后掠机翼大梁设计说明书目录一、 任务二、 原始数据三、 大梁尺寸初步计算四、 外载荷计算五、 翼梁材料选择六、 确定大梁剖面尺寸七、 缘条连接位置确定八、 接头设计九、 铆钉与螺栓设计十、 全机总重十一、 零件加工工艺十二、 参考书目录一、任务1. 外载荷计算；2. 选定机翼的受力型式，进行结构布置；3. 对机翼进行总体强度设计计算；4. 设计大梁，绘制大梁装配图和零件图二、原始数据=5.5（最大过载系数）𝑁𝑚𝑎𝑥=2550 公斤（全机总重）𝐺0=1400 公里 /小时（H=5000 公尺）𝑉𝑚𝑎𝑥S=9 （机翼面积，包括机身覆盖部分）米 2L=5.4 米（机翼翼展）B=1.2 米（机身宽度）=2.800 米（在机身对称轴上）𝑏根η=3.5（跟梢比）λ=2.77（展弦比）χ= （在机翼弦线 1/4 处的连线与飞机对称面的垂线之间的夹角）55Φ=- （下反角）2α= （安装角）00.27 米（一对副翼面积）𝑆副=0.800 米（副翼展长，一个机翼上）𝐿副f=1.5（安全系数）翼型数据 NACA 64-0066——第六族4——最大相对厚度大致在 40％的弦线处006——最大相对厚度 6％①前缘半径 r=0.256②翼型为顺气流方向。
X=X6/100;Y=Y6/100X 0 0.5 0.75 1.25 2.5 5.0 7.5 10 15Y 0 0.495 0.596 0.754 1.024 1.405 1.692 1.928 2.298X 20 25 30 35 40 45 50 55 60Y 2.572 2.772 2.907 2.981 2.995 2.919 2.775 2.575 2.331X 65 70 75 80 85 90 95 100Y 2.050 1.740 1.412 1.072 0.737 0.423 0.157 0三、大梁尺寸初步计算本课设课题题目是后掠翼机翼大梁，根据载荷的大小故采用单梁式机翼结构由于任务书采用 NACA64-006 翼型，故将翼梁布置在机翼 40%弦线上数据计算如下：1. 𝑏梢 =𝑏根n =0.8m2． 得：b连接 -b梢b根 -b梢 =L2-d机身 2L2 b连接 =2.35m3． 得：Y40%X100%=Y连接b连接 Y连接 =0.07038m4． 得：Y40%X100%=Y梢b梢 Y梢 =0.02107m5． H根 =2Y连接 -2mm=138.76mm6． （假设机翼蒙皮为 H梢 =2Y梢 -2mm=40.15mm1mm）7. X40%=52.7。
8． 3.47m 𝐿实 =机翼外型如下：四、外载荷计算升力 单𝑌=𝑁𝑚𝑎𝑥×𝐺0×𝑓=5.5×2550𝑘𝑔×9.8𝑘𝑔/𝑚2×1.5≈206.17𝑘𝑁位面积机翼载荷：𝑌𝑆=206.179 =22.9𝐾𝑁𝑚单位机翼面积： 2100∗800+23202 =3.276𝑚2单个机翼设计载荷：P= 22.9∗3.276=75𝐾𝑁假设机翼上的载荷由机身对称面沿展向均匀分布，大小与机翼弦长成正比，故机翼梢部均布载荷为 ，则翼根部均布载荷为 𝑞𝑁𝑚 2𝑝𝑞𝑁𝑚得：𝑃=𝐿∗𝑞+2𝑝𝑞2 𝑞=11.08𝐾𝑁载荷引起的剪力和弯矩主要由翼梁承受，下面给出翼梁上剪力和弯矩变化的表达式和示意图剪力图：（单位 KN）210m0弯矩图：（单位 KN/m） 210m0轴力：（单位 KN）𝑁=𝑀(𝐾∗𝐻) (𝐻为 梁高， 𝐾=0.85~0.95） 五、翼梁材料选择本设计方案的梁为组合式结构，梁腹板，梁根部缘条，梁梢部缘条采用不同的材料和加工工艺制造，最后装配成翼梁，这样具有制造简单，适用于初步设计机型梁腹板选用 LY12，LY12 具有较多的比强度（15* mm） ，是制造高强度结105构件的理想材料，它的 ，𝜎𝑏=420𝑀𝑝𝑎𝜏𝑏=265𝑀𝑝𝑎梁根部缘条选用 ，考虑到梁根部缘条（包括耳片）受力较大，30𝐶𝑟𝑀𝑛𝑆𝑖𝐴而且结构高度受到限制，所以选用高强度材料较为合理，同时考虑到接头采用模锻毛坯和焊接的需要，材料必须具有良好的可锻性和可焊性。
综上优点，选用 ，其30𝐶𝑟𝑀𝑛𝑆𝑖𝐴𝜎𝑏=1200𝑀𝑝𝑎梁梢根部缘条选用 LC4，LC4 相比于 LY12 有更多的比强度（21.4* ）106𝑚𝑚和抗剪比强度（20.41* mm） ，考虑到梢部缘条相比根部受剪较小，但仍为重105要部件，承受轴力，故用 LC4 材料，其 𝜎𝑏=600𝑀𝑝𝑎六、确定大梁剖面尺寸从弯矩图和剪力图中可以判断根部受力是最大的，所以把它作为一个危险截面，这个截面的内力为：Mmax= Qmax= 79.8KN𝑀𝑥=3.47=114.68𝐾𝑁𝑄𝑥=3.47=梁截面形状为工字型，它有较高的相对抗弯剖面系数，因而有很好的结构重量特性，而且也便于装配，是一种理想的的选择考虑到组合式梁，缘条设计为 T 型截面，其下端主要用于腹板搭接固定，计算时忽略该部分的抗弯确定剖面主要尺寸，H、b、 𝛿1、 𝛿2：剖面强度要求为：𝜎=𝑀𝑊≤𝜎𝑏𝜏=𝑄𝐻𝜎2≤𝜏𝑏确定腹板厚度：故取腹板厚度为 3mm𝜎2≥𝑄𝐻𝜏𝑏=2.17𝑚𝑚确定 b、 ：𝛿1 因此 𝑊=𝑏（ 𝐻‒ℎ） ℎ2𝐻 𝜎𝑚𝑎𝑥= 𝑀𝐻𝑏（ 𝐻‒ℎ） ℎ2由设计手册可知 考虑到该梁剖面高度较大，受力较小，ℎ≈（ 0.85~0.98） 𝐻应取上限。
代入数据得 b 的范围在 ，取 b=100mm 则38.2𝑚𝑚~89.6𝑚𝑚𝛿1=8𝑚𝑚七、缘条连接位置确定为了保证梁具有较好的结构重量特性，满足强度刚度要求，采用两种材料的缘条组合而成，以下确定连接位置计算采用 LC4 材料制造缘条在不同位置所需的宽度 ，计算得到𝑏= 𝑀𝐻𝜎𝑏（ 𝐻‒ℎ） ℎ2各点处的 b 值考虑到根部缘条 b=100mm，故在距根部 850 900 处连接是理想~的，但是用螺栓式铆钉连接两种材料会对连接区有削弱，所以应增加连接处距根部距离取 Y=1000 是合理的八、 接头设计采用垂直耳片，考虑到飞机大梁轴线与对接框平面内的夹角较大时，采用垂直耳片可避免耳片局部弯曲材料选用合金钢 30CrMnSiA（ =1600MPa； =920MPa）𝜎𝑏 𝜏𝑏耳片俯视图如图：（单位：mm）𝜏=𝑁14𝜋𝑑2𝑑= 𝑁14𝜋𝜏= 407359𝑁14𝜋×920𝑀𝑃𝑎≈24𝑚𝑚取 d=30mm设 R=30mm𝜏=𝑁14𝜋𝑑2= 407359𝑁(30𝑚𝑚‒15𝑚𝑚)×40𝑚𝑚=679𝑀𝑃𝑎<920𝑀𝑃𝑎满足要求。
耳片厚度：𝛿𝑗𝑖=𝐾𝜎𝑏=1100𝑀𝑝𝑎取厚度为 15mm𝛿=𝑁𝑑𝛿𝑗𝑖=12.5𝑚𝑚耳片深度： R+倒圆角半径=30+5=35mm九、 铆钉与螺栓设计1. 连接件的螺栓设计𝑁=𝑀ℎ=114.68𝑘𝑁128.5𝑚𝑚=892𝐾𝑁螺栓选用 M14，材料为 30CrMnSiA,[Q]=104900N𝑛=𝑁[𝑄]=8.5取 n=102. 缘条与腹板的铆钉设计选用 M5,材料为 ML10,[Q]=6560Nℎ𝑥𝑥=89.25𝑚𝑚𝑄=58𝑘𝑁𝑞=𝑄ℎ𝑥𝑥=650𝑁/𝑚𝑚𝑛=𝑞𝑙[𝑄]=650𝑁/𝑚𝑚×200𝑚𝑚6560𝑁≈20取 n=203. 连接件的铆钉设计选用 M6,材料为 30CrMnSiA, [Q]=19900N𝑄=100𝑘𝑁2 =50𝑘𝑁𝑄[𝑄]=50𝑘𝑁19900𝑁≈3n 取 3十、重量计算1. 粱腹板的重量查表得：LY12 的密度是 ，其体积质量分别为：2.8×103𝑘𝑔𝑚3𝑉=3470×4×81×10‒9=11.2×10‒4𝑚3𝑚=𝜌𝑉=2.8×103𝑘𝑔𝑚3×11.2×10‒4𝑚3=3.1𝑘𝑔2. 梁缘条的重量（包括梁的接头）查表得：合金钢的密度是 ，每个缘条（凸台除外）体积质7.85×103𝑘𝑔𝑚3量分别为：𝑉=3470×77.5×5×10‒9=1.34×10‒3𝑚3𝑚=𝜌𝑉=7.85×103𝑘𝑔𝑚3×1.34×10‒3𝑚3=10.5𝑘𝑔每个凸台的体积质量分别为：𝑉=3470×9.5×2×10‒9=0.065×10‒3𝑚3𝑚=𝜌𝑉=7.85×103𝑘𝑔𝑚3×0.065×10‒3𝑚3=0.50𝑘𝑔梁缘条的总质量为： 𝑚梁 =(10.5+0.50)×2=22𝑘𝑔3. 接头耳片的质量接头采用合金钢，耳片的总体积为：𝑉=3.14×(30‒15)2×40×4×10‒9=3.4×10‒4𝑚3所以耳片总质量为： 𝑚=𝜌𝑉=7.85×103𝑘𝑔𝑚3×3.4×10‒4𝑚3=2.7𝑘𝑔4. 单个大梁的总质量𝑚总 =3.1+22+2.7=27.8𝑘𝑔十一、零件加工工艺腹板：板材切割 翼根缘条：模锻翼梢缘条：铣切十二、参考书目录-魏志毅 飞机零构件设计 南京航空航天大学 1991[1]飞机设计手册 国防工业出版社 1983[2] ≪飞 机 结 构 设计 ≫委 员 会刘苏 工程图学基础教程 科学出版社 2001[3]。