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文檔簡介
1、<p><b> 課程設(shè)計(論文)</b></p><p> 2011年 9 月 </p><p> 院(系)名稱航空科學(xué)與工程學(xué)院</p><p> 專業(yè)名稱飛行器設(shè)計與工程</p><p> 題目名稱襟翼結(jié)構(gòu)初步設(shè)計</p><p> 學(xué)生姓名</p><p&
2、gt; 班級/學(xué)號</p><p> 指導(dǎo)教師</p><p> 成績</p><p> 本科生課程設(shè)計(論文)任務(wù)書</p><p> ?、?、課程設(shè)計(論文)題目:襟翼結(jié)構(gòu)初步設(shè)計 </p><p> Ⅱ、課程設(shè)計(論文)使用的原始資料(數(shù)據(jù))及設(shè)計技術(shù)要求: </p><p> 1 機
3、翼翼型參數(shù)(翼型,根弦長度br,尖弦長度bt,展長l,后掠角A)</p><p> 2 襟翼基本參數(shù)(相對弦長b襟翼/b機翼,相對展長 l襟翼/l機翼,偏角 As) 襟翼離翼根均為30cm;</p><p> 3 襟翼設(shè)計載荷(前緣氣動載荷P,載荷分布直線,最大載荷點距襟翼前緣5cm)</p><p> ?、?、課程設(shè)計(論文)工作內(nèi)容:</p>&
4、lt;p> 分析襟翼的常見結(jié)構(gòu)和載荷情況</p><p> 分析和確定襟翼的運動方式,畫出運動圖</p><p> 根據(jù)給定的設(shè)計載荷設(shè)計襟翼結(jié)構(gòu)。</p><p> 選擇3個以上關(guān)鍵部件進行強度分析。重量估算。</p><p> 根據(jù)設(shè)計結(jié)果,繪制襟翼的裝配圖。選擇3個以上的零件畫出零件圖。圖紙必須</p>&
5、lt;p><b> 符合規(guī)范。</b></p><p><b> 完成課程設(shè)計報告。</b></p><p> 一、襟翼的常見結(jié)構(gòu)和載荷情況:</p><p> 1.1 襟翼的常見結(jié)構(gòu):</p><p> 襟翼特指現(xiàn)代機翼邊緣部分的一種翼面形可動裝置,襟翼可裝在機翼后緣或前緣,可向下
6、偏轉(zhuǎn)向后(前)滑動,其基本效用是在飛行中增加升力。 依據(jù)所安裝部位和具體作用的不同,襟翼可分為前緣襟翼、后緣襟翼、開縫襟翼等。如圖一。</p><p> 位于機翼前緣的襟翼叫前緣襟翼。如圖二。這種襟翼廣泛用于超音速飛機上。因為超音速飛機一般采用前緣尖削,相對厚度小的薄機翼。在大迎角飛行,機翼上表面前緣就開始產(chǎn)生氣流分離,最大升力系數(shù)大大降低。大迎角飛行時,放下前緣襟翼,一方面可減小前緣與相對氣流之間的角度,使氣
7、流能夠平順地沿上翼面流過。另一方面也增大了翼切面的彎度。這樣,氣流分離就能延緩,而且最大升力系數(shù)和臨界迎角也都得到提高。屬于前緣襟翼的還有一種叫克魯格襟翼,裝在前緣下部向前下方翻轉(zhuǎn),既增大機翼面積,又增大了翼切面的彎度,所以具有很好的增升效果,構(gòu)造也很簡單。如圖三。這是最新研制的一種增升裝置。波音噴氣客機都使用了此種襟翼。 </p><p> 現(xiàn)代中型或大型客機和高速軍用飛機,為提高增升效果,往往同時采用幾種增
8、升裝置(叫組合式增升)。</p><p> 機翼上安裝后緣襟翼可以增加機翼面積,提高機翼的升力系數(shù)。襟翼的種類很多,常用的有簡單襟翼、分裂襟翼、開縫襟翼和后退襟翼等等。一般的襟翼均位于機翼后緣,靠近機身,在副翼的內(nèi)側(cè)。當(dāng)襟翼下放時,升力增大,同時阻力也增大,因此一般用于起飛和著陸階段,以便獲得較大的升力,減少起飛和著陸滑跑距離。 </p><p> 簡單襟翼的形狀與副翼相似,其構(gòu)造比較
9、簡單。簡單襟翼在不偏轉(zhuǎn)時形成機翼后緣的一部分,當(dāng)放下(即向下偏轉(zhuǎn))時,相當(dāng)于增大了機翼翼型的彎度,從而使升力增大。當(dāng)它在著陸偏轉(zhuǎn)50~60度時,大約能使升力系數(shù)增大65%~75%。 </p><p> 分裂襟翼(也稱為開裂襟翼)像一塊薄板,緊貼于機翼后緣下表面并形成機翼的一部分。如圖四。使用時放下(即向下旋轉(zhuǎn)),在后緣與機翼之間形成一個低壓區(qū),對機翼上表面的氣流有吸引作用,使氣流流速增大,從而增大了機翼上下表面
10、的壓強差,使升力增大。除此之外,襟翼下放后,增大了機翼翼型的彎度,同樣可提高升力。這種襟翼一般可把機翼的升力系數(shù)提高75%~85%。 </p><p> 它是在簡單襟翼的基礎(chǔ)上改進而成的。除了起簡單襟翼的作用外,還具有類似于前緣縫翼的作用,因為在開縫襟翼與機翼之間有一道縫隙,下面的高壓氣流通過這道縫隙以高速流向上面,延緩氣流分離,從而達到增升目的。開縫襟翼的增升效果較好,一般可使升力系數(shù)增大85%~95%。 &
11、lt;/p><p> 后退襟翼在下放前是機翼后緣的一部分,當(dāng)其下放時,一邊向下偏轉(zhuǎn)一邊向后移動,既加大了機翼翼型的彎度,又增大了機翼面積,從而使升力增大。如圖五。此外它還有開裂襟翼的效果。這種襟翼的增升效果比前三種的增升效果都好,一般可使翼型的升力系數(shù)增加110%~140%。 </p><p> 除了上面提到的四種后緣襟翼以外,還有后退開縫襟翼和后退多縫襟翼,它們的增升效果更好,但同時構(gòu)造
12、也更加復(fù)雜。</p><p> 1.2 襟翼的載荷情況:</p><p><b> A、彎矩和剪力分析</b></p><p> 本方案設(shè)計的是單縫襟翼,襟翼展長為4m,設(shè)置三個鉸支點。采用單梁式結(jié)構(gòu)。為方便計算將襟翼簡化成后緣一個多支點梁。承受著剪力、彎矩和扭矩。并將所受載荷簡化為彎矩和剪力由襟翼主梁完全承擔(dān)。而扭矩則由襟翼截面閉室全部
13、承擔(dān)。剪力由梁腹板承擔(dān),正應(yīng)力由梁的上下緣條承擔(dān)。如圖六。</p><p><b> 設(shè)計原始數(shù)據(jù):</b></p><p><b> 襟翼截面載荷分布</b></p><p> B、作用在襟翼上的分布載荷</p><p> 由給定的翼型數(shù)據(jù),最大載荷點距襟翼前緣為5cm?,F(xiàn)在要確定襟翼主梁
14、的位置,主梁應(yīng)不承受扭矩。如圖七。</p><p> 以襟翼根部截面為研究對象,b根=1.8×0.35=0.63m</p><p><b> 根部所受合力:</b></p><p> F=+=141.75kg/m</p><p> 設(shè)主梁距前緣為acm</p><p> 則F*
15、a = + </p><p> 解得 a=0.23m 相對于根部弦長,位于36.5%處</p><p> 以襟翼尖部截面為研究對象,b尖=1×0.35=0.35m</p><p><b> 尖部所受合力</b></p><p> F=+=66.5kg/m</p><p>
16、設(shè)主梁距前緣為bcm</p><p> 則F*b = + </p><p> 解,得 b=0.133m 相對于尖部弦長,位于38%處</p><p> 由于載荷沿展向為線性分布,故可以確定集中力的等效位置,大概位于各弦長的36%到38%左右處。由于差距較小,為方便計算,故選取統(tǒng)一的位置為37%處。為了減少主梁的受力,可將主梁安置與集中力載荷處,這樣受到的
17、等效扭矩可以忽略。</p><p> 選取合適的三點鉸支位置</p><p> 懸掛點數(shù)量和位置確定的基本原則是:保證使用可靠、轉(zhuǎn)動靈活、操縱面和懸臂接頭的綜合質(zhì)量輕。增加懸掛點的數(shù)量可以使操縱面受到的彎矩減小,減輕了操縱面的質(zhì)量,但增加了懸臂接頭的質(zhì)量和運動協(xié)調(diào)的難度;減少懸掛點的數(shù)目,運動協(xié)調(diào)容易,但操縱面上的彎矩大,且不符合損傷容限設(shè)計思想。在本設(shè)計案例中,因襟翼展長為全翼展長的
18、25%,且出于降低結(jié)構(gòu)靜不定度數(shù)以簡化計算的考慮,選取的懸掛點數(shù)目為3,則襟翼近似為一多支點梁受力模型,為一度靜不定問題。為避免開口區(qū)不能傳遞剪流引起的補強問題,及由此導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)重量的增加,盡量減少開口區(qū)。故將兩個懸掛點布置在襟翼兩端,置于機翼里,另一懸掛點位于襟翼展長中間位置。為保證在機翼受載發(fā)生彎曲變形時不致出現(xiàn)襟翼卡死的現(xiàn)象,故懸掛接頭一般有設(shè)計補償。即除一個接頭完全固定外,其余接頭都有設(shè)計補償,以便裝配可調(diào)和運動協(xié)調(diào)。</
19、p><p> 沿展向從襟翼根部到尖部,襟翼展長l襟翼=16×0.25=4m,單位展向長度截面所受合力</p><p> F=0.5×b截×P截=0.5×(-)×(-)</p><p> =0.6125t2-21.2625t+141.75 (0≤t≤4,t=0對應(yīng)于襟翼根部)</p><p>
20、; 載荷沿展向分布大致如下</p><p> 采用3處鉸接,如圖八</p><p> 該問題變?yōu)?度靜不定問題,利用材料力學(xué)中的力法原理,將問題轉(zhuǎn)化:解除中間鉸接,用向下的力代替其作用,約束條件為中部鉸接處位移為0。</p><p> 經(jīng)計算得剪力及彎矩圖如下:</p><p> 圖9 襟翼在設(shè)計載荷下的剪力圖
21、 圖10 襟翼在設(shè)計載荷下的彎矩圖</p><p> 二、襟翼載荷(剪流)分析</p><p> 進一步簡化襟翼截面:認為襟翼只有一根梁。則襟翼截面將只有兩個閉室。由飛行器結(jié)構(gòu)力學(xué)可知:如果前緣閉室的面積和扭轉(zhuǎn)剛度足夠大,作用在襟翼上的絕大部分扭矩將由前緣閉室承擔(dān)。</p><p> 下面,我們將按照單閉室結(jié)構(gòu),用工程梁理論計算襟翼剖面上的剪流:</p
22、><p> 首先,得把截面氣動載荷簡化成集中力,并找到它的作用點,這也是襟翼剪力在截面上的作用點。如圖十一。</p><p> 在截面x軸上取一點x0,對這點取矩:得到集中力的作用點</p><p> 把主梁布置在1/3弦長處。為保證前緣閉室的剛度,我們假設(shè)前緣蒙皮和主梁腹板都足夠厚。(根據(jù)經(jīng)驗,小飛機的襟翼的蒙皮3mm厚即可)。</p><p
23、> 計算剪流時可能還會遇上同時使用不同材料的問題。進一步簡化襟翼模型:</p><p> 1、認為襟翼是全鋁合金結(jié)構(gòu)的。主梁由一塊鋁板彎邊得到。故各部件的減縮系數(shù)Φ都等于1,放心計算!</p><p> 2、認為只有主梁承受正應(yīng)力,簡化的計算。</p><p> 3、按照結(jié)構(gòu)力學(xué)課程講義重新定義坐標(biāo)系,并忽略腹板高度與襟翼最大高度(也就是前緣直徑)之間
24、的差別。</p><p> 簡化后的截面圖見下面。</p><p> * : ,;Q由前面的剪力圖讀取。</p><p> ,, </p><p><b> 于是:{</b></p><p><b> *</b></p>&
25、lt;p><b> 其中,這里,,</b></p><p> 綜上所述:,前緣蒙皮的剪流為:</p><p> 主梁腹板上的剪流為:</p><p><b> 三、襟翼結(jié)構(gòu)的設(shè)計</b></p><p> 由前面載荷計算的假設(shè),我們大致知道了所要設(shè)計的襟翼的輪廓。襟翼上的氣動載荷與機
26、翼上的相比,是相當(dāng)小的。小飛機的襟翼一般采用單梁式結(jié)構(gòu),采用較強的前緣閉室,后緣采用鋁蜂窩結(jié)構(gòu)。如圖十二。這樣的襟翼工藝性較好,配重可以布置于前緣閉室中,且后部較輕,有利于配平。右圖是襟翼形式的初定:前緣蒙皮做得比后閉室蒙皮稍厚一些,后閉室僅起維形作用。各個部分都由鉚釘鉚接。</p><p> 前緣閉室布置八個肋,如圖十三。翼肋后端翻邊接主梁。</p><p> 襟翼兩端懸掛接頭與主梁
27、一體成型, </p><p> 還有一個問題,就是襟翼前緣的中部還有一個懸掛接頭。這里的蒙皮存在開口區(qū)不能傳遞剪流的問題。我們在主梁后面布置一對斜肋。斜肋與主梁構(gòu)成一副三角架,可以傳遞扭矩。我們給出開口區(qū)的草圖:請注意,與第一張總體布置圖相比,前閉室蒙皮后面多了一上一下兩塊三角形帶板。陰影區(qū)即為蜂窩夾層。斜肋與主梁,蒙皮帶板都是鉚接的。</p><p> 四、主要尺寸的確定及重量估算&
28、lt;/p><p> 4.1 確定主要尺寸</p><p> 襟翼主要承力部件是主梁(緣條+腹板)和前緣閉室(蒙皮+腹板)。在這一節(jié),我們只計算腹板、緣條和前緣蒙皮的尺寸。由于飛機設(shè)計手冊關(guān)于結(jié)構(gòu)設(shè)計的部分未給出具體的計算公式,忽略鉚釘孔對這些構(gòu)件造成的削弱。</p><p><b> A、腹板:</b></p><p&g
29、t;<b> 按照剪切破壞模式</b></p><p> 在這,Q——計算截面的剪力(見前面)</p><p><b> h——腹板高度</b></p><p> ——材料剪切強度極限</p><p> 按剪切失穩(wěn)破壞模式,我們查到的公式邊界條件與這里的不符,故忽略。</p>
30、<p> 因為前緣閉室可看作受純剪切:按第三強度準(zhǔn)則,有 </p><p><b> 數(shù)據(jù)代入:</b></p><p> 材料初選LY-12M:有MPa,MPa</p><p> 近似認為腹板高度(36mm)</p><p><b> 則</b></p>&
31、lt;p> 出于防止失穩(wěn)考慮,實際上的腹板厚度4mm,可見氣動載荷對腹板的影響很小。</p><p><b> B、前緣蒙皮:</b></p><p> 把第3組數(shù)據(jù)代入剪流計算公式,得腹板剪(SI),蒙皮剪流(SI)</p><p><b> ,=110MPa</b></p><p>
32、;<b> mm</b></p><p> 故根據(jù)經(jīng)驗取t=3mm。后閉室基本不參與傳扭,僅從防失穩(wěn)考慮,取t=2mm。</p><p><b> C、主梁緣條:</b></p><p> 認為彎矩全部由主梁角鋁的兩個彎邊承受。設(shè)彎邊的寬度為B。則對主梁:</p><p><b>
33、 抗彎截面系數(shù)</b></p><p><b> 則,</b></p><p> 以第3組數(shù)據(jù)代入:MPa(LY-12M)</p><p> 這樣,緣條的寬度改由工藝性決定,取2mm。</p><p> 質(zhì)量平衡及鉸鏈位置的計算</p><p> 質(zhì)量平衡可以減少襟翼與翼面
34、耦合顫振的可能性。通常襟翼鉸鏈位置靠前,靜力平衡要求在襟翼前緣加配重。下圖我們重申一下襟翼的構(gòu)成(為簡化計算,忽略了斜肋)。</p><p> 前緣閉室:前緣蒙皮:3mm</p><p> 前閉室肋╳8:2mm</p><p><b> 主梁:角鋁:3mm</b></p><p> 后閉室:后緣蒙皮2mm<
35、/p><p><b> 斜肋╳2:2mm</b></p><p> 蜂窩夾層:ρ=40kg/m2</p><p><b> 楔形塊</b></p><p> 除蜂窩夾層外,其余部件材料都是LY-12, ρ=2700kg/m2</p><p><b>
36、 4.2 質(zhì)量估算:</b></p><p><b> A、前緣蒙皮:</b></p><p> 忽略中央鉸鏈開口和補強斜肋用的帶板,忽略后緣角。如圖十四。前緣蒙皮質(zhì)量</p><p><b> 代入數(shù)據(jù)得:</b></p><p><b> B、前閉室肋:</b
37、></p><p><b> 肋面積,</b></p><p><b> 單個肋的質(zhì)量,</b></p><p><b> 代入數(shù)據(jù),</b></p><p> 8個肋共計0.2274kg。</p><p><b> C、主梁:
38、</b></p><p> 不考慮兩端吊耳,簡化成如圖十五結(jié)構(gòu)。</p><p><b> 代入數(shù)據(jù),</b></p><p><b> D、后閉室蒙皮:</b></p><p> 共兩塊(一上一下),近似計算。</p><p><b> 代入
39、數(shù)據(jù),</b></p><p> 上下兩片共10.08kg</p><p><b> E、蜂窩夾層:</b></p><p> 一般的鋁蜂窩夾層密度從25kg/m3到 63 kg/m3 不等,如圖十六。在此取40 kg/m3 </p><p><b> 代入數(shù)據(jù)</b></
40、p><p><b> F、楔形塊:</b></p><p> 未定,但為了做重心計算,作如下假設(shè):認為楔形塊的弦向長度為襟翼弦長的1/6,也就是。如圖十七。那么,楔形塊前端的高度</p><p><b> 代入數(shù)據(jù),</b></p><p> 五、零件圖和裝配圖的繪制</p>&l
41、t;p><b> 見附圖。</b></p><p><b> 六、參考文獻:</b></p><p> 《飛行器結(jié)構(gòu)學(xué)》,酈正能主編,北航出版社</p><p> 《現(xiàn)代飛機結(jié)構(gòu)綜合設(shè)計》,陶梅貞主編,西工大出版社</p><p> 《飛機總體設(shè)計》,顧誦芬主編,北航出版社</
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