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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)。