课程设计报告38050114田浩.docx
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课程设计报告38050114田浩
课程设计(论文)
院(系)名称
航空科学与工程学院
专业名称
飞行器设计与工程
题目名称
襟翼结构初步设计
学生姓名
田浩
班级/学号
38050114
指导教师
王立峰
成绩
2011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:
襟翼型式及载荷分布示意图
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:
序号
翼型
根弦长度br
尖弦长度bt
展长l
后掠角A(25度弦线)
相对弦长b襟翼/b机翼
相对展长l襟翼/l机翼
偏转角As
前缘气动载荷P(襟翼展向根部)
前缘气动载荷P(襟翼展向尖部)
3
23012
1.8m
1.0m
16
0
0.35
0.25
43
450
380
1、分析襟翼的常见结构和载荷情况
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。
目录
一、襟翼的常见结构和载荷情况:
4
1.1襟翼的常见结构:
4
1.2襟翼的载荷情况:
5
二、襟翼载荷(剪流)分析7
三、襟翼结构的设计9
四、主要尺寸的确定及重量估算9
4.1确定主要尺寸9
A、腹板:
9
B、前缘蒙皮:
10
C、主梁缘条:
10
4.2质量估算:
11
A、前缘蒙皮:
11
B、前闭室肋:
12
C、主梁:
12
D、后闭室蒙皮:
12
E、蜂窝夹层:
12
F、楔形块:
13
五、零件图和装配图的绘制14
六、参考文献:
15
一、襟翼的常见结构和载荷情况:
1.1襟翼的常见结构:
襟翼特指现代机翼边缘部分的一种翼面形可动装置,襟翼可装在机翼后缘或前缘,可向下偏转向后(前)滑动,其基本效用是在飞行中增加升力。
依据所安装部位和具体作用的不同,襟翼可分为前缘襟翼、后缘襟翼、开缝襟翼等。
如图一。
图2前缘襟翼
图1襟翼分类
位于机翼前缘的襟翼叫前缘襟翼。
如图二。
这种襟翼广泛用于超音速飞机上。
因为超音速飞机一般采用前缘尖削,相对厚度小的薄机翼。
在大迎角飞行,机翼上表面前缘就开始产生气流分离,最大升力系数大大降低。
大迎角飞行时,放下前缘襟翼,一方面可减小前缘与相对气流之间的角度,使气流能够平顺地沿上翼面流过。
另一方面也增大了翼切面的弯度。
这样,气流分离就能延缓,而且最大升力系数和临界迎角也都得到提高。
属于前缘襟翼的还有一种叫克鲁格襟翼,装在前缘下部向前下方翻转,既增大机翼面积,又增大了翼切面的弯度,所以具有很好的增升效果,构造也很简单。
如图三。
这是最新研制的一种增升装置。
波音喷气客机都使用了此种襟翼。
图3克鲁格襟翼
现代中型或大型客机和高速军用飞机,为提高增升效果,往往同时采用几种增升装置(叫组合式增升)。
机翼上安装后缘襟翼可以增加机翼面积,提高机翼的升力系数。
襟翼的种类很多,常用的有简单襟翼、分裂襟翼、开缝襟翼和后退襟翼等等。
一般的襟翼均位于机翼后缘,靠近机身,在副翼的内侧。
当襟翼下放时,升力增大,同时阻力也增大,因此一般用于起飞和着陆阶段,以便获得较大的升力,减少起飞和着陆滑跑距离。
简单襟翼的形状与副翼相似,其构造比较简单。
简单襟翼在不偏转时形成机翼后缘的一部分,当放下(即向下偏转)时,相当于增大了机翼翼型的弯度,从而使升力增大。
当它在着陆偏转50~60度时,大约能使升力系数增大65%~75%。
图4分裂襟翼
分裂襟翼(也称为开裂襟翼)像一块薄板,紧贴于机翼后缘下表面并形成机翼的一部分。
如图四。
使用时放下(即向下旋转),在后缘与机翼之间形成一个低压区,对机翼上表面的气流有吸引作用,使气流流速增大,从而增大了机翼上下表面的压强差,使升力增大。
除此之外,襟翼下放后,增大了机翼翼型的弯度,同样可提高升力。
这种襟翼一般可把机翼的升力系数提高75%~85%。
它是在简单襟翼的基础上改进而成的。
除了起简单襟翼的作用外,还具有类似于前缘缝翼的作用,因为在开缝襟翼与机翼之间有一道缝隙,下面的高压气流通过这道缝隙以高速流向上面,延缓气流分离,从而达到增升目的。
开缝襟翼的增升效果较好,一般可使升力系数增大85%~95%。
图5后缘襟翼
后退襟翼在下放前是机翼后缘的一部分,当其下放时,一边向下偏转一边向后移动,既加大了机翼翼型的弯度,又增大了机翼面积,从而使升力增大。
如图五。
此外它还有开裂襟翼的效果。
这种襟翼的增升效果比前三种的增升效果都好,一般可使翼型的升力系数增加110%~140%。
除了上面提到的四种后缘襟翼以外,还有后退开缝襟翼和后退多缝襟翼,它们的增升效果更好,但同时构造也更加复杂。
1.2襟翼的载荷情况:
A、弯矩和剪力分析
图6载荷分布
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。
如图六。
设计原始数据:
序号
翼型
根弦长度br
尖弦长度bt
展长l
后掠角A(25度弦线)
相对弦长b襟翼/b机翼
相对展长l襟翼/l机翼
偏转角As
前缘气动载荷P(襟翼展向根部)
前缘气动载荷P(襟翼展向尖部)
3
23012
1.8m
1.0m
16
0
0.35
0.25
43
450
380
襟翼截面载荷分布
图7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=1.8×0.35=0.63m
根部所受合力:
F=
+
=141.75kg/m
设主梁距前缘为acm
则F*a=
+
解得a=0.23m相对于根部弦长,位于36.5%处
以襟翼尖部截面为研究对象,b尖=1×0.35=0.35m
尖部所受合力
F=
+
=66.5kg/m
设主梁距前缘为bcm
则F*b=
+
解,得b=0.133m相对于尖部弦长,位于38%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36%到38%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=16×0.25=4m,单位展向长度截面所受合力
F=0.5×b截×P截=0.5×(-
)×(-
)
=0.6125t2-21.2625t+141.75(0≤t≤4,t=0对应于襟翼根部)
载荷沿展向分布大致如下
图8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9襟翼在设计载荷下的剪力图图10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:
得到集中力的作用点
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:
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、认为只有主梁承受正应力,简化
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。
图11载荷简化
简化后的截面图见下面。
*
:
,
;Q由前面的剪力图读取。
,
,
于是:
{
*
其中
,这里,
,
综上所述:
,前缘蒙皮的剪流为:
主梁腹板上的剪流为:
三、襟翼结构的设计
图12襟翼结构
由前面载荷计算的假设,我们大致知道了所要设计的襟翼的轮廓。
襟翼上的气动载荷与机翼上的相比,是相当小的。
小飞机的襟翼一般采用单梁式结构,采用较强的前缘闭室,后缘采用铝蜂窝结构。
如图十二。
这样的襟翼工艺性较好,配重可以布置于前缘闭室中,且后部较轻,有利于配平。
右图是襟翼形式的初定:
前缘蒙皮做得比后闭室蒙皮稍厚一些,后闭室仅起维形作用。
各个部分都由铆钉铆接。
前缘闭室布置八个肋,如图十三。
翼肋后端翻边接主梁。
图13整体结构
襟翼两端悬挂接头与主梁一体成型,
还有一个问题,就是襟翼前缘的中部还有一个悬挂接头。
这里的蒙皮存在开口区不能传递剪流的问题。
我们在主梁后面布置一对斜肋。
斜肋与主梁构成一副三角架,可以传递扭矩。
我们给出开口区的草图:
请注意,与第一张总体布置图相比,前闭室蒙皮后面多了一上一下两块三角形带板。
阴影区即为蜂窝夹层。
斜肋与主梁,蒙皮带板都是铆接的。
四、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
在这,Q——计算截面的剪力(见前面)
h——腹板高度
——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:
材料初选LY-12M:
有
MPa,
MPa
近似认为腹板高度
(36mm)
则
出于防止失稳考虑,实际上的腹板厚度
4mm,可见气动载荷对腹板的影响很小。
B、前缘蒙皮:
把第3组数据代入剪流计算公式,得腹板剪
(SI),蒙皮剪流
(SI)
,
=110MPa
mm
故根据经验取t=3mm。
后闭室基本不参与传扭,仅从防失稳考虑,取t=2mm。
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:
抗弯截面系数
则,
以第3组数据代入:
MPa(LY-12M)
这样,缘条的宽度改由工艺性决定,取2mm。
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:
3mm
前闭室肋╳8:
2mm
主梁:
角铝:
3mm
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
代入数据得:
B、前闭室肋:
肋面积
,
图14前缘蒙皮
单个肋的质量
,
代入数据
,
8个肋共计0.2274kg。
C、主梁:
不考虑两端吊耳,简化成如图十五结构。
代入数据,
图15主梁
D、后闭室蒙皮:
共两块(一上一下),近似计算。
代入数据,
上下两片共10.08kg
E、蜂窝夹层:
一般的铝蜂窝夹层密度从25kg/m3到63kg/m3不等,如图十六。
在此取40kg/m3
代入数据
图16蜂窝夹层
F、楔形块:
未定,但为了做重心计算,作如下假设:
认为楔形块的弦向长度为襟翼弦长的1/6,也就是
。
如图十七。
那么,楔形块前端的高度
代入数据,
图17楔形块
五、零件图和装配图的绘制
见附图。
六、参考文献:
《飞行器结构学》,郦正能主编,北航出版社
《现代飞机结构综合设计》,陶梅贞主编,西工大出版社
《飞机总体设计》,顾诵芬主编,北航出版社
《飞机结构设计》,王志瑾,姚卫星主编,国防工业出版社
《飞机构造基础》,宋静波主编,航空工业出版社
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