课程设计报告飞机襟翼设计

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1、院（系）名称专业名称题目名称学生姓名班级/学号指导教师成绩王立峰课程设计 （论文 ）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2012 年 9 月本科生课程设计（论文）任务书I、课程设计（论文）题目：襟翼结构初步设计一II、课程设计（论文）使用的原始资料（数据）及设计技术要求: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/b襟翼机翼相对 展长 l襟翼 /I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

2、展向尖 部）823012.41.518100.300.253850750651、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。、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

3、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

4、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

5、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。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

6、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 3。 设计原始数据：Beijing university or Aeronautics and Astronautics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1襟翼/I 机 mm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

7、 向尖 部）8230162.41.518100.300.2535850750襟翼截面载荷分布由给定的翼型数据，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 =2, 4X0.30=0.72m根设主梁距前缘为 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 =1.5X0.30=0.45m尖尖部所受合力解，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

8、 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

9、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1=18X0.25=4.5m，单位展向长度截襟翼面所受合力F=0.5Xb XP =0.5X0.25*v(0.72-0.3)t+4*0.72X(850t+750)截截=44.6 t2 +345t+270(0WtW4, t=0 对应于襟翼根部)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：解经计算得剪力及弯矩图如下：9J20101040,31.522

10、.5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 到集中力的作用点x二b - 口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

11、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15页Q共图8：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1、2、认为只有主梁承受正应力，简化 S 的计算。x3、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。荷简化简化后的截面图见下面。q 二 q + qQ0Q* q =k S : JQJ xoxox=2 A , k = 1 ； Q由前面的剪力图读取。S 二 0 ,x ,1 2=S,34x,45S 二 0x,52于是：Q濛皮dq = 0Q,腹板M b q p ds* q = T Qo

12、0其中气=Qychord30 二 2S加 d 2闭室4 +2d综上所述：二忍+ 0，前缘蒙皮的剪流为:前蒙=-d+d2(chord主梁腹板上的剪流为：q腹板Q(e -+ d2(chord)-d/2 +孚(chord,d/2I 3 丿图 10图 114.1 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t，旦h !b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

13、式边界条件与这里的不符，故忽略。T = b因为前缘闭室可看作受纯剪切：按第三强度准则，有b 2 数据代入：Q 二 12 NmaxT = b = 110 材料初选 LY-12M：有b 二 220 MPa, b 2 MPa b22近似认为腹板高度h沁3d二3 x 0.054二0.043m （36mm）则 t = 2.53mm腹板hTb出于防止失稳考虑，实际上的腹板厚度腹板3mm，可见气动载荷对腹板的影响很小。B、前缘蒙皮:把第8组数据代入剪流计算公式，得腹板剪q二4200 (SI),蒙皮剪流maxq = 3879(SI)4200 / T 1 1 t= 0.46mm这样，缘条的宽度改由工艺性决定，取5mm。前，静力平衡要求在襟翼前缘加配重化计算，忽略了斜肋)。