69163

Внешние нагрузки на крыло самолета и их распределение

Лекция

Астрономия и авиация

На крыло самолета действуют следующие нагрузки: распределенные аэродинамические силы qаэр; распределенные массовые силы конструкции крыла qкр; сосредоточенные силы от грузов агрегатов находящиеся внутри или вне крыла gгр.

Русский

2014-09-30

1.13 MB

83 чел.

PAGE   \* MERGEFORMAT 112

Министерство образования и науки Украины

Национальный авиационный университет

Аэрокосмический институт

Кафедра конструкции летательных аппаратов

 

ЛЕКЦИЯ № 7 (3)

по дисциплине "Конструкция и прочность летательных аппаратов"

7. внешние нагрузки на крыло самолета и их
распред
еление

Составитель проф. Радченко А.И.

 

Киев  2009

7. внешние нагрузки на крыло самолета и их
распред
еление

На крыло самолета  действуют следующие нагрузки:

  •  распределенные аэродинамические силы qаэр;
  •  распределенные массовые силы конструкции крыла qкр ;
  •  сосредоточенные силы от грузов (агрегатов), находящиеся внутри или вне крыла gгр.

На рис. 7.1, а показаны внешние нагрузки, действующие на крыло  на положительных углах атаки при небольших числах М, а на рис. 7.1, б  при полете на отрицательном угле атаки.

                            а                                                             б

   Рис.7.1.нагрузки на крыло на положительном (а) и отрицательном углах атаки (б).

         7.1. Определение  равнодействующих
                величин  нагр
узок

         Величина расчетной подъёмной силы крыла определяется по формуле

                                                    (7.1)

где    g = mg – вес самолета;

 m – масса самолета.

Величина полной воздушной нагрузки (рис. 7.2) определяется как

                                                              

где

                                                                                        

 X – сила лобового сопротивления;

 y – подъемная сила крыла.

     Приближенно cos = 1, поэтому

           .        (7.2)

Рис. 7.2 Полная воздушная нагрузка

Расчетная массовая нагрузка от веса конструкции крыла  

                                                     .                       (7.3)

Аналогично расчетные нагрузки от весов сосредоточенных грузов

                                                     .                        (7.4)

Суммарная расчетная нагрузка на крыло равна

                             .          (7.5)

       7.2. Распределение внешних нагрузок
            по размаху кр
ыла.

Распределение аэродинамической нагрузки по размаху крыла производится на основании его продувок. При отсутствии данных продувок можно распределение полной аэродинамической нагрузки по размаху крыла приближенно заменить в соответствии с нормами прочности законом распределения подъемной силы.

7.2.1. Распределение погонных аэродинамических  нагрузок
            без учета закрутки плоского крыла

Погонная аэродинамическая  нагрузка, т.е. нагрузка на единицу длины плоского крыла по размаху (рис. 7.3), в рассматриваемом сечении равна

                                       ,                           (7.6)

где    q – скоростной напор;

 сyсеч и bсечкоэффициент подъемной силы и хорда в рассматриваемом сечении крыла.

Рис. 7.3 нагрузка на единицу длины плоского крыла по размаху

Подъемная сила, действующая на крыло

                                               ,                      (7.7)

где сyкркоэффициент подъемной силы крыла.

Из (7.7) скоростной напор

                                                    .        (7.8)

Подставив (7.8) в (7.6) получим

                                             .                             (7.9)

Умножив и разделив выражение (7.9) на величину средней геометрической хорды  получим

                                              .            (7.10)

Выражение , входящее в (7.10), называется относительной циркуляцией по размаху прямого крыла и обозначается .

Окончательно расчетная погонная аэродинамическая нагрузка определяется по формуле

                                    .                   (7.11)

Следовательно, расчетная погонная аэродинамическая нагрузка
ра
спределяется пропорционально относительной циркуляции крыла.

относительная циркуляция крыла  учитывает неравномерность
распределения аэродинамической нагрузки (изменение коэффициента под
ъемной силы) по размаху крыла. У прямого крыла  величина циркуляции зависит от сужения крыла η.

относительная циркуляция крыла  определяется  экспериментально или приближенно по графикам, приведенным в нормах прочности для крыльев различной формы в плане.

В качестве примера на рис. 7.4 представлен подобный график  зависимости ,

где       z – текущая координата по полуразмаху крыла L/2;

 - сужение крыла.

Рис. 7.4 Зависимость относительной циркуляции  от
              сужения крыла
η

7.2.2. Учет закрутки крыла.

Распределение относительной циркуляции по размаху крыла  зависит от закрутки крыла, которая может быть геометрической и аэродинамической.

У геометрически закрученного крыла  хорды по размаху имеют различные установочные углы.

аэродинамически закрученное крыло состоит из различных аэродинамических профилей по размаху, для которых угол нулевой подъемной силы  0 различен для разных сечений.

При расчетах аэродинамическую закрутку крыла выражают через
геоме
трическую закрутку.

Изменение относительной циркуляции для закрученного крыла
учитывае
тся по формуле

                      .    (7.12)

Здесь  - изменение относительной циркуляции  крыла при
и
зменении закрутки на один градус;

- приращение коэффициента подъемной силы в сечении крыла при изменении закрутки на один градус.

Величины   определяются по специальным кривым,
приме
рный вид которых приведен на рис. 7.5.

Рис. 7.5. изменение относительной циркуляции  Рис.7.6. Распределение подъемной  при изменении закрутки крыла на один градус                    силы крыла по размаху

Расчетное значение погонной аэродинамической нагрузки с учетом
закрутки крыла определ
яется по формуле

                   .    (7.13)

Сумма вдоль размаха крыла приводится к полной подъемной силе Gnf, поэтому распределение по длине крыла представляет собой
самоуравновеше
нную эпюру сил (рис. 7.6.).

7.2.4. Учет влияния фюзеляжа и гондол двигателей  

Подъемная сила на участках крыла, где располагаются фюзеляж и гондолы двигателей, на малых углах атаки (расчетные случаи А', В, D') несколько уменьшается, в то время как на других участках (в первую очередь на консолях) – повышается. Отметим, что на этих режимах полета подъемная сила  в основном создается за счет разрежения на верхней поверхности крыла.

При полете на больших углах атаки подъемная сила создается за счет разрежения и давления. В этих случаях влияние фюзеляжа и гондол
незнач
ительное.

Приближенно уменьшение погонной нагрузки над фюзеляжем и
го
ндолами можно учесть путем дополнительного распределения нагрузки в других сечениях по закону треугольника (рис. 7.7).

Площадь заштрихованного треугольника равна сумме площадей
"пр
овалов" кривой циркуляции .

,  (7.16)

Отсюда

.         (7.17)

Величины провалов h1 и h2 зависят от скорости полета:

                                                    ,         (7.18)

где коэффициент  можно приближенно определить из таблицы 7.1.

Таблица 7.1

 Таким образом, величина погонной аэродинамической нагрузки на крыло с учетом закрутки и влияния фюзеляжа и двигателей
определяется по фо
рмуле

                          (7.19)

7.2.3. Учет влияния стреловидности крыла.

Стреловидность крыла приводит к перераспределению погонной
аэродинамической нагрузки по размаху крыла по сравнению с прямым
кр
ылом.

При положительной стреловидности увеличивается аэродинамическая нагрузка в концевых сечениях крыла, а в околофюзеляжной части она уменьшается. При отрицательной стреловидности наблюдается обратное
я
вление.

Приближенно можно распределить аэродинамическую нагрузку так же, как и для прямого крыла, но при этом необходимо площадь в плане стреловидного крыла заменить площадью равновеликой трапеции, для которой использовать кривые относительной циркуляции (рис. 7.8).

Рис.7.8 Преобразование

стреловидного крыла в прямое

Суммарная погонная аэродинамическая нагрузка стреловидного крыла состоит из нагрузки прямого крыла и дополнительной нагрузки от влияния стреловидности (7.20).

          (7.20)

изменение относительной циркуляции за счет стреловидности крыла можно определить по приближенной формуле

                                      ,                        (7.21)

где - изменение относительной циркуляции за счет стреловидности крыла при углах и, графики которой приведены на рис. 7.9.

Рис. 7.9. Изменение относительной циркуляции за счет стреловидности крыла

Распределение нагрузки вдоль размаха крыла зависит также от его упругости. В качестве примера на рис.7.10 показано распределение нагрузки вдоль размаха упругого и жесткого стреловидных крыльев.

Рис. 7.10. распределение нагрузки вдоль размаха упругого и жесткого
                                   стреловидных крыльев

В инженерных расчетах распределение аэродинамических нагрузок вдоль размаха плоских прямых, стреловидных и треугольных крыльев можно приближенно производить пропорционально хордам крыла.

  1.  

           

  (7.20)

При выводе формулы (7.20) предполагалось постоянство скоса потока за крылом, т.е. полагалось, что .

Для трапециевидного крыла величина хорды крыла, расположенной в сечении с координатой z = 2z/l, определяется по формуле

                              (7.21)

  

7.3. Распределение массовых сил

7.3.1. конструкция крыла

Массовые силы конструкции крыла можно приближенно распределять  по размаху  пропорционально хордам  крыла.

 Значение погонной расчетной  нагрузки от массы крыла будет

                                                   (7.22)

 7.3.2. грузы, находящиеся в крыле или установленные на нем

Нагрузки от сосредоточенных грузов  прикладываются к крылу в местах своего расположения. Массовые силы сосредоточенных грузов
определ
яются  по формуле

.     (7.23)

Массовые силы топливных баков следует распределять в виде
погонных нагрузок на длине тех участков крыла, которые заняты в

конструкции баками (рис.  7.11, а):

Рис. 7.11. распределение массовых сил топливных баков
                       в виде погонных нагрузок (
а) и сосредоточенных сил (б)

 (7.24)

где Sб - площадь топливного бака в плане;

     bсеч.б - ширина бакового отсека;  

    К3 = коэффициент пропорциональности.

7.4. МЕСТО  ПРИЛОЖЕНИя  НАГРУЗОК   ПО   ХОРДЕ КРЫЛА   

Аэродинамические нагрузки

Распределение аэродинамических нагрузок по хорде крыла зависит от двух параметров: угла атаки α и числа М. Их равнодействующая приложена в центре давления

При больших числах М центр давления сдвигается к задней кромке крыла.

При больших углах атаки α центр давления перемещается ближе к
п
ередней кромке, как это показано на рис. 7.12.

Действительное распределение воздушной нагрузки по профилю крыла
можно получить только путем продувки в аэродинамической трубе. Если аэродин
амических продувок не было, то при расчете можно пользоваться теоретическими Рис. 7.12. положение центра давления              кривыми или приближенными
эмп
ирическими зависимостями, позволяющими получить эпюры
распределения давления по хорде крыла в рассчитываемом сеч
ении.

Распределение нагрузки по хорде крыла необходимо иметь для расчета на местную прочность обшивки и нервюр.

  7.5. Массовые нагрузки крыла
                и сосредоточенных грузов

 Массовые нагрузки конструкции крыла qKP прикладываются в
це
нтре масс профильного сечения, положение которого зависит от формы крыла в плане и расположения продольных силовых элементов.

В целях сокращения вычислений можно приближенно принимать центр тяжести в следующих пределах:

- для прямого крыла хт = (0,42 ... 0,45) b;

- для  стреловидного  крыла  хт = (0,38 ... 0,42) b;

- для треугольного крыла хт = (0,40 ... 0,44) b.

Массовые нагрузки сосредоточенных грузов Grp прикладываются в центре масс этих грузов. Принимают, что массовые и аэродинамические нагрузки параллельны и направлены противоположно.

ВОПРОСЫ

  1.  Какие нагрузки действуют на крыло самолета?  
  2.  Чему равна величина расчетной подъёмной силы крыла?
  3.  Чему приближенно равна величина расчетной подъёмной силы крыла?
  4.  Чему равна величина суммарная расчетная нагрузка на крыло?
  5.  Как определяется погонная аэродинамическая  нагрузка в сечении
    кр
    ыла?
  6.  Как определяется подъемная сила, действующая на крыло?
  7.  Как определяется скоростной напор исходя из удельной нагрузки на крыло, перегрузки и cукр?
  8.  Что такое относительная циркуляция по размаху прямого крыла?
    Что она характеризует?
  9.  Как определяется расчетная погонная аэродинамическая нагрузка?
  10.   Как учитывается влияние закрутки  и наличие фюзеляжа и гондол, а также стреловидности при определении величины погонной аэродинамической нагрузки на крыло?
  11.   Как приближенно определяется распределение аэродинамических
    н
    агрузок вдоль размаха плоских прямых, стреловидных и треугольных крыльев?
  12.   Как приближенно определяется распределение массовых сил конструкции крыла и топливных баков?
  13.   Где прикладываются к крылу нагрузки от сосредоточенных грузов?
  14.   Где прикладывается к крылу равнодействующая аэродинамических
    н
    агрузок?
  15.   Где прикладываются к крылу равнодействующие силы от массовых
    нагрузок конструкции крыла?


 

А также другие работы, которые могут Вас заинтересовать

6181. Транспортна логістика 102.5 KB
  Транспортна логістика План Сутність і задачі транспортної логістики. Вибір виду транспортного засобу. Складання маршрутів руху транспорту. Транспортні тарифи та правила їх застосування. Сутність і задачі транспортної ло...
6182. Создание и редактирование программ в интегрированной среде разработки Turbo Pascal 7.0 (MS-DOS) 63 KB
  Создание и редактирование программ в интегрированной среде разработки Turbo Pascal 7.0 (MS-DOS) Цель: Изучить теоретическую часть, изложенную в разделе Теоретические сведения данной работы и в конспекте лекций. Работая непосредственно ...
6183. Выполнение и отладка программ в интегрированной среде программирования Turbo Pascal (MS-Dos) 198.5 KB
  Выполнение и отладка программ в интегрированной среде программирования Turbo Pascal(MS-Dos) Цель лабораторной работы - выработать навыки практического использования интегрированных сред программирования с целью выполнения и отладки программ на...
6184. Дослідження цілих типів даних 86.5 KB
  Дослідження цілих типів даних Мета лабораторної роботи - дослідити та вивчити систему напередвизначених типів мов Паскаль та Сі, устрій значень напередвизначених типів та операції над значеннями цих типів. Теоретичні відомості Програмні об'єкти...
6185. Дослідження дійсних типів даних 62 KB
  Дослідження дійсних типів даних Теоретичні відомості Змінні дійсного типу можуть містити числа з дробовою частиною. Такі дані можуть бути представлені у двох формах: стандартної десятинній або експоненціальній. Зображення стандартної десятинної форм...
6186. Исследование арифметических операций и математических функций для работ из программными объектами 247.5 KB
  Составить схему алгоритма и написать программу вычисления функции при заданных значениях Алгоритм вычисления функций имеет линейную структуру.
6187. Розподільча логістика 117.5 KB
  Розподільча логістика План Поняття розподільчої логістики. Задачі розподільчої логістики. Логістичні канали та логістичні ланцюги. Розвиток інфраструктури товарних ринків. Ухвалення рішення з побудови системи розподілу...
6188. Дослідження бітових операцій над цілими значеннями 62 KB
  Дослідження бітових операцій над цілими значеннями Теоретичні відомості Бітові операції дозволяють обробляти цілі дані за допомогою операцій з їх бітовою структурою. Будь-які дані представляються у пам'яті комп'ютеру як ланцюг бітів. Біт...
6189. Определение моментов трения в подшипниках качения 55 KB
  Определение моментов трения в подшипниках качения Цель работы: определение моментов трения в шарикоподшипниках. Расчетные методы определения моментов трения в подшипниках качения Моменты трения Тп, Н.мм, в шарикоподшипниках с внут...