课程设计(论文)
院(系)名称 专业名称 题目名称 学生姓名 班级/学号 指导教师 成
航空科学与工程学院 飞行器设计与工程 襟翼结构初步设计
王立峰
绩
2012年 9 月
北京航空航天大学
本科生课程设计(论文)任务书
Ⅰ、课程设计(论文)题目:襟翼结构初步设计
Ⅱ、课程设计(论文)使用的原始资料(数据)及设计技术要求:
图1
1 机翼翼型参数(翼型,根弦长度br,尖弦长度bt,展长l,后掠角A) 2 襟翼基本参数(相对弦长b襟翼/b机翼,相对展长 l襟翼/l机翼,偏角 As) 襟翼离翼根均为30cm; 3 襟翼设计载荷(前缘气动载荷P,载荷分布直线,最大载荷点距襟翼前缘5cm)
Ⅲ、课程设计(论文)工作内容:
2、分析和确定襟翼的运动方式,画出运动图 3、根据给定的设计载荷设计襟翼结构。
4
、选择3
个以上关键部件进行强度分析。重量估算。
5、根据设计结果,绘制襟翼的装配图。选择3个以上的零件画出零件图。
图纸必须 6、符合规范。
7、完成课程设计报告。
一、襟翼的常见结构和载荷情况:
1.1 襟翼的常见结构:
简单襟翼:简单襟翼与副翼形状相似,放下简单襟翼,相当于改变了机切面形状,使机翼更加弯曲。这样,空气流过机翼上表面,流速加快,压力降低;而流过机翼下表面,流速减慢,压力提高。因而机翼上、下压力差增大,升力增大。可是,襟翼放下之后,机翼后缘涡流区扩大,机翼前后压力差增大,故阻力同时增大。襟翼放下角度越大,升力和阻力也增大得越多。 分裂襟翼
这种襟翼本身象一块薄板,紧贴于机翼后缘。放下襟翼,在后缘和机翼之间,形成涡流区,压力降低,对机翼上表面的气流有吸引作用,使其流速增大,上下压差增大,既增大了升力,同时又延缓了气流分离。另一方面,放下襟翼,机翼翼剖面变得更弯曲,使上、下表面压力差增大,升力增大。由于以上两方面的原因,放下分裂襟翼的增升效果相当好,一般最大升力系数可增大75-85%。但因大迎角放下襟翼,上表面的最低压力点的压力更小了,使气流更易提前分离,故临界迎角有所减小。
开缝襟翼
开缝襟翼是在简单襟翼的基础上改进而成的。放下开缝襟翼,一方面襟翼前缘和机翼后缘之间形成缝隙,下表面高压气流,通过缝隙高速流向上表面后缘,使上翼面附面层中空气流速加大,延缓了气流的分离,提高最大升力系数。另一方面,放下开缝襟翼,使机翼更加弯曲,也有提高升力的作用。所以开缝襟翼的增升效果比较好,最大升力系数一般可增大85-95%,而临界迎角降低不多。因此它是中、小型飞机主要采用的类型。 设计:后缘襟翼。
分类:简单襟翼:偏角不宜大于15度
固定铰链单缝襟翼:有效偏角40度,用于轻型飞机
有导轨单缝襟翼:用于轻中型运输机,增升特点比固定铰链单缝襟翼好
固定铰链和导流片双缝襟翼:大偏角时优于单缝襟翼,但起飞时阻力大
三缝襟翼:高翼载的运输机增生效果好,阻力小,但结构复杂,质量重
富勒式襟翼:可偏转较大角度,减少阻力,但结构复杂,质量重,设计困难
吹风襟翼:高压气流从小缝吹出,延迟气流分离。增生效果极佳。 翼梁主要结构:单梁,双梁,三梁,小间距多肋组合结构。抗疲劳能
力强
在襟翼导轨和制动器连接的位置,必须设置加强肋。。其他翼肋一般为带有减轻空的弯板肋或者桁架肋。蒙皮一般经化学铣工和机械加工。连接部位带加强凸台,也可用等厚蒙皮加锯齿形带板与梁缘条相连。蒙皮一般可拆卸。翼梁可以选用挤压型材,腹板和立柱铆接梁,也可以是弯板槽形梁,加立柱和减轻孔。襟翼后梁采用蜂窝夹心结构。
1.2 襟翼的载荷情况:
A、弯矩和剪力分析 本方案设计的是单缝襟翼,襟翼展长为4m,设置三个铰支点。采用单梁式结构。为方便计算将襟翼简化成后缘一个多支点梁。承受着剪力、弯矩和扭矩。并将所受载荷简化为
图3 载荷分布
弯矩和剪力由襟翼主梁完全承担。而扭矩则由襟翼截面闭室全部承担。剪力由梁腹板承担,正应力由梁的上下缘条承担。如图3。 设计原始数据:
2011
力强
在襟翼导轨和制动器连接的位置,必须设置加强肋。。其他翼肋一般为带有减轻空的弯板肋或者桁架肋。蒙皮一般经化学铣工和机械加工。连接部位带加强凸台,也可用等厚蒙皮加锯齿形带板与梁缘条相连。蒙皮一般可拆卸。翼梁可以选用挤压型材,腹板和立柱铆接梁,也可以是弯板槽形梁,加立柱和减轻孔。襟翼后梁采用蜂窝夹心结构。
1.2 襟翼的载荷情况:
A、弯矩和剪力分析 本方案设计的是单缝襟翼,襟翼展长为4m,设置三个铰支点。采用单梁式结构。为方便计算将襟翼简化成后缘一个多支点梁。承受着剪力、弯矩和扭矩。并将所受载荷简化为
图3 载荷分布
弯矩和剪力由襟翼主梁完全承担。而扭矩则由襟翼截面闭室全部承担。剪力由梁腹板承担,正应力由梁的上下缘条承担。如图3。 设计原始数据:
图4 翼面载荷分布
B、作用在襟翼上的分布载荷
由给定的翼型数据,最大载荷点距襟翼前缘为5cm。现在要确定襟翼主梁的位置,主梁应不承受扭矩。如图七。
以襟翼根部截面为研究对象,b根=2,4×0.30=0.72m 设主梁距前缘为acm
解得 a=0.226m 相对于根部弦长,位于31.5%处 以襟翼尖部截面为研究对象,b尖=1.5×0.30=0.45m 尖部所受合力
解,得 b=0.18m 相对于尖部弦长,位于40%处
由于载荷沿展向为线性分布,故可以确定集中力的等效位置,大概位于各弦长的31.5%到40%左右处。由于差距较小,为方便计算,故选取统一的位置为37%处。为了减少主梁的受力,可将主梁安置与集中力载荷处,这样受到的等效扭矩可以忽略。
选取合适的三点铰支位置
悬挂点数量和位置确定的基本原则是:保证使用可靠、转动灵活、操纵面和悬臂接头的综合质量轻。增加悬挂点的数量可以使操纵面受到的弯矩减小,减轻了操纵面的质量,但增加了悬臂接头的质量和运动协调的难度;减少悬挂点的数目,运动协调容易,但操纵面上的弯矩大,且不符合损伤容限设计思想。在本设计案例中,因襟翼展长为全翼展长的25%,且出于降低结构静不定度数以简化计算的考虑,选取的悬挂点数目为3,则襟翼近似为一多支点梁受力模型,为一度静不定问题。为避免开口区不能传递剪流引起的补强问题,及由此导致的结构重量的增加,尽量减少开口区。故将两个悬挂点布置在襟翼两端,置于机翼里,另一悬挂点位于襟翼展长中间位置。为保证在机翼受载发生弯曲变形时不致出现襟翼卡死的现象,故悬挂接头一般有设计补偿。即除一个接头完全固定外,其余接头都有设计补偿,以便装配可调和运动协调。
沿展向从襟翼根部到尖部,襟翼展长l襟翼=18×0.25=4.5m,单位展向长度截面所受合力
F=0.5×b截×P截=0.5×0.25*×(850t+750) =44.6 t2 +345t+270(0≤t≤4,t=0对应于襟翼根部)
载荷沿展向分布大致如下
图5 展向分布
采用3处铰接,如图八
该问题变为1度静不定问题,利用材料力学中的力法原理,将问题转化:解除中间铰接,用向下的力代替其作用,约束条件为中部铰接处位移为0。
经计算得剪力及弯矩图如下:
图6 襟翼在设计载荷下的剪力图 图7 襟翼在设计载荷下的弯矩图
二、襟翼载荷(剪流)分析
进一步简化襟翼截面:认为襟翼只有一根梁。则襟翼截面将只有两个闭室。由飞行器结构力学可知:如果前缘闭室的面积和扭转刚度足够大,作用在襟翼上的绝大部分扭矩将由前缘闭室承担。
下面,我们将按照单闭室结构,用工程梁理论计算襟翼剖面上的剪流: 首先,得把截面气动载荷简化成集中力,并找到它的作用点,这也是襟翼剪力在截面上的作用点。如图十一。
在截面x轴上取一点x0,对这点取矩:得
ba
到集中力的作用点xb
3
把主梁布置在1/3弦长处。为保证前缘闭室的刚度,我们假设前缘蒙皮和主梁腹板都足够厚。(根据经验,小飞机的襟翼的蒙皮3mm厚即可)。
计算剪流时可能还会遇上同时使用不同材料的问题。进一步简化襟翼模型
图8:
1、
认为襟翼是全铝合金结构的。主梁由一块铝板弯边得到。故各部件的减缩系数Φ都等于1,放心计算!
2、
2、认为只有主梁承受正应力,简化S~
x的计算。
3、按照结构力学课程讲义重新定义坐标系,并忽略腹板高度与襟翼最大高度(也就是前缘直径)之间的差别。 简化后的截面图见下面。
qqQq0
d2* qQJS~
AQkx:Jox ,k1;Q由前面的剪力图读取。 ox2 S~
~~~dA~x,120,Sx,23Sx,34Sx,452
, Sx,520
Q 于是:{
qQ,蒙皮d
qQ,腹板0
*qT0
MqQds
其中Mba
TQy(ed),这里,ea
3
, qQQds
d2(chorddd
32)2 图9
2Sd2
闭室
42dchordd
3
2 综上所述:qqQq0,前缘蒙皮的剪流为:
QchordqQQ(ed)d2(3)d/2d
2前蒙
d
d2 42dchord
3d/2
主梁腹板上的剪流为:
载荷简化
q腹板
Qchordd
Q(ed)2()d/2
d32
d2chord
2dd/243
三、襟翼结构的设计
图10
图11
主要尺寸的确定及重量估算 4.1 确定主要尺寸
襟翼主要承力部件是主梁(缘条+腹板)和前缘闭室(蒙皮+腹板)。在这一节,我们只计算腹板、缘条和前缘蒙皮的尺寸。由于飞机设计手册关于结构设计的部分未给出具体的计算公式,忽略铆钉孔对这些构件造成的削弱。 A、腹板:
按照剪切破坏模式
tQ
hb
在这,Q——计算截面的剪力(见前面) h——腹板高度
b——材料剪切强度极限
按剪切失稳破坏模式,我们查到的公式边界条件与这里的不符,故忽
略。
因为前缘闭室可看作受纯剪切:按第三强度准则,有数据代入:
b
b
2
Qmax12N
材料初选LY-12M:有b220MPa,近似认为腹板高度h则t腹板
b
b
2
110
MPa
22
d0.0540.043m(36mm) 33
Qmax
2.53mm hb
出于防止失稳考虑,实际上的腹板厚度t腹板3mm,可见气动载荷对腹板的影响很小。 B、前缘蒙皮:
A=0.223,b=0.497,e=0.4,chord=0.72,span=0.45
把第8组数据代入剪流计算公式,得腹板剪qmax4200(SI),蒙皮剪流
q3879(SI)
t
4200
b,b=110MPa t
4200
b
0.38mm
故根据经验取t=4mm。后闭室基本不参与传扭,仅从防失稳考虑,取t=4mm。 C、主梁缘条:
认为弯矩全部由主梁角铝的两个弯边承受。设弯边的宽度为B。则对主梁:
d
Bt腹板2
23
WZdBt腹板
d33抗弯截面系数
2
则,
ZZ腹板
以第3组数据代入:b220MPa(LY-12M) B0.46mm
这样,缘条的宽度改由工艺性决定,取5mm。
质量平衡及铰链位置的计算 质量平衡可以减少襟翼与翼面耦合颤振的可能性。通常襟翼铰链位置靠 图12
前,静力平衡要求在襟翼前缘加配重。下图我们重申一下襟翼的构成(为简化计算,忽略了斜肋)。 前缘闭室:前缘蒙皮:4mm 前闭室肋╳8:2mm 主梁:角铝:5mm 后闭室:后缘蒙皮2mm 斜肋╳2:2mm 蜂窝夹层:ρ=40kg/m2 楔形块
除蜂窝夹层外,其余部件材料都是LY-12, ρ=2700kg/m2
4.2 质量估算:
A、前缘蒙皮:
忽略中央铰链开口和补强斜肋用的带板,忽略后缘角。如图十四。前缘蒙皮质量
dchordd
m前缘2t前缘span铝
23 代入数据得:m前缘7.94kg 图13
2011
B、前闭室肋:
S
肋面积
d2
chorddd832,
m肋St肋铝
单个肋的质量,
代入数据S0.0126m2,m肋0.01260.00227000.043kg 8个肋共计0.43kg。 C、主梁:
不考虑两端吊耳,简化成如图十五结构。
d2dd
m梁t腹板span铝
333
代入数据,
4
m梁0.0540.0044.527003.5kg
3
D、后闭室蒙皮:
共两块(一上一下),近似计算。
代入数据,
m后蒙
2
chordspant后蒙铝3
图十四 主梁
2
m后辆0.724.50.002270011.6kg
3
上下两片共23.2kg E、蜂窝夹层:
一般的铝蜂窝夹层密度从25kg/m3到 63 kg/m3 不等,如图十六。在此取40 kg/m3
m蜂窝
2d21
chordspan铝蜂窝332
代入数据
m蜂窝
221
0.0540.724.5401.55kg 332
图15 蜂窝夹层
课程设计(论文)
院(系)名称 专业名称 题目名称 学生姓名 班级/学号 指导教师 成
航空科学与工程学院 飞行器设计与工程 襟翼结构初步设计
王立峰
绩
2012年 9 月
北京航空航天大学
本科生课程设计(论文)任务书
Ⅰ、课程设计(论文)题目:襟翼结构初步设计
Ⅱ、课程设计(论文)使用的原始资料(数据)及设计技术要求:
图1
1 机翼翼型参数(翼型,根弦长度br,尖弦长度bt,展长l,后掠角A) 2 襟翼基本参数(相对弦长b襟翼/b机翼,相对展长 l襟翼/l机翼,偏角 As) 襟翼离翼根均为30cm; 3 襟翼设计载荷(前缘气动载荷P,载荷分布直线,最大载荷点距襟翼前缘5cm)
Ⅲ、课程设计(论文)工作内容:
2、分析和确定襟翼的运动方式,画出运动图 3、根据给定的设计载荷设计襟翼结构。
4
、选择3
个以上关键部件进行强度分析。重量估算。
5、根据设计结果,绘制襟翼的装配图。选择3个以上的零件画出零件图。
图纸必须 6、符合规范。
7、完成课程设计报告。
一、襟翼的常见结构和载荷情况:
1.1 襟翼的常见结构:
简单襟翼:简单襟翼与副翼形状相似,放下简单襟翼,相当于改变了机切面形状,使机翼更加弯曲。这样,空气流过机翼上表面,流速加快,压力降低;而流过机翼下表面,流速减慢,压力提高。因而机翼上、下压力差增大,升力增大。可是,襟翼放下之后,机翼后缘涡流区扩大,机翼前后压力差增大,故阻力同时增大。襟翼放下角度越大,升力和阻力也增大得越多。 分裂襟翼
这种襟翼本身象一块薄板,紧贴于机翼后缘。放下襟翼,在后缘和机翼之间,形成涡流区,压力降低,对机翼上表面的气流有吸引作用,使其流速增大,上下压差增大,既增大了升力,同时又延缓了气流分离。另一方面,放下襟翼,机翼翼剖面变得更弯曲,使上、下表面压力差增大,升力增大。由于以上两方面的原因,放下分裂襟翼的增升效果相当好,一般最大升力系数可增大75-85%。但因大迎角放下襟翼,上表面的最低压力点的压力更小了,使气流更易提前分离,故临界迎角有所减小。
开缝襟翼
开缝襟翼是在简单襟翼的基础上改进而成的。放下开缝襟翼,一方面襟翼前缘和机翼后缘之间形成缝隙,下表面高压气流,通过缝隙高速流向上表面后缘,使上翼面附面层中空气流速加大,延缓了气流的分离,提高最大升力系数。另一方面,放下开缝襟翼,使机翼更加弯曲,也有提高升力的作用。所以开缝襟翼的增升效果比较好,最大升力系数一般可增大85-95%,而临界迎角降低不多。因此它是中、小型飞机主要采用的类型。 设计:后缘襟翼。
分类:简单襟翼:偏角不宜大于15度
固定铰链单缝襟翼:有效偏角40度,用于轻型飞机
有导轨单缝襟翼:用于轻中型运输机,增升特点比固定铰链单缝襟翼好
固定铰链和导流片双缝襟翼:大偏角时优于单缝襟翼,但起飞时阻力大
三缝襟翼:高翼载的运输机增生效果好,阻力小,但结构复杂,质量重
富勒式襟翼:可偏转较大角度,减少阻力,但结构复杂,质量重,设计困难
吹风襟翼:高压气流从小缝吹出,延迟气流分离。增生效果极佳。 翼梁主要结构:单梁,双梁,三梁,小间距多肋组合结构。抗疲劳能
力强
在襟翼导轨和制动器连接的位置,必须设置加强肋。。其他翼肋一般为带有减轻空的弯板肋或者桁架肋。蒙皮一般经化学铣工和机械加工。连接部位带加强凸台,也可用等厚蒙皮加锯齿形带板与梁缘条相连。蒙皮一般可拆卸。翼梁可以选用挤压型材,腹板和立柱铆接梁,也可以是弯板槽形梁,加立柱和减轻孔。襟翼后梁采用蜂窝夹心结构。
1.2 襟翼的载荷情况:
A、弯矩和剪力分析 本方案设计的是单缝襟翼,襟翼展长为4m,设置三个铰支点。采用单梁式结构。为方便计算将襟翼简化成后缘一个多支点梁。承受着剪力、弯矩和扭矩。并将所受载荷简化为
图3 载荷分布
弯矩和剪力由襟翼主梁完全承担。而扭矩则由襟翼截面闭室全部承担。剪力由梁腹板承担,正应力由梁的上下缘条承担。如图3。 设计原始数据:
2011
力强
在襟翼导轨和制动器连接的位置,必须设置加强肋。。其他翼肋一般为带有减轻空的弯板肋或者桁架肋。蒙皮一般经化学铣工和机械加工。连接部位带加强凸台,也可用等厚蒙皮加锯齿形带板与梁缘条相连。蒙皮一般可拆卸。翼梁可以选用挤压型材,腹板和立柱铆接梁,也可以是弯板槽形梁,加立柱和减轻孔。襟翼后梁采用蜂窝夹心结构。
1.2 襟翼的载荷情况:
A、弯矩和剪力分析 本方案设计的是单缝襟翼,襟翼展长为4m,设置三个铰支点。采用单梁式结构。为方便计算将襟翼简化成后缘一个多支点梁。承受着剪力、弯矩和扭矩。并将所受载荷简化为
图3 载荷分布
弯矩和剪力由襟翼主梁完全承担。而扭矩则由襟翼截面闭室全部承担。剪力由梁腹板承担,正应力由梁的上下缘条承担。如图3。 设计原始数据:
图4 翼面载荷分布
B、作用在襟翼上的分布载荷
由给定的翼型数据,最大载荷点距襟翼前缘为5cm。现在要确定襟翼主梁的位置,主梁应不承受扭矩。如图七。
以襟翼根部截面为研究对象,b根=2,4×0.30=0.72m 设主梁距前缘为acm
解得 a=0.226m 相对于根部弦长,位于31.5%处 以襟翼尖部截面为研究对象,b尖=1.5×0.30=0.45m 尖部所受合力
解,得 b=0.18m 相对于尖部弦长,位于40%处
由于载荷沿展向为线性分布,故可以确定集中力的等效位置,大概位于各弦长的31.5%到40%左右处。由于差距较小,为方便计算,故选取统一的位置为37%处。为了减少主梁的受力,可将主梁安置与集中力载荷处,这样受到的等效扭矩可以忽略。
选取合适的三点铰支位置
悬挂点数量和位置确定的基本原则是:保证使用可靠、转动灵活、操纵面和悬臂接头的综合质量轻。增加悬挂点的数量可以使操纵面受到的弯矩减小,减轻了操纵面的质量,但增加了悬臂接头的质量和运动协调的难度;减少悬挂点的数目,运动协调容易,但操纵面上的弯矩大,且不符合损伤容限设计思想。在本设计案例中,因襟翼展长为全翼展长的25%,且出于降低结构静不定度数以简化计算的考虑,选取的悬挂点数目为3,则襟翼近似为一多支点梁受力模型,为一度静不定问题。为避免开口区不能传递剪流引起的补强问题,及由此导致的结构重量的增加,尽量减少开口区。故将两个悬挂点布置在襟翼两端,置于机翼里,另一悬挂点位于襟翼展长中间位置。为保证在机翼受载发生弯曲变形时不致出现襟翼卡死的现象,故悬挂接头一般有设计补偿。即除一个接头完全固定外,其余接头都有设计补偿,以便装配可调和运动协调。
沿展向从襟翼根部到尖部,襟翼展长l襟翼=18×0.25=4.5m,单位展向长度截面所受合力
F=0.5×b截×P截=0.5×0.25*×(850t+750) =44.6 t2 +345t+270(0≤t≤4,t=0对应于襟翼根部)
载荷沿展向分布大致如下
图5 展向分布
采用3处铰接,如图八
该问题变为1度静不定问题,利用材料力学中的力法原理,将问题转化:解除中间铰接,用向下的力代替其作用,约束条件为中部铰接处位移为0。
经计算得剪力及弯矩图如下:
图6 襟翼在设计载荷下的剪力图 图7 襟翼在设计载荷下的弯矩图
二、襟翼载荷(剪流)分析
进一步简化襟翼截面:认为襟翼只有一根梁。则襟翼截面将只有两个闭室。由飞行器结构力学可知:如果前缘闭室的面积和扭转刚度足够大,作用在襟翼上的绝大部分扭矩将由前缘闭室承担。
下面,我们将按照单闭室结构,用工程梁理论计算襟翼剖面上的剪流: 首先,得把截面气动载荷简化成集中力,并找到它的作用点,这也是襟翼剪力在截面上的作用点。如图十一。
在截面x轴上取一点x0,对这点取矩:得
ba
到集中力的作用点xb
3
把主梁布置在1/3弦长处。为保证前缘闭室的刚度,我们假设前缘蒙皮和主梁腹板都足够厚。(根据经验,小飞机的襟翼的蒙皮3mm厚即可)。
计算剪流时可能还会遇上同时使用不同材料的问题。进一步简化襟翼模型
图8:
1、
认为襟翼是全铝合金结构的。主梁由一块铝板弯边得到。故各部件的减缩系数Φ都等于1,放心计算!
2、
2、认为只有主梁承受正应力,简化S~
x的计算。
3、按照结构力学课程讲义重新定义坐标系,并忽略腹板高度与襟翼最大高度(也就是前缘直径)之间的差别。 简化后的截面图见下面。
qqQq0
d2* qQJS~
AQkx:Jox ,k1;Q由前面的剪力图读取。 ox2 S~
~~~dA~x,120,Sx,23Sx,34Sx,452
, Sx,520
Q 于是:{
qQ,蒙皮d
qQ,腹板0
*qT0
MqQds
其中Mba
TQy(ed),这里,ea
3
, qQQds
d2(chorddd
32)2 图9
2Sd2
闭室
42dchordd
3
2 综上所述:qqQq0,前缘蒙皮的剪流为:
QchordqQQ(ed)d2(3)d/2d
2前蒙
d
d2 42dchord
3d/2
主梁腹板上的剪流为:
载荷简化
q腹板
Qchordd
Q(ed)2()d/2
d32
d2chord
2dd/243
三、襟翼结构的设计
图10
图11
主要尺寸的确定及重量估算 4.1 确定主要尺寸
襟翼主要承力部件是主梁(缘条+腹板)和前缘闭室(蒙皮+腹板)。在这一节,我们只计算腹板、缘条和前缘蒙皮的尺寸。由于飞机设计手册关于结构设计的部分未给出具体的计算公式,忽略铆钉孔对这些构件造成的削弱。 A、腹板:
按照剪切破坏模式
tQ
hb
在这,Q——计算截面的剪力(见前面) h——腹板高度
b——材料剪切强度极限
按剪切失稳破坏模式,我们查到的公式边界条件与这里的不符,故忽
略。
因为前缘闭室可看作受纯剪切:按第三强度准则,有数据代入:
b
b
2
Qmax12N
材料初选LY-12M:有b220MPa,近似认为腹板高度h则t腹板
b
b
2
110
MPa
22
d0.0540.043m(36mm) 33
Qmax
2.53mm hb
出于防止失稳考虑,实际上的腹板厚度t腹板3mm,可见气动载荷对腹板的影响很小。 B、前缘蒙皮:
A=0.223,b=0.497,e=0.4,chord=0.72,span=0.45
把第8组数据代入剪流计算公式,得腹板剪qmax4200(SI),蒙皮剪流
q3879(SI)
t
4200
b,b=110MPa t
4200
b
0.38mm
故根据经验取t=4mm。后闭室基本不参与传扭,仅从防失稳考虑,取t=4mm。 C、主梁缘条:
认为弯矩全部由主梁角铝的两个弯边承受。设弯边的宽度为B。则对主梁:
d
Bt腹板2
23
WZdBt腹板
d33抗弯截面系数
2
则,
ZZ腹板
以第3组数据代入:b220MPa(LY-12M) B0.46mm
这样,缘条的宽度改由工艺性决定,取5mm。
质量平衡及铰链位置的计算 质量平衡可以减少襟翼与翼面耦合颤振的可能性。通常襟翼铰链位置靠 图12
前,静力平衡要求在襟翼前缘加配重。下图我们重申一下襟翼的构成(为简化计算,忽略了斜肋)。 前缘闭室:前缘蒙皮:4mm 前闭室肋╳8:2mm 主梁:角铝:5mm 后闭室:后缘蒙皮2mm 斜肋╳2:2mm 蜂窝夹层:ρ=40kg/m2 楔形块
除蜂窝夹层外,其余部件材料都是LY-12, ρ=2700kg/m2
4.2 质量估算:
A、前缘蒙皮:
忽略中央铰链开口和补强斜肋用的带板,忽略后缘角。如图十四。前缘蒙皮质量
dchordd
m前缘2t前缘span铝
23 代入数据得:m前缘7.94kg 图13
2011
B、前闭室肋:
S
肋面积
d2
chorddd832,
m肋St肋铝
单个肋的质量,
代入数据S0.0126m2,m肋0.01260.00227000.043kg 8个肋共计0.43kg。 C、主梁:
不考虑两端吊耳,简化成如图十五结构。
d2dd
m梁t腹板span铝
333
代入数据,
4
m梁0.0540.0044.527003.5kg
3
D、后闭室蒙皮:
共两块(一上一下),近似计算。
代入数据,
m后蒙
2
chordspant后蒙铝3
图十四 主梁
2
m后辆0.724.50.002270011.6kg
3
上下两片共23.2kg E、蜂窝夹层:
一般的铝蜂窝夹层密度从25kg/m3到 63 kg/m3 不等,如图十六。在此取40 kg/m3
m蜂窝
2d21
chordspan铝蜂窝332
代入数据
m蜂窝
221
0.0540.724.5401.55kg 332
图15 蜂窝夹层