pagitan ng pangunahing at likurang spars mayroong mga compartment na may dalawang tangke ng gasolina, bawat isa ay may kapasidad na 150 litro (sa prototype ng I-200 ang mga tangke ay 75 litro). Ang mga tangke ay gawa sa haluang metal ng AMN, at, maliban sa unang serye, ay may mga dingding na nagse-seal sa sarili. Ang balat ng gitnang seksyon sa ilalim ng mga tangke ay naaalis at pinalakas ng mga riveted na profile. Ang panel ay sinigurado ng anim na milimetro na mga tornilyo. Ang koneksyon sa pagitan ng sentrong seksyon at ang fuselage frame ay nababakas, na pinasimple ang pagkumpuni ng sasakyan.
Ang mga wing console ay kahoy. Ang kanilang disenyo ay binubuo ng isang pangunahing spar, dalawang auxiliary spars at 15 ribs. Ang pangunahing spar ay hugis kahon; ang gitnang seksyon ay may pitong layer, at ang mga dulo ay may limang layer ng 4 mm makapal na pine playwud. Ang mga istante na may lapad na 14-15 mm ay gawa sa delta wood. Ang lapad ng spar sa gitnang seksyon ay 115 mm, sa mga dulo - 75 mm.
Ang hugis ng kahon na auxiliary spars ay may mga dingding na gawa sa birch playwud na may kapal na 2.5 hanggang 4 mm. Ginamit ang casein glue, turnilyo at pako upang ikonekta ang frame sa balat ng pakpak. Ang nangungunang gilid ng pakpak ay bahagyang natatakpan ng makapal na playwud, at sa pagitan ng una at ikaanim na tadyang ay may isang takip na gawa sa duralumin sheet, na nakakabit sa panloob na frame na may mga turnilyo. Mula sa labas, ang buong pakpak ay natatakpan ng awning at natatakpan ng walang kulay na barnis. Ang mga sasakyang panghimpapawid sa susunod na serye ay may mga metal na slats na nakakabit sa nangungunang gilid.
Sa ilalim ng mga kahoy na console ay may mga attachment point para sa mga nakabitin na armas, mga butas ng serbisyo at maraming mga drainage.
Ang mga console ay konektado sa gitnang seksyon sa tatlong punto, isa sa bawat spar. Ang koneksyon ay sarado na may isang strip ng aluminum sheet.
Ang Schrenk-type flaps ay binubuo ng apat na bahagi: dalawa sa ilalim ng gitnang seksyon at dalawa sa ilalim ng mga console. Ang lahat-ng-metal flaps ay may nakahalang reinforcements sa junction na may mga tadyang at isang stringer. Ang lahat ng mga elemento ng flap ay konektado sa mga rivet. Ang mga flaps ay nakabitin sa rear spar. Ang mga flaps ay hinimok ng isang pneumatic drive, na nagbibigay ng dalawang nakapirming posisyon: 18 degrees at 50 degrees. Ang flap area ay 2.09 m².
Fries type ailerons na may aerodynamic compensation. Metal frame na may telang takip (ACT-100 fabric). Ang bawat aileron ay binubuo ng dalawang bahagi sa isang karaniwang axis, na naayos sa tatlong puntos. Ang paghihiwalay na ito ay pinadali ang pagpapatakbo ng mga aileron sa kaso kapag, dahil sa labis na labis na karga, ang pakpak ay nagsimulang mag-deform. May steel balancer sa kaliwang aileron. Ang mga aileron ay lumihis pataas ng 23 degrees at pababa ng 18 degrees. kabuuang lugar Ang mga aileron ay 1,145 m².
airplane wing power circuit
2. Pagpapasiya ng geometric at mass na katangian ng sasakyang panghimpapawid
Dahil ang mga wing load ay kakalkulahin gamit ang NAGRUZ.exe program, kakailanganin namin ng ilang data tungkol sa geometry at bigat ng sasakyang panghimpapawid.
Haba: 8.25 m
Wingspan: 10.2 m
Taas: 3.325 m
Lugar ng pakpak: 17.44 m²
Profile ng pakpak: Clark YH
Aspect ratio ng pakpak: 5.97
Walang laman na timbang: 2699 kg
Normal na take-off weight: 3355 kg
· may mga machine gun sa ilalim ng pakpak: 3510 kg
Masa ng gasolina sa mga panloob na tangke: 463 kg
Dami ng tangke ng gasolina: 640 l
Powerplant: 1 × likidong pinalamig AM-35A
Lakas ng makina: 1 × 1350 l. Sa. (1 × 993 kW (takeoff))
Propeller: tatlong-blade VISH-22E
Diyametro ng tornilyo: 3 m
Root chord [2.380m]
Tapusin ang chord
Wingspan
Salik ng kaligtasan
Overload sa pagpapatakbo
I-sweep anggulo sa kahabaan ng wing quarter chord line
Kamag-anak na kapal ng profile sa seksyon ng ugat
Relatibong kapal ng profile sa dulong seksyon
Ang bigat ng pakpak
Bilang ng mga tangke ng gasolina sa pakpak
Specific Gravity ng gasolina
Mga kamag-anak na coordinate ng mga simula ng mga tangke ng chord
Mga kamag-anak na coordinate ng mga end chords ng mga tangke
Paunang chord ng mga tangke
Tapusin ang mga chord ng mga tangke
Distansya mula sa conditional axis hanggang sa gitnang linya. gasolina sa ugat at dulong bahagi ng pakpak [1.13m; 0.898 m]
Bilang ng mga yunit
Mga kamag-anak na coordinate ng mga yunit
Distansya mula sa conditional axis hanggang sa sentro ng grabidad. mga yunit
Distansya mula sa conditional axis hanggang sa gitnang linya. sa ugat at dulo ng pakpak [0.714m; 0.731m]
Distansya mula sa conditional axis hanggang sa gitnang linya. sa ugat at dulo ng pakpak
Distansya mula sa conditional axis hanggang sa gitnang linya. sa ugat at dulo ng pakpak
Timbang ng yunit
Relatibong wing circulation 11 value:
Ang masa ng pakpak ay halos 15% ng tuyong bigat ng sasakyang panghimpapawid, ibig sabihin, 0.404 tonelada.
Pagtatalaga ng operational overload at safety factor
Depende sa antas ng kinakailangang pagmamaniobra, ang lahat ng sasakyang panghimpapawid ay nahahati sa tatlong klase:
Class B - limitadong maneuverable na sasakyang panghimpapawid na pangunahing nagmamaniobra sa isang pahalang na eroplano ( 
).
Class B - non-maneuverable aircraft na hindi nagsasagawa ng anumang matalas na maniobra ( 
).
Ang mga mandirigma ay kabilang sa klase A, kaya pipiliin namin ang overload sa pagpapatakbo
Ang maximum na overload sa pagpapatakbo kapag nagmamaniobra ng sasakyang panghimpapawid na binawi ang mekanisasyon ng pag-alis at landing ay tinutukoy ng formula:
Ang safety factor f ay itinalaga mula 1.5 hanggang 2.0 depende sa tagal ng pag-load at ang repeatability nito sa panahon ng operasyon. Kinukuha namin ito katumbas ng 1.5.
4. Pagpapasiya ng mga naglo-load na kumikilos sa pakpak
Ang istraktura ng pakpak ay kinakalkula batay sa mga mapanirang pagkarga
Ang G ay ang take-off weight ng aircraft.
Salik ng kaligtasan.
1 Pagpapasiya ng aerodynamic load
Ang aerodynamic load ay ibinahagi sa kahabaan ng wing span alinsunod sa pagbabago sa relatibong sirkulasyon (kapag kinakalkula ang koepisyent, ang impluwensya ng fuselage at engine nacelles ay maaaring mapabayaan). Ang mga halaga ay dapat kunin mula sa talahanayan (4.1.1) depende sa mga katangian (pagpahaba, taper, haba ng seksyon ng gitna, atbp.).
Talahanayan 4.1 Sirkulasyon
Pamamahagi ng sirkulasyon sa mga seksyon para sa mga pakpak ng trapezoidal
Para sa mga swept wings 
Batay sa diagram ng mga distributed load q aer, na kinakalkula para sa 12 na seksyon, ang mga diagram ng Q aer ay binuo nang sunud-sunod. at M aer. . Gamit ang mga kilalang differential dependencies, nakita namin
nasaan ang puwersa ng paggugupit sa seksyon ng pakpak dahil sa aerodynamic load;
kung saan ang sandali ng aerodynamic load sa seksyon ng pakpak.
Ang pagsasama ay isinasagawa ayon sa numero gamit ang trapezoidal na pamamaraan (Larawan 3). Batay sa mga resulta ng pagkalkula, ang mga diagram ng mga baluktot na sandali at mga puwersa ng paggugupit ay itinayo.
2 Kahulugan ng mass at inertial forces
4.2.1 Pagpapasiya ng mga ipinamahagi na pwersa mula sa sariling bigat ng istraktura ng pakpak
Ang pamamahagi ng mga pwersang masa sa kahabaan ng wing span, na may kaunting error, ay maaaring ituring na proporsyonal sa aerodynamic load
o proporsyonal sa mga chord
kung saan ang b ay isang chord.
Ang linear mass load ay inilapat kasama ang linya ng mga sentro ng grabidad ng mga seksyon, na matatagpuan, kadalasan, sa 40-50% ng chord mula sa daliri ng paa. Sa pamamagitan ng pagkakatulad sa mga puwersa ng aerodynamic, tinutukoy ang Qcr. at M cr. . Ang mga diagram ay itinayo batay sa mga resulta ng pagkalkula.
2.2 Pagpapasiya ng mga ipinamahagi na pwersang masa mula sa bigat ng mga tangke ng gasolina
Ibinahagi ang linear mass load mula sa mga tangke ng gasolina
saan γ - tiyak na gravity panggatong;
Ang B ay ang distansya sa pagitan ng mga spars, na siyang mga dingding ng tangke.
Kamag-anak na kapal ng profile sa seksyon:
2.3 Pagbubuo ng mga diagram mula sa puro pwersa
Ang mga concentrated inertial forces mula sa mga unit at load na matatagpuan sa wing at nakakabit sa wing ay inilalapat sa kanilang mga sentro ng gravity at kinukuha upang idirekta parallel sa aerodynamic forces. Disenyo ng puro load
Ang mga resulta ay ipinakita sa anyo ng mga diagram Q comp. at M comp. . Ang kabuuang mga diagram ng Q Σ at M xΣ mula sa lahat ng pwersa na inilapat sa pakpak ay itinayo, na isinasaalang-alang ang kanilang mga palatandaan:
4.3 Pagkalkula ng mga sandali na kumikilos na may kaugnayan sa isang maginoo na axis
3.1 Pagpapasiya mula sa mga puwersa ng aerodynamic
Ang mga puwersa ng aerodynamic ay kumikilos kasama ang isang linya ng mga sentro ng presyon, ang posisyon kung saan ay itinuturing na kilala. Ang pagkakaroon ng pagguhit ng pakpak sa plano, tandaan namin ang posisyon ΔQ aer i sa linya ng mga sentro ng presyon at, gamit ang pagguhit, matukoy ang h aer i (Larawan 3).
at bumuo ng isang diagram.
3.2 Determinasyon mula sa mga distributed wing mass forces (at )
Ang mga pwersang masa na ipinamahagi sa kahabaan ng wing span ay kumikilos sa linya ng mga sentro ng grabidad ng istraktura nito (tingnan ang Fig. 3).
kung saan ang kinakalkula na puro puwersa mula sa bigat ng bahagi ng pakpak sa pagitan ng dalawang katabing seksyon;
Balikat mula sa punto ng paglalapat ng puwersa sa axis.
Ang mga halaga ay kinakalkula sa parehong paraan. Ayon sa mga kalkulasyon, mga diagram at ay itinayo.
3.3 Pagpapasiya mula sa puro pwersa
kung saan ang tinantyang bigat ng bawat yunit o load;
Ang distansya mula sa center of gravity ng bawat unit o load hanggang sa axle.
Pagkatapos ng pagkalkula, ang kabuuang sandali mula sa lahat ng pwersang kumikilos sa pakpak ay natutukoy at ang isang diagram ay itinayo.
4.4 Pagpapasiya ng mga halaga ng disenyo at para sa isang ibinigay na seksyon ng pakpak
Upang matukoy at sundin:
hanapin ang tinatayang posisyon ng sentro ng tigas (Fig. 4)
saan ang taas ng i-th spar;
Distansya mula sa napiling poste A hanggang sa dingding ng i-th spar;
m ay ang bilang ng mga spars.
kalkulahin ang sandali tungkol sa Z axis na dumadaan sa tinatayang posisyon ng sentro ng rigidity at parallel sa Z axis conventional.
para sa isang swept wing, gumawa ng correction para sa sweep (Fig. 5) gamit ang mga formula:
5. Pagpili ng structural-force diagram ng pakpak, pagpili ng mga parameter ng seksyon ng disenyo
1 Pagpili ng wing structural at power scheme
Para sa pagkalkula, ginagamit ang isang dalawang-spar wing ng isang istraktura ng caisson.
2 Pagpili ng isang profile para sa seksyon ng disenyo ng pakpak
Ang kamag-anak na kapal ng profile ng seksyon ng disenyo ay tinutukoy ng formula (4). isang profile na tumutugma sa kapal sa uri ng sasakyang panghimpapawid na isinasaalang-alang ay pinili at ang Talahanayan 3. Ang napiling profile ay iginuhit sa graph paper sa isang sukat (1:10, 1:25). Kung ang profile ng kinakailangang kapal ay hindi nakalista sa reference na libro, maaari mong kunin ang profile na pinakamalapit sa kapal mula sa reference na libro at muling kalkulahin ang lahat ng data gamit ang formula:
kung saan ang y ay ang kinakalkula na halaga ng ordinate;
Halaga ng ordinate ng tabular;
Halaga ng talahanayan ng kamag-anak na kapal ng profile ng pakpak.
Para sa isang swept wing, isang pagwawasto para sa sweep ay dapat gawin gamit ang mga formula
Talahanayan 5.1 Normal ang mga coordinate ng profile at isinasaalang-alang ang sweep correction Mga resulta ng muling pagkalkula ng data:
|
UV table, % |
Un table, % |
||||
5.3 Pagpili ng mga parameter ng seksyon
3.1 Pagpapasiya ng mga normal na puwersa na kumikilos sa panel ng pakpak
Ang spar flanges at stringer na may nakakabit na balat ay sumisipsip ng bending moment. Ang mga puwersang naglo-load ng mga panel ay maaaring matukoy mula sa expression:
Ang F ay ang cross-sectional area ng pakpak, na limitado ng mga panlabas na spars;
Ang B ay ang distansya sa pagitan ng mga panlabas na bahagi ng mga miyembro (Larawan 7).
Para sa naka-stretch na panel, kunin ang N na may plus sign, para sa compressed panel - na may minus sign.
Batay sa istatistikal na data, ang pagkalkula ay dapat isaalang-alang ang mga puwersa na nakikita ng mga flanges ng mga miyembro ng gilid - 
, ,
.
Ang mga halaga ng mga coefficient a, b, g ay ibinibigay sa Talahanayan 4 at depende sa uri ng pakpak.
Talahanayan 5.2
Para sa pagkalkula gagamit kami ng isang pakpak ng caisson.
3.2 Pagpapasiya ng kapal ng sheathing
Ang kapal ng sheathing d para sa tensile zone ay tinutukoy ayon sa ika-4 na teorya ng lakas
kung saan ay ang makunat lakas ng sheathing materyal;
g - koepisyent, ang halaga nito ay ibinibigay sa talahanayan 5.2
Para sa compressed zone, ang kapal ng balat ay dapat kunin katumbas ng 
.
3.3 Pagpapasiya ng pitch ng mga stringer at ribs
Ang pitch ng mga stringer at ribs ay pinili upang ang ibabaw ng pakpak ay walang hindi katanggap-tanggap na waviness.
Upang kalkulahin ang mga pagpapalihis ng balat, itinuturing namin itong malayang sinusuportahan ng mga stringer at ribs (Larawan 10). Ang pinakamalaking halaga ng pagpapalihis ay nakamit sa gitna ng plato na isinasaalang-alang:
Cylindrical rigidity ng balat.
Ang mga halaga ng mga coefficient d ay kinukuha depende sa . Karaniwan ang ratio na ito ay 3. d=0.01223.
Ang distansya sa pagitan ng mga stringer at ribs ay dapat piliin nang sa gayon
Bilang ng mga stringer sa isang naka-compress na panel
nasaan ang haba ng arko ng balat ng naka-compress na panel.
Ang bilang ng mga stringer sa isang stretched panel ay dapat bawasan ng 20%. Tulad ng nabanggit sa itaas, ang distansya sa pagitan ng mga tadyang ay .
Ngunit, upang hindi ma-overload ang istraktura, kukuha kami ng rib spacing na katumbas ng 450mm.
3.4 Pagpapasiya ng cross-sectional area ng mga stringer
Cross-sectional area ng stringer sa compressed zone bilang unang approximation
kung saan ang kritikal na diin ng mga stringer sa compressed zone (sa isang unang approximation).
Cross-sectional area ng mga stringer sa stretched zone
nasaan ang tensile strength ng stringer material.
Mula sa magagamit na listahan ng mga karaniwang rolled corner profile na may bombilya, ang pinakamalapit na profile na angkop sa lugar na may cross-sectional area na 3.533 cm 2.
3.5 Pagpapasiya ng cross-sectional area ng mga side member
Ang lugar ng mga side member flanges sa compressed zone
F HP =17.82 cm 2
kung saan ang σ cr.l-na ay ang kritikal na stress sa panahon ng pagkawala ng katatagan ng spar flange. σ cr. l-na 0.8 σ B
Ang lugar ng bawat flange ng dalawang spar wing ay matatagpuan mula sa mga kondisyon
F l.szh.2 =12.57 cm 2 F l.szh.2 =5.25 cm 2
Lugar ng mga spars sa tension zone
F l.rast. =15.01 cm 2
F l.d.1 =10.58 cm 2 F l.d.2 =4.42 cm 2
3.6 Pagpapasiya ng kapal ng pader ng mga miyembro ng gilid
Ipinapalagay namin na ang buong puwersa ng paggugupit ay nakikita ng mga dingding ng mga miyembro sa gilid
nasaan ang puwersa na nakikita ng pader ng i-th spar.
kung saan ang kritikal na diin ng pagkawala ng katatagan ng wing spar wall mula sa paggugupit (Larawan 9). Para sa mga kalkulasyon, ang lahat ng apat na panig ng dingding ay dapat ipagpalagay na sinusuportahan lamang:
saan 
6. Pagkalkula ng seksyon ng pakpak para sa baluktot
Upang kalkulahin ang seksyon ng pakpak para sa baluktot, ang isang profile ng seksyon ng disenyo ng pakpak ay iginuhit, kung saan inilalagay ang mga may bilang na stringer at spars (Larawan 10). Ang mga string ay dapat ilagay sa ilong at buntot ng profile na may mas malaking pitch kaysa sa pagitan ng mga spar. Ang pagkalkula ng seksyon ng pakpak para sa baluktot ay isinasagawa gamit ang paraan ng pagbabawas ng mga coefficient at sunud-sunod na mga pagtatantya.
1 Pamamaraan para sa pagkalkula ng unang approximation
Ang pinababang cross-sectional na mga lugar ng longitudinal ribs (stringers, side members) na may nakakabit na balat ay tinutukoy bilang unang pagtatantya
nasaan ang aktwal na cross-sectional area ng i-th rib; - nakakabit na bahagi ng balat ( 
- para sa isang nakaunat na panel, 
- para sa isang naka-compress na panel); - reduction coefficient ng unang approximation.
Kung ang materyal ng mga flanges ng spars at stringers ay iba, pagkatapos ay ang isang pagbawas ay dapat gawin sa isang materyal sa pamamagitan ng isang reduction coefficient sa mga tuntunin ng elastic modulus
nasaan ang modulus ng materyal ng i-th na elemento; - module ng materyal na kung saan ang istraktura ay nabawasan (bilang isang panuntunan, ito ang materyal ng sinturon ng pinaka-load na spar). Pagkatapos
Sa kaso ng iba't ibang mga materyales ng mga miyembro sa gilid at mga stringer, sa halip na ay pinapalitan sa formula (6.1).
Tinutukoy namin ang mga coordinate at sentro ng gravity ng mga seksyon ng mga elemento ng longitudinal na profile na may kaugnayan sa arbitraryong napiling mga axes x at y at kinakalkula ang mga static na sandali ng mga elemento at .
Tinutukoy namin ang mga coordinate ng center of gravity ng unang seksyon ng approximation gamit ang mga formula:
Sa pamamagitan ng nahanap na sentro ng grabidad ay iginuhit namin ang mga axes at (ito ay maginhawa upang piliin ang axis parallel sa chord ng seksyon) at matukoy ang mga coordinate ng mga sentro ng grabidad ng lahat ng mga elemento ng seksyon na may kaugnayan sa mga bagong axes. Ihambing sa
Upang kalkulahin ang lokal na anyo ng buckling, isaalang-alang ang buckling ng libreng flange ng stringer bilang isang plato na nakabitin na sinusuportahan sa tatlong panig (Larawan 12). Sa Fig. 12 ay ipinahiwatig: a - rib pitch; b 1 - taas ng libreng flange ng stringer (Larawan 11). Para sa plate na isinasaalang-alang ay kinakalkula gamit ang asymptotic formula (6.8), kung saan
kung saan ang k σ ay isang koepisyent depende sa mga kondisyon ng paglo-load at suporta ng plato,
d c ay ang kapal ng libreng flange ng stringer.
Para sa kasong isinasaalang-alang
Para sa paghahambing sa aktwal na mga stress na nakuha bilang isang resulta ng pagbawas, ang isang mas maliit na stress ay pinili, na matatagpuan mula sa mga kalkulasyon ng pangkalahatan at lokal na buckling.
Sa panahon ng proseso ng pagbawas, kinakailangang bigyang-pansin ang mga sumusunod: kung ang mga stress sa compressed flange ng spar ay lumalabas na mas malaki kaysa o katumbas ng mga mapanirang sa alinman sa mga pagtatantya, kung gayon ang istraktura ng pakpak ay hindi magagawa. upang mapaglabanan ang pagkarga ng disenyo at dapat itong palakasin.
Bibliograpiya
1. G.I. Zhitomirsky "Disenyo ng Eroplano". Moscow mechanical engineering 2005
Sa paglipad, ang pakpak ay puno ng isang aerodynamic na ipinamahagi na pagkarga at puwersa ng masa mula sa bigat ng sariling istraktura ng pakpak at ang gasolina na inilagay dito.
Ang aerodynamic load ay ibinahagi sa kahabaan ng wing span ayon sa isang batas na malapit sa parabolic. Upang gawing simple, palitan natin ito ng trapezoidal law (Larawan 2.2). Kung tatanggapin natin ang assumption na SA y ay pare-pareho sa haba ng pakpak, pagkatapos ay ang batas ng pagbabago sa puwersa ng aerodynamic q az ay proporsyonal sa wing chord b z:
saan Y- lakas ng pag-angat na nilikha ng pakpak;
S k ay ang load-bearing area ng kalahating pakpak, katumbas ng S k = S - b 0d f = 61;
d f - diameter ng fuselage;
b 0 - chord ng root rib;
b z - ang halaga ng kasalukuyang chord.
Kasalukuyang wing chord value bz Kalkulahin natin mula sa iminungkahing formula:
saan b k - chord ng dulo ng tadyang;
Ang haba ng kalahating pakpak na walang gitnang seksyon ay katumbas ng;
Ang pagpapalit ng equation (3.11) sa (3.10), makuha natin ang:
Ipinapalagay namin na ang gasolina ay ibinahagi nang pantay-pantay sa ibabaw ng pakpak, pagkatapos ay ang ibinahagi na pagkarga mula sa mga puwersa ng masa ng pakpak (sariling timbang at gasolina) ay nag-iiba kasama ang span nito, proporsyonal din sa chord b z:
saan m k ay ang masa ng kalahating pakpak na istraktura, katumbas ng m k = m k m vzl = 1890;
m Ang T ay ang masa ng gasolina, katumbas ng m T = 0.85m Tmax = 3570 ;
g ay ang acceleration ng free fall, katumbas ng g = 9,81.
kanin.
Kalkulahin natin ang ipinamahagi na aerodynamic q az at mass load q krz sa dulo, bahagi ng ugat ng pakpak at (halimbawa) sa lugar ng mga aileron:
1) Pagkalkula ng ipinamahagi na pagkarga sa dulo ng pakpak, i.e. sa Z= 0:
2) Pagkalkula ng ibinahagi na load sa root section, i.e. sa Z== 13,23:
3) Pagkalkula ng distributed load sa engine + chassis area, i.e. sa Z=l 1 =1,17
5665.94-2142.07=3523.87N/m
kanin. 2.3. Scheme ng paglitaw ng metalikang kuwintas sa seksyon ng pakpak
Samakatuwid, ang linear metalikang kuwintas mula sa ipinamamahagi aerodynamic q az at mass wing forces q Ang krz ay katumbas ng:
Nm/m (3.15)
Nagpapakita kami ng mga katulad, at nakukuha namin:
Nm/m (3.16)
Karaniwan ang gasolina sa pakpak ay matatagpuan sa harap ng pakpak, kaya ang c.m. ang gasolina ay tumutugma sa c.m. pakpak Isinasaalang-alang ang pagpapalagay na ito, ang formula (3.15) ay magiging ganito:
Nm/m (3.17)
Ipalit natin ang mga kilalang dami sa formula (3.17), nakukuha natin:
Nm/m (3.18)
Ngayon kalkulahin natin ang metalikang kuwintas sa dulo, bahagi ng ugat ng pakpak at sa lugar ng mga aileron:
1) Pagkalkula ng metalikang kuwintas sa dulo ng pakpak, i.e. sa Z= 0:
2) Pagkalkula ng metalikang kuwintas sa ugat ng pakpak, i.e. sa Z= 13,23:
3) Pagkalkula ng metalikang kuwintas sa engine + chassis area, i.e. sa Z= 1,17:
Bilang karagdagan sa mga ipinamahagi na pwersa mula sa aerodynamic at mass forces, ang metalikang kuwintas ay nilikha din ng puro pwersa mula sa masa ng mga makina. Dahil, ayon sa mga kondisyon ng problema, ang thrust force ng mga makina, pati na rin ang reverse force, ay katumbas ng zero, ang puro sandali ay malilikha lamang ng mga puwersa na nagmumula sa masa ng mga makina na naka-install sa pakpak. .
kanin.
Ito ay makikita mula sa figure na ito ay katumbas ng (ang minus sign ay nangangahulugan na ang sandali ay nakadirekta sa tapat na direksyon, pakaliwa):
(Nm), (3.19)
saan ang distansya mula sa sentro ng masa. makina sa c.f. pakpak
Dahil ang mga makina ay nasa iba't ibang distansya mula sa gitnang likido. pakpak, pagkatapos ay gagawa sila ng iba't ibang mga sandali. Batay sa kilalang data, nakita namin:
