ก่อนที่จะพิจารณาว่าการยกปีกเครื่องบินคืออะไรและจะคำนวณอย่างไร เราจะจินตนาการว่าเครื่องบินโดยสารเป็นจุดสำคัญที่เคลื่อนที่ไปตามวิถีที่แน่นอน หากต้องการเปลี่ยนทิศทางหรือแรงการเคลื่อนที่นี้ จำเป็นต้องเร่งความเร็ว มันมีสองประเภท: ปกติและวงสัมผัส อันแรกมีแนวโน้มที่จะเปลี่ยนทิศทางของการเคลื่อนที่ และอันที่สองส่งผลต่อความเร็วของการเคลื่อนที่ของจุด ถ้าเราพูดถึงเครื่องบิน ความเร่งของมันถูกสร้างขึ้นเนื่องจากแรงยกของเครน ลองมาดูแนวคิดนี้ให้ละเอียดยิ่งขึ้น

แรงยกเป็นส่วนหนึ่งของแรงแอโรไดนามิก มันจะเพิ่มขึ้นอย่างรวดเร็วเมื่อมุมการโจมตีเปลี่ยนไป ดังนั้นความคล่องแคล่วของเครื่องบินจึงขึ้นอยู่กับแรงยกโดยตรง

แรงยกของปีกเครื่องบินคำนวณโดยใช้สูตรพิเศษ: Y= 0.5 ∙ Cy ∙ p ∙ V ∙ 2∙ S.

1. Cy คือค่าสัมประสิทธิ์การยกของปีกเครื่องบิน
2. บริเวณปีก S
3. P คือความหนาแน่นของอากาศ
4. V – ความเร็วการไหล

อากาศพลศาสตร์ของปีกเครื่องบินซึ่งส่งผลต่อปีกเครื่องบินในระหว่างการบิน คำนวณโดยนิพจน์ต่อไปนี้:

F= c ∙ q ∙ S โดยที่:

• C คือปัจจัยด้านรูปร่าง
• S – พื้นที่;
• q คือความดันความเร็ว

ควรสังเกตว่านอกเหนือจากปีกแล้ว แรงยกยังถูกสร้างขึ้นโดยใช้ส่วนประกอบอื่น ๆ ได้แก่ หน่วยหางแนวนอน

ผู้ที่สนใจด้านการบิน โดยเฉพาะประวัติศาสตร์ จะทราบดีว่าเครื่องบินลำนี้บินขึ้นครั้งแรกในปี 1903 หลายคนสนใจคำถามนี้: ทำไมสิ่งนี้ถึงเกิดขึ้นช้ามาก? เหตุใดสิ่งนี้จึงไม่เกิดขึ้นก่อนหน้านี้? ประเด็นก็คือนักวิทยาศาสตร์สับสนมานานแล้วว่าจะคำนวณแรงยกและกำหนดขนาดและรูปร่างของปีกเครื่องบินได้อย่างไร

หากเราใช้กฎของนิวตัน แรงยกจะเป็นสัดส่วนกับมุมโจมตีต่อกำลังสอง ด้วยเหตุนี้ นักวิทยาศาสตร์หลายคนจึงเชื่อว่าเป็นไปไม่ได้เลยที่จะประดิษฐ์ปีกเครื่องบินที่มีช่วงปีกเล็กแต่มีสมรรถนะที่ดี เมื่อสิ้นสุดศตวรรษที่ 19 สองพี่น้องตระกูลไรท์จึงตัดสินใจสร้างโครงสร้างขนาดเล็กที่มีแรงยกตามปกติ

การจัดตำแหน่งเครื่องบิน

อะไรมีอิทธิพลต่อการบินขึ้นสู่อากาศของเครื่องบิน?

หลายๆ คนกลัวที่จะบินบนเครื่องบิน เพราะพวกเขาไม่รู้ว่ามันบินอย่างไร อะไรเป็นตัวกำหนดความเร็ว ระดับความสูงที่จะบินขึ้นไป และอื่นๆ อีกมากมาย หลังจากศึกษาเรื่องนี้แล้ว บางคนก็เปลี่ยนใจ เครื่องบินขึ้นได้อย่างไร? ลองคิดดูสิ

เมื่อมองดูปีกเครื่องบินให้ใกล้ขึ้นจะเห็นว่ามันไม่แบน ส่วนล่างเรียบและส่วนบนนูน ด้วยเหตุนี้ เมื่อความเร็วของเครื่องบินเพิ่มขึ้น ความกดอากาศบนปีกจึงเปลี่ยนไป เนื่องจากความเร็วการไหลต่ำกว่า ความดันจึงเพิ่มขึ้น และเมื่อความเร็วเพิ่มขึ้นที่ด้านบน ความดันก็จะลดลง เนื่องจากการเปลี่ยนแปลงดังกล่าว เครื่องบินจึงถูกดึงขึ้น ความแตกต่างนี้เรียกว่าการยกปีกเครื่องบิน หลักการนี้กำหนดโดย Nikolai Zhukovsky เมื่อต้นศตวรรษที่ 20 ในระหว่างความพยายามครั้งแรกที่จะส่งเรือขึ้นไปในอากาศ หลักการ Zhukovsky นี้ได้ถูกนำไปใช้ เรือปัจจุบันบินด้วยความเร็ว 180-250 กม./ชม.

ความเร็วของเครื่องบินขณะบินขึ้น

เมื่อเครื่องบินบินขึ้นความเร็ว มันจะลอยขึ้นโดยตรง ความเร็วในการบินขึ้นจะแตกต่างกันไปและขึ้นอยู่กับขนาดของเครื่องบิน อิทธิพลที่สำคัญอีกประการหนึ่งคือโครงร่างของปีก เช่น มีชื่อเสียง TU-154 บินด้วยความเร็ว 215 กม./ชม. และโบอิ้ง 747-270 กม./ชม. แอร์บัส เอ มีความเร็วบินต่ำกว่าเล็กน้อยที่ 380-267 กม./ชม.

หากเราใช้ข้อมูลโดยเฉลี่ย สายการบินในปัจจุบันจะบินด้วยความเร็ว 230-240 กม./ชม. อย่างไรก็ตาม ความเร็วอาจแตกต่างกันเนื่องจากการเร่งความเร็วของลม น้ำหนักเครื่องบิน สภาพอากาศ รันเวย์ และปัจจัยอื่นๆ

ความเร็วในการลงจอด

ควรสังเกตว่าความเร็วในการลงจอดนั้นแปรผันเช่นเดียวกับความเร็วในการบินขึ้น อาจแตกต่างกันไปขึ้นอยู่กับรุ่นของสายการบิน พื้นที่ใด ทิศทางลม ฯลฯ แต่ถ้าเราเอาข้อมูลมาเฉลี่ยแล้วเครื่องบินจะลงจอดด้วยความเร็วเฉลี่ย 220-240 กม./ชม. เป็นที่น่าสังเกตว่าความเร็วลมคำนวณโดยสัมพันธ์กับอากาศ ไม่ใช่พื้นดิน

ความสูงของเครื่องบิน

หลายคนสนใจคำถาม: ความสูงของเที่ยวบินของสายการบินคือเท่าไร? ต้องบอกว่าในกรณีนี้ไม่มีข้อมูลเฉพาะเจาะจง ความสูงอาจแตกต่างกันไป หากเราใช้ตัวบ่งชี้โดยเฉลี่ยแล้วเครื่องบินโดยสารจะบินที่ระดับความสูง 5-10,000 เมตร เครื่องบินโดยสารขนาดใหญ่บินที่ระดับความสูงที่สูงขึ้น - 9-13,000 เมตร หากเครื่องบินมีระดับความสูงเกิน 12,000 เมตร แสดงว่าเครื่องบินเริ่มล้มเหลว เนื่องจากอากาศเบาบางจึงไม่มีแรงยกตามปกติและขาดออกซิเจน นั่นคือเหตุผลที่คุณไม่ควรบินสูงเกินไปเนื่องจากมีความเสี่ยงที่เครื่องบินจะตก เครื่องบินมักบินได้ไม่เกิน 9,000 เมตร เป็นที่น่าสังเกตว่าระดับความสูงที่ต่ำเกินไปส่งผลเสียต่อการบิน ตัวอย่างเช่น คุณไม่สามารถบินได้ต่ำกว่า 5,000 เมตร เนื่องจากมีความเสี่ยงที่จะขาดออกซิเจนซึ่งส่งผลให้กำลังเครื่องยนต์ลดลง

อะไรที่ทำให้เที่ยวบินเครื่องบินถูกยกเลิก?

• ทัศนวิสัยต่ำเมื่อไม่มีหลักประกันว่านักบินจะสามารถลงจอดเครื่องบินในตำแหน่งที่ถูกต้องได้ ในกรณีนี้ สายการบินอาจมองไม่เห็นรันเวย์ซึ่งอาจส่งผลให้เกิดอุบัติเหตุได้
• สภาพทางเทคนิคของสนามบิน มันเกิดขึ้นที่อุปกรณ์บางอย่างที่สนามบินหยุดทำงานหรือมีความผิดปกติในการทำงานของระบบใดระบบหนึ่งหรือระบบอื่นอันเนื่องมาจากอาจมีการกำหนดเที่ยวบินใหม่
• สภาพของนักบินเอง เกิดขึ้นมากกว่าหนึ่งครั้งที่นักบินไม่สามารถควบคุมการบินได้ในเวลาที่เหมาะสมและจำเป็นต้องเปลี่ยนเครื่องใหม่ ไม่เป็นความลับเลยที่เครื่องบินลำหนึ่งมีนักบินสองคนเสมอ ด้วยเหตุนี้จึงต้องใช้เวลานานพอสมควรในการหานักบินผู้ช่วย ดังนั้นเที่ยวบินอาจจะดีเลย์เล็กน้อย

เครื่องบินสามารถบินได้หากมีการเตรียมการอย่างเต็มที่และภายใต้สภาพอากาศเอื้ออำนวยเท่านั้น การตัดสินใจส่งจะกระทำโดยผู้บัญชาการเครื่องบิน เขามีความรับผิดชอบอย่างเต็มที่ในการตรวจสอบให้แน่ใจว่าเครื่องบินจะบินได้อย่างปลอดภัย

ติดต่อกับ

1. การเลือกเครื่องบินต้นแบบ

เครื่องบิน MiG-3 ได้รับเลือกให้เป็นเครื่องบินต้นแบบ

รูปที่ 1 มุมมองทั่วไปของเครื่องบิน Mig-3

1.1 คำอธิบายของปีก MiG-3 KSS

ปีกประกอบด้วยสามส่วน: ส่วนตรงกลางที่เป็นโลหะทั้งหมดและคอนโซลไม้สองอัน

ปีกมีโปรไฟล์ Clark YH มีความหนา 14-8% การกวาดปีกคือ +1 องศา และ V ตามขวางคือ 5° บน MiG-1 และ 6° บน MiG-3 อัตราส่วนปีก 5.97

ส่วนตรงกลางที่เป็นโลหะทั้งหมด (ดูราลูมิน) มีโครงสร้างที่ประกอบด้วยสปาร์หลัก สปาร์เสริมสองอัน และซี่โครงสิบซี่ สปาร์หลักมีผนังดูราลูมินหนา 2 มม. พร้อมโครงเสริมและหน้าแปลนทำจากเหล็ก 30KhGSA ในหน้าตัด เสากระโดงเป็นแบบไอบีม เสากระโดงเสริมมีการออกแบบที่คล้ายกัน ผิวส่วนบนของส่วนกลางเสริมด้วยคานห้าเส้น โครงสร้างทั้งหมดเชื่อมต่อกันด้วยหมุดย้ำ ระหว่างสมาชิกด้านหน้าและด้านข้างหลักมีช่องล้อ ซี่โครงบริเวณซุ้มล้อได้รับการเสริมความแข็งแกร่ง ระหว่างสปาร์หลักและด้านหลังมีช่องที่มีถังเชื้อเพลิงสองถัง แต่ละถังมีความจุ 150 ลิตร (บนต้นแบบ I-200 มีถัง 75 ลิตร) ตัวถังทำจากโลหะผสม AMN และมีผนังปิดผนึกในตัว ยกเว้นซีรีส์แรก ผิวส่วนกลางใต้ถังสามารถถอดออกได้และเสริมด้วยโครงแบบหมุดย้ำ แผงถูกยึดด้วยสกรูหกมิลลิเมตร การเชื่อมต่อระหว่างส่วนตรงกลางและโครงลำตัวสามารถถอดออกได้ ซึ่งทำให้การซ่อมรถง่ายขึ้น

คอนโซลปีกเป็นไม้ การออกแบบประกอบด้วยสปาร์หลัก สปาร์เสริม 2 ซี่ และซี่โครง 15 ซี่ เสากระโดงหลักเป็นรูปกล่อง ส่วนตรงกลางมี 7 ชั้น ส่วนปลายมีไม้อัดสนหนา 4 มม. 5 ชั้น ชั้นวางที่มีความกว้าง 14-15 มม. ทำจากไม้เดลต้า ความกว้างของสปาร์ที่ส่วนตรงกลางคือ 115 มม. ที่ปลาย - 75 มม.

เสากระโดงเสริมรูปกล่องมีผนังทำจากไม้อัดเบิร์ชที่มีความหนา 2.5 ถึง 4 มม. ใช้กาวเคซีน สกรู และตะปูเพื่อเชื่อมต่อโครงกับผิวหนังปีก ขอบนำของปีกถูกปิดบางส่วนด้วยไม้อัดหนา และระหว่างซี่โครงที่หนึ่งและที่หกนั้นมีแผ่นปิดที่ทำจากแผ่นดูราลูมินติดอยู่กับกรอบด้านในด้วยสกรู จากด้านนอกปีกทั้งหมดถูกคลุมด้วยกันสาดและเคลือบด้วยวานิชไม่มีสี เครื่องบินรุ่นต่อมามีแผ่นโลหะติดอยู่ที่ขอบนำ

ที่ด้านล่างของคอนโซลไม้มีจุดยึดสำหรับแขวนอาวุธ รูบริการ และทางระบายน้ำจำนวนมาก

คอนโซลเชื่อมต่อกับส่วนตรงกลางที่สามจุด หนึ่งจุดในแต่ละเสากระโดง การเชื่อมต่อถูกปิดด้วยแถบอลูมิเนียม

ปีกนกแบบ Schrenk ประกอบด้วยสี่ส่วน: สองส่วนใต้ส่วนตรงกลางและอีกสองส่วนใต้คอนโซล ปีกโลหะทั้งหมดมีการเสริมแรงตามขวางที่จุดเชื่อมต่อกับซี่โครงและคานหนึ่งอัน องค์ประกอบพนังทั้งหมดเชื่อมต่อกันด้วยหมุดย้ำ พนังถูกบานพับไปที่เสากระโดงหลัง ปีกนกถูกขับเคลื่อนด้วยตัวขับเคลื่อนแบบนิวแมติก โดยมีตำแหน่งคงที่สองตำแหน่ง: 18 องศา และ 50 องศา พื้นที่พนังคือ 2.09 ตร.ม.

ปีกนกแบบทอดที่มีการชดเชยตามหลักอากาศพลศาสตร์ โครงเหล็กหุ้มผ้า (ผ้า ACT-100) ปีกนกแต่ละอันประกอบด้วยสองส่วนบนแกนร่วม ยึดไว้ที่สามจุด การแยกนี้ช่วยอำนวยความสะดวกในการทำงานของปีกนกในกรณีที่ปีกเริ่มเปลี่ยนรูปเนื่องจากการบรรทุกเกินพิกัดมากเกินไป มีบาลานเซอร์เหล็กอยู่ที่ปีกด้านซ้าย ปีกเครื่องบินเอียงขึ้น 23 องศาและลดลง 18 องศา พื้นที่ปีกเครื่องบินทั้งหมดคือ 1,145 ตารางเมตร

วงจรกำลังปีกเครื่องบิน

2. การกำหนดลักษณะทางเรขาคณิตและมวลของเครื่องบิน

เนื่องจากน้ำหนักของปีกจะถูกคำนวณโดยใช้โปรแกรม NAGRUZ.exe เราจึงจำเป็นต้องมีข้อมูลบางอย่างเกี่ยวกับรูปทรงและน้ำหนักของเครื่องบิน

 ความยาว: 8.25 ม

 ปีกกว้าง : 10.2 ม

 ความสูง: 3.325 ม

 พื้นที่ปีก: 17.44 ตร.ม

 ประวัติปีก: คลาร์ก วายเอช

 อัตราส่วนปีก: 5.97

 น้ำหนักเครื่องเปล่า : 2,699 กก

 น้ำหนักบินขึ้นปกติ: 3355 กก

· มีปืนกลใต้ปีก : 3510 กก

 มวลเชื้อเพลิงในถังภายใน: 463 กก

 ปริมาตรถังน้ำมันเชื้อเพลิง: 640 ลิตร

 โรงไฟฟ้า: AM-35A ระบายความร้อนด้วยของเหลว 1 ×

 กำลังเครื่องยนต์: 1 × 1,350 ลิตร กับ. (1 × 993 กิโลวัตต์ (บินขึ้น))

 ใบพัด: VISH-22E สามใบ

 เส้นผ่านศูนย์กลางของสกรู: 3 ม

คอร์ดรูต [2.380ม.]

จบคอร์ด

ปีกกว้าง

ปัจจัยด้านความปลอดภัย

น้ำหนักการบินขึ้น

การทำงานเกินพิกัด

มุมกวาดตามแนวคอร์ดส่วนปีก

ความหนาสัมพัทธ์ของโปรไฟล์ในส่วนราก

ความหนาสัมพัทธ์ของโปรไฟล์ที่ส่วนท้าย

น้ำหนักปีก

จำนวนถังเชื้อเพลิงในปีก

ความถ่วงจำเพาะของเชื้อเพลิง

พิกัดสัมพัทธ์ของจุดเริ่มต้นของถังคอร์ด

พิกัดสัมพัทธ์ของคอร์ดท้ายรถถัง

คอร์ดเริ่มต้นของรถถัง

จบคอร์ดของรถถัง

ระยะห่างจากแกนตามเงื่อนไขถึงเส้นกึ่งกลาง เชื้อเพลิงในส่วนรากและส่วนปลายของปีก [1.13m; 0.898 ม.]

จำนวนหน่วย

พิกัดสัมพัทธ์ของหน่วย

ระยะห่างจากแกนตามเงื่อนไขถึงจุดศูนย์ถ่วง หน่วย

ระยะห่างจากแกนตามเงื่อนไขถึงเส้นกึ่งกลาง ที่โคนและปลายปีก [0.714m; 0.731ม.]

ระยะห่างจากแกนตามเงื่อนไขถึงเส้นกึ่งกลาง ที่โคนและปลายปีก

ระยะห่างจากแกนตามเงื่อนไขถึงเส้นกึ่งกลาง ที่โคนและปลายปีก

หน่วยน้ำหนัก

การหมุนเวียนปีกสัมพัทธ์ 11 ค่า:

มวลของปีกประมาณ 15% ของน้ำหนักแห้งของเครื่องบินคือ 0.404 ตัน

การกำหนดโอเวอร์โหลดในการปฏิบัติงานและปัจจัยด้านความปลอดภัย

เครื่องบินทุกลำแบ่งออกเป็นสามประเภทขึ้นอยู่กับระดับความคล่องแคล่วที่ต้องการ:

คลาส B - เครื่องบินที่มีความคล่องตัวจำกัดซึ่งเคลื่อนที่ส่วนใหญ่ในระนาบแนวนอน ( ).

คลาส B - เครื่องบินที่ไม่สามารถเคลื่อนที่ได้ซึ่งไม่ทำการซ้อมรบที่คมชัด ( ).

เครื่องบินรบอยู่ในคลาส A ดังนั้นเราจึงเลือกปฏิบัติการโอเวอร์โหลด

โอเวอร์โหลดการปฏิบัติงานสูงสุดเมื่อเคลื่อนที่เครื่องบินโดยที่กลไกการบินขึ้นและลงจอดจะถูกกำหนดโดยสูตร:

ปัจจัยด้านความปลอดภัย f ถูกกำหนดจาก 1.5 ถึง 2.0 ขึ้นอยู่กับระยะเวลาของโหลดและความสามารถในการทำซ้ำระหว่างการทำงาน เราเอามันเท่ากับ 1.5

4. การกำหนดภาระที่กระทำต่อปีก

โครงสร้างปีกคำนวณตามแรงทำลายล้าง

G คือน้ำหนักบินขึ้นของเครื่องบิน

ปัจจัยด้านความปลอดภัย.

1 การหาค่าโหลดตามหลักอากาศพลศาสตร์

โหลดตามหลักอากาศพลศาสตร์จะกระจายไปตามช่วงปีกตามการเปลี่ยนแปลงของการไหลเวียนสัมพัทธ์ (เมื่อคำนวณค่าสัมประสิทธิ์สามารถละเลยอิทธิพลของลำตัวและส่วนห้องโดยสารของเครื่องยนต์ได้) ค่าควรนำมาจากตาราง (4.1.1) ขึ้นอยู่กับลักษณะ (การยืดตัว, ความเรียว, ความยาวส่วนตรงกลาง ฯลฯ )

ตารางที่ 4.1 การไหลเวียน

การกระจายการไหลเวียนของส่วนต่างๆ สำหรับปีกสี่เหลี่ยมคางหมู

สำหรับปีกที่ถูกกวาด

จากแผนภาพของโหลดแบบกระจาย q aer ซึ่งคำนวณใน 12 ส่วน แผนภาพของ Q aer จะถูกสร้างขึ้นตามลำดับ และเอ็มแอร์ . เราพบการใช้การพึ่งพาส่วนต่างที่รู้จัก

แรงเฉือนในส่วนปีกอยู่ที่ไหนเนื่องจากภาระตามหลักอากาศพลศาสตร์

โมเมนต์โหลดแอโรไดนามิกในส่วนปีกอยู่ที่ไหน

การรวมจะดำเนินการเป็นตัวเลขโดยใช้วิธีสี่เหลี่ยมคางหมู (รูปที่ 3) จากผลการคำนวณ ไดอะแกรมของโมเมนต์การโก่งตัวและแรงเฉือนจะถูกสร้างขึ้น

2 คำจำกัดความของมวลและแรงเฉื่อย

4.2.1 การหาแรงกระจายจากน้ำหนักของโครงสร้างปีกเอง

การกระจายแรงของมวลตามแนวปีกโดยมีข้อผิดพลาดเล็กน้อย ถือได้ว่าเป็นสัดส่วนกับภาระตามหลักอากาศพลศาสตร์

หรือสัดส่วนกับคอร์ด

โดยที่ b คือคอร์ด

โหลดมวลเชิงเส้นถูกนำไปใช้ตามแนวจุดศูนย์ถ่วงของส่วนต่างๆ ซึ่งโดยปกติจะอยู่ที่ 40-50% ของคอร์ดจากนิ้วเท้า โดยการเปรียบเทียบกับแรงทางอากาศพลศาสตร์ จะกำหนด Qcr และเอ็ม cr. . ไดอะแกรมถูกสร้างขึ้นตามผลการคำนวณ

2.2 การหาค่าแรงกระจายจากน้ำหนักถังน้ำมันเชื้อเพลิง

โหลดมวลเชิงเส้นแบบกระจายจากถังเชื้อเพลิง

โดยที่ γ คือความถ่วงจำเพาะของเชื้อเพลิง

B คือระยะห่างระหว่างเสากระโดงซึ่งเป็นผนังถัง

ความหนาของโปรไฟล์สัมพัทธ์ในส่วน:

2.3 การสร้างไดอะแกรมจากกองกำลังรวมศูนย์

แรงเฉื่อยที่เข้มข้นจากหน่วยและน้ำหนักที่อยู่ในปีกและยึดติดกับปีกจะถูกใช้ที่จุดศูนย์ถ่วงและถูกนำไปขนานกับแรงแอโรไดนามิก การออกแบบโหลดที่มีความเข้มข้น

ผลลัพธ์จะถูกนำเสนอในรูปแบบของไดอะแกรม Q comp และเอ็มคอมพ์ . แผนภาพรวมของ Q Σ และ M xΣ จากแรงทั้งหมดที่ใช้กับปีกถูกสร้างขึ้น โดยคำนึงถึงสัญญาณของพวกมัน:

4.3 การคำนวณโมเมนต์ที่สัมพันธ์กับแกนธรรมดา

3.1 การหาค่าจากแรงแอโรไดนามิก

แรงแอโรไดนามิกกระทำตามแนวศูนย์กลางแรงดัน ซึ่งถือว่าทราบตำแหน่งแล้ว เมื่อวาดปีกตามแผนแล้ว เราจะสังเกตตำแหน่ง ΔQ aer i บนเส้นของศูนย์กลางแรงดัน และใช้ภาพวาด เพื่อกำหนด h aer i (รูปที่ 3)

และสร้างไดอะแกรม

3.2 การหาค่าจากมวลปีกแบบกระจาย (และ )

แรงมวลที่กระจายไปตามช่วงปีกทำหน้าที่ตามแนวจุดศูนย์ถ่วงของโครงสร้าง (ดูรูปที่ 3)

โดยที่แรงรวมที่คำนวณได้จากน้ำหนักของส่วนปีกระหว่างสองส่วนที่อยู่ติดกัน

ไหล่จากจุดออกแรงถึงแกน

ค่าจะถูกคำนวณในลักษณะเดียวกัน ตามการคำนวณ ไดอะแกรม และการก่อสร้าง

3.3 การหาค่าจากแรงรวมศูนย์

น้ำหนักโดยประมาณของแต่ละหน่วยหรือน้ำหนักบรรทุกอยู่ที่ไหน

ระยะห่างจากจุดศูนย์ถ่วงของแต่ละยูนิตหรือโหลดถึงเพลา

หลังจากการคำนวณ โมเมนต์รวมจากแรงทั้งหมดที่กระทำต่อปีกจะถูกกำหนด และสร้างแผนภาพขึ้นมา

4.4 การกำหนดค่าการออกแบบและส่วนปีกที่กำหนด

เพื่อกำหนดและปฏิบัติตาม:

ค้นหาตำแหน่งโดยประมาณของจุดศูนย์กลางความแข็งแกร่ง (รูปที่ 4)

ความสูงของสปาร์ที่ i อยู่ที่ไหน

ระยะห่างจากเสา A ที่เลือกถึงผนังเสากระโดงที่ i

m คือจำนวนสปาร์

คำนวณโมเมนต์รอบแกน Z ที่ผ่านตำแหน่งโดยประมาณของจุดศูนย์กลางความแข็งแกร่งและขนานกับแกน Z ทั่วไป

สำหรับปีกที่กวาดให้แก้ไขการกวาด (รูปที่ 5) โดยใช้สูตร:

5. การเลือกแผนภาพแรงโครงสร้างของปีก การเลือกพารามิเตอร์ของส่วนการออกแบบ

1 การเลือกรูปแบบโครงสร้างปีกและกำลัง

สำหรับการคำนวณจะใช้ปีกสองสปาร์ของโครงสร้างกระสุน

2 การเลือกโปรไฟล์สำหรับส่วนการออกแบบของปีก

ความหนาสัมพัทธ์ของโปรไฟล์ของส่วนการออกแบบถูกกำหนดโดยสูตร (4) เลือกโปรไฟล์ที่มีความหนาสอดคล้องกับประเภทของเครื่องบินที่กำลังพิจารณาและรวบรวมตารางที่ 3 โปรไฟล์ที่เลือกจะถูกวาดบนกระดาษกราฟในระดับ (1:10, 1:25) หากโปรไฟล์ของความหนาที่ต้องการไม่แสดงอยู่ในสมุดอ้างอิง คุณสามารถใช้โปรไฟล์ที่มีความหนาใกล้เคียงที่สุดจากหนังสืออ้างอิง และคำนวณข้อมูลทั้งหมดใหม่โดยใช้สูตร:

โดยที่ y คือค่าที่คำนวณได้ของการเรียงลำดับ

ค่าลำดับตาราง

ค่าตารางของความหนาสัมพัทธ์ของโปรไฟล์ปีก

สำหรับปีกแบบกวาด การแก้ไขการกวาดควรทำโดยใช้สูตร

ตาราง 5.1 โปรไฟล์พิกัดปกติและคำนึงถึงการแก้ไขการกวาด ผลลัพธ์ของการคำนวณข้อมูลใหม่:

	ตารางยูวี, %	ตาราง, %

5.3 การเลือกพารามิเตอร์ส่วน

3.1 การหาแรงตั้งฉากที่กระทำต่อแผงปีก

หน้าแปลนสปาร์และคานที่มีผิวหนังติดอยู่จะดูดซับโมเมนต์การดัดงอ แรงที่โหลดแผงสามารถกำหนดได้จากนิพจน์:

F คือพื้นที่หน้าตัดของปีกซึ่งถูกจำกัดโดยเสากระโดงด้านนอก

B คือระยะห่างระหว่างสมาชิกด้านนอก (รูปที่ 7)

สำหรับแผงที่ยืดออก ให้ใช้แรง N ที่มีเครื่องหมายบวก สำหรับแผงที่ถูกบีบอัด - ที่มีเครื่องหมายลบ

จากข้อมูลทางสถิติ การคำนวณควรคำนึงถึงแรงที่รับรู้โดยหน้าแปลนสมาชิกด้านข้าง - , ,.

ค่าของสัมประสิทธิ์ a, b, g แสดงไว้ในตารางที่ 4 และขึ้นอยู่กับประเภทของปีก

ตารางที่ 5.2

สำหรับการคำนวณเราจะใช้ปีกกระสุน

3.2 การหาความหนาของเปลือก

ความหนาของเปลือก d สำหรับโซนแรงดึงถูกกำหนดตามทฤษฎีความแข็งแรงที่ 4

ความต้านทานแรงดึงของวัสดุเปลือกอยู่ที่ไหน

g - สัมประสิทธิ์ซึ่งค่าดังกล่าวกำหนดไว้ในตาราง 5.2

สำหรับบริเวณที่ถูกบีบอัดควรใช้ความหนาของผิวหนังเท่ากับ .

3.3 การกำหนดระยะพิทช์ของคานและสัน

ระยะพิทช์ของคานและสันถูกเลือกเพื่อให้พื้นผิวปีกไม่มีคลื่นที่ยอมรับไม่ได้

ในการคำนวณการโก่งตัวของผิวหนัง เราพิจารณาว่ามีคานและโครงรองรับอย่างอิสระ (รูปที่ 10) ค่าการโก่งตัวที่ยิ่งใหญ่ที่สุดเกิดขึ้นที่กึ่งกลางของแผ่นที่พิจารณา:

ความแข็งแกร่งของทรงกระบอกของผิวหนัง

ค่าของสัมประสิทธิ์ d ขึ้นอยู่กับ . โดยทั่วไปอัตราส่วนนี้คือ 3 d=0.01223

ควรเลือกระยะห่างระหว่างคานและโครงเพื่อให้เป็นเช่นนั้น

จำนวนสตริงเกอร์ในพาเนลที่ถูกบีบอัด

ความยาวส่วนโค้งของผิวหนังแผงที่ถูกบีบอัดคือที่ไหน

จำนวนคานในแผงที่ยืดออกควรลดลง 20% ตามที่ระบุไว้ข้างต้น ระยะห่างระหว่างซี่โครงคือ

แต่เพื่อไม่ให้โครงสร้างโอเวอร์โหลด เราจะใช้ระยะห่างของซี่โครงเท่ากับ 450 มม.

3.4 การหาพื้นที่หน้าตัดของคาน

พื้นที่หน้าตัดของคานในโซนบีบอัดเป็นการประมาณครั้งแรก

โดยที่ความเค้นวิกฤติของสตริงเกอร์ในโซนบีบอัด (จนถึงค่าประมาณแรก)

พื้นที่หน้าตัดของคานในโซนยืด

ความต้านทานแรงดึงของวัสดุคานอยู่ที่ไหน

จากรายการโปรไฟล์มุมรีดมาตรฐานที่มีหลอดไฟโปรไฟล์ที่เหมาะสมที่สุดในแง่ของพื้นที่คือพื้นที่หน้าตัด 3.533 ซม. 2

3.5 การกำหนดพื้นที่หน้าตัดของสมาชิกข้าง

พื้นที่ของส่วนต่อข้างมีหน้าแปลนอยู่ในโซนอัด

เอฟ เอชพี =17.82 ซม.2

โดยที่ σ cr.l-na คือความเค้นวิกฤตระหว่างการสูญเสียความมั่นคงของหน้าแปลนสปาร์ σ cr. l-na 0.8 σ B

พื้นที่ของแต่ละปีกของปีกสปาร์ทั้งสองนั้นหาได้จากเงื่อนไข

F l.szh.2 =12.57 ซม. 2 F l.szh.2 =5.25 ซม. 2

พื้นที่เสากระโดงในเขตตึงเครียด

F.l.rast. =15.01 ซม.2

F l.d.1 =10.58 ซม. 2 F l.d.2 =4.42 ซม. 2

3.6 การกำหนดความหนาของผนังของชิ้นส่วนด้านข้าง

เราถือว่าแรงเฉือนทั้งหมดถูกรับรู้โดยผนังของชิ้นส่วนด้านข้าง

แรงที่ผนังของสปาร์ i-th รับรู้อยู่ที่ไหน

โดยที่ความเครียดวิกฤตของการสูญเสียความมั่นคงของผนังสปาร์ปีกจากแรงเฉือน (รูปที่ 9) คือที่ใด สำหรับการคำนวณ ควรถือว่าผนังทั้งสี่ด้านได้รับการรองรับอย่างง่าย:

ที่ไหน

6. การคำนวณส่วนปีกสำหรับการดัด

ในการคำนวณส่วนปีกสำหรับการดัดงอ โปรไฟล์ของส่วนการออกแบบของปีกจะถูกวาดโดยวางคานและเสากระโดงที่มีหมายเลขไว้ (รูปที่ 10) เครื่องสายควรวางไว้ที่จมูกและส่วนท้ายของโครงโดยมีระยะห่างที่ใหญ่กว่าระหว่างเสากระโดง การคำนวณส่วนปีกสำหรับการดัดงอทำได้โดยใช้วิธีลดค่าสัมประสิทธิ์และการประมาณต่อเนื่อง

1 ขั้นตอนการคำนวณการประมาณค่าแรก

พื้นที่หน้าตัดที่ลดลงของซี่โครงตามยาว (เอ็น, ส่วนประกอบด้านข้าง) ที่มีผิวหนังติดอยู่จะถูกพิจารณาว่าเป็นการประมาณครั้งแรก

พื้นที่หน้าตัดที่แท้จริงของซี่โครงที่ i อยู่ที่ไหน - บริเวณผิวหนังที่แนบมา ( - สำหรับแผงยืด - สำหรับแผงที่ถูกบีบอัด) - ค่าสัมประสิทธิ์การลดของการประมาณครั้งแรก

หากวัสดุของหน้าแปลนของเสากระโดงและคานแตกต่างกัน ควรลดขนาดให้กับวัสดุชนิดเดียวผ่านค่าสัมประสิทธิ์การลดในแง่ของโมดูลัสยืดหยุ่น

โมดูลัสของวัสดุขององค์ประกอบ i อยู่ที่ไหน - โมดูลของวัสดุที่โครงสร้างลดลง (ตามกฎแล้วนี่คือวัสดุของสายพานของสปาร์ที่รับน้ำหนักมากที่สุด) แล้ว

ในกรณีที่วัสดุข้างและคานข้างต่างกันให้ใช้สูตร (6.1) แทน

เรากำหนดพิกัดและจุดศูนย์ถ่วงของส่วนขององค์ประกอบตามยาวของโปรไฟล์ที่สัมพันธ์กับแกนที่เลือกโดยพลการ x และ y และคำนวณโมเมนต์คงที่ขององค์ประกอบ และ .

เรากำหนดพิกัดของจุดศูนย์ถ่วงของส่วนการประมาณแรกโดยใช้สูตร:

ผ่านจุดศูนย์ถ่วงที่พบเราวาดแกนและ (สะดวกในการเลือกแกนขนานกับคอร์ดของส่วน) และกำหนดพิกัดของจุดศูนย์ถ่วงขององค์ประกอบทั้งหมดของส่วนที่สัมพันธ์กับแกนใหม่ เปรียบเทียบกับ

ในการคำนวณรูปแบบการโก่งเฉพาะที่ ให้พิจารณาการโก่งของหน้าแปลนอิสระของคานกั้นเป็นแผ่นที่รองรับบานพับทั้งสามด้าน (รูปที่ 12) ในรูป ระบุ 12: a - ระยะห่างของซี่โครง; ข 1 - ความสูงของหน้าแปลนอิสระของคาน (รูปที่ 11) สำหรับแผ่นที่พิจารณาจะคำนวณโดยใช้สูตรเส้นกำกับ (6.8) ซึ่ง

โดยที่ k σ เป็นค่าสัมประสิทธิ์ขึ้นอยู่กับเงื่อนไขการรับน้ำหนักและการรองรับของแผ่น

dc คือความหนาของหน้าแปลนอิสระของคาน

สำหรับกรณีที่อยู่ระหว่างการพิจารณา

สำหรับการเปรียบเทียบกับความเค้นจริงที่ได้รับจากการลด จะมีการเลือกความเค้นที่น้อยกว่า ซึ่งได้จากการคำนวณการโก่งทั่วไปและเฉพาะที่

ในระหว่างกระบวนการลดขนาดจำเป็นต้องคำนึงถึงสิ่งต่อไปนี้: หากความเค้นในหน้าแปลนที่ถูกบีบอัดของสปาร์กลายเป็นมากกว่าหรือเท่ากับค่าทำลายล้างในการประมาณค่าใด ๆ โครงสร้างปีกจะไม่สามารถ เพื่อรองรับภาระการออกแบบและต้องเสริมกำลัง

บรรณานุกรม

1. จี.ไอ. Zhitomirsky "การออกแบบเครื่องบิน" วิศวกรรมเครื่องกลมอสโก 2548

0

กระทรวงศึกษาธิการและวิทยาศาสตร์แห่งสหพันธรัฐรัสเซีย

FGAOU VPO SUSU (NRU)
สถาบันสารพัดช่าง

คณะการบินและอวกาศ
กรมอากาศยาน

งานภาคการศึกษา

ในสาขาวิชา "ความแข็งแกร่งของโครงสร้าง" ในหัวข้อ

การคำนวณความแข็งแรงของปีกเครื่องบิน

หัวหน้างาน
Ovchinnikov A.M.
_______ "___"___________2017 ผู้เขียนผลงาน
นักเรียนกลุ่ม P-424
อีวานอฟ เอส.วี.
____________________
« » 2017

งานได้รับการคุ้มครองด้วยการประเมิน
____________________ « » 2017

เชเลียบินสค์, 2017

คำอธิบายประกอบ

อีวานอฟ เอ็ม.วี. การออกแบบโครงสร้างความแข็งแกร่งของปีกเครื่องบิน: งานภาคการศึกษาในสาขาวิชา "ความแข็งแกร่งของโครงสร้าง" - Chelyabinsk: SUSU, 2017 - 25 p., 19 ill., 2 ข้อมูลอ้างอิง

งานนี้ได้ทำการคำนวณการออกแบบชุดความแข็งแกร่งของปีกเครื่องบิน คำนวณโหลดที่กระทำต่อโครงสร้างโดยพิจารณาปัจจัยแรงภายใน: แรงเฉือน, โมเมนต์ดัด, แรงบิด

การคำนวณการตรวจสอบปีกที่ออกแบบนั้นดำเนินการในแพ็คเกจซอฟต์แวร์ Ansys

ข้อมูลเบื้องต้น 2

1. การออกแบบการคำนวณ..3

1.1 คำอธิบายของโหลด 3

1.2 แผนผังการออกแบบโครงสร้างปีก 7

1. การเลือกส่วนของปีกสปาร์..8

2.1 การเลือกปลอก 8

2.2 การเลือกแถบแผงด้านล่าง 9

2.3 การคำนวณองค์ประกอบความแข็งแรงของปีกเพื่อความมั่นคง 10

2.4 การเลือกสายพานส่วนประกอบด้านข้างแผงด้านบน 12

2.5 การตรวจสอบการบีบอัดแผงปีกด้านล่าง 13

2.6 การเลือกความหนาของผนังด้านข้าง 14

1. ตรวจสอบการคำนวณ..16

ข้อมูลเบื้องต้น

ในงานนี้ เสนอให้ดำเนินการออกแบบการคำนวณกำลังเสริมของปีกเครื่องบิน จากนั้นทำการคำนวณยืนยันแรงที่กำหนดโดยใช้แพ็คเกจไฟไนต์เอลิเมนต์ของ Ansys

ข้อมูลเริ่มต้นต่อไปนี้ได้รับการยอมรับสำหรับการคำนวณ:

1) ความยาวปีก

2) คอร์ดของขอบราก

3) คอร์ดปลายปีก

4) น้ำหนักเครื่องบิน

5) น้ำหนักเครื่องยนต์

7) พิกัดการติดตั้งเครื่องยนต์จากปลายปีก:

8) เครื่องบินกำลังเคลื่อนที่ด้วยความเร็วล่องเรือ;

9) วัสดุของผิวหนัง, สายพานสปาร์, ผนังสปาร์, คาน - อลูมิเนียมอัลลอยด์ AMg6: โมดูลัสยืดหยุ่นของความต้านทานแรงดึง

10) โปรไฟล์แอโรไดนามิก TsAGI-734

รูปที่ 1 โปรไฟล์ปีก TsAGI-734

1. การคำนวณการออกแบบ

1.1 คำอธิบายของโหลด

แรงยกแบบกระจายกระทำต่อปีกขณะบินและกระจายน้ำหนักของปีก มและกำลังมวลรวมของหน่วย - น้ำหนักเครื่องยนต์

ปีกที่มีความยาว 8 [m] แบ่งออกเป็น 30 ส่วนยาว [m] ในแต่ละด้าน พาร์ติชันจะแสดงในรูปที่ 2

แรงยกที่ส่วนปีกและแรงเฉือนถูกกำหนดโดยสูตร:

สี่เหลี่ยม ฉัน- ส่วนปีก; - ค่าสัมประสิทธิ์การยกสำหรับโปรไฟล์ที่เลือก = 0.528; - ความหนาแน่นของอากาศ

ดังที่ทราบกันดีว่าโมเมนต์การดัดงอถูกกำหนดโดยแรงเฉือนดังนี้:

เราจะทำการอินทิเกรตในลักษณะเดียวกับเมื่อคำนวณแรงเฉือนโดยใช้วิธีสี่เหลี่ยมคางหมูเชิงตัวเลข สำหรับส่วนปีก Δξi เราจะพิจารณาการเพิ่มขึ้นของโมเมนต์การดัดงอ:

เมื่อรวมผลรวมสะสมของการเพิ่มขึ้น ΔMi จากขอบปีก เราจะได้โมเมนต์การโก่งตัวในส่วนนี้:

แรงบิดถูกกำหนดโดยสูตร:

ตารางที่ 1 แสดงค่าที่คำนวณได้

ตารางที่ 1.

จากข้อมูลในตารางที่ 1 เราจะสร้างกราฟการเปลี่ยนแปลงของแรงเฉือนและโมเมนต์

รูปที่ 2 การแปรผันของการยกตามความยาวของปีก

รูปที่ 3 การแปรผันของแรงเฉือนตามความยาวของปีก

รูปที่ 4 การเปลี่ยนแปลงโมเมนต์การโก่งตัวตามความยาวของปีก

รูปที่ 5 การเปลี่ยนแปลงของแรงบิดตามความยาวของปีก

1.2 แผนผังการออกแบบโครงสร้างปีก

เมื่อกำหนดชุดความแข็งแกร่งของปีก ควรปฏิบัติตามคำแนะนำต่อไปนี้:

1) สปาร์หน้าอยู่ห่างจากปลายส่วนหน้าของส่วน และสปาร์ด้านหลังอยู่ที่ ซึ่งเป็นคอร์ดของส่วนปีก

2) ระยะห่างระหว่างคานที่อยู่ติดกันมีตั้งแต่ 120...300 มม. สำหรับปีกสปาร์

3) ระยะห่างระหว่างซี่โครงในปีกสปาร์มักจะอยู่ที่ 200...300 มม.

ส่วนหางของปีกไม่ได้รับการพิจารณาเพิ่มเติม เนื่องจากในทางปฏิบัติแล้วมันไม่ได้มีส่วนร่วมในการรับรู้ถึงปัจจัยแรงหลักที่กระทำต่อปีก รับแรงกดดันตามหลักอากาศพลศาสตร์ในการบินเพียงเล็กน้อย และตามกฎแล้ว ครอบครองด้วยกลไกของปีก ในเครื่องบินบางรุ่น ส่วนท้ายจะเสริมด้วยรังผึ้ง ในงานนี้ ส่วนท้ายได้รับการสนับสนุนโดยคานหนึ่งอันที่อยู่ด้านหลังสปาร์ด้านหลัง

วัตถุประสงค์ของชุดกำลังดังแสดงในรูปที่ 7

รูปที่ 6 วัตถุประสงค์ของชุดจ่ายไฟปีก

2. การเลือกส่วนปีกสปาร์

มีการสันนิษฐานว่าโมเมนต์การโค้งงอที่คำนวณได้ M โค้งนั้นรับรู้ได้จากส่วนระหว่างปีกของปีกเท่านั้น ในกรณีการออกแบบ แผงปีกด้านล่างทำงานภายใต้แรงตึง และแผงด้านบนทำงานภายใต้แรงอัด แรงดึง (หรือแรงอัด) ของแผงจะเป็น:

โดยที่ N คือไหล่ของแรงตั้งฉากคู่หนึ่ง

โดยที่ μ = 0.95 เป็นค่าสัมประสิทธิ์ที่แสดงว่าระยะห่างระหว่างจุดศูนย์ถ่วงของสายพานสปาร์นั้นน้อยกว่าความสูงโดยรวมของสปาร์เท่าใด H1 และ H2 คือความสูงโดยรวมของสมาชิกข้าง H1 หมายถึง ความสูงของเสากระโดงสูงสุดในส่วนปีก

2.1 การเลือกปลอก

เราคำนวณความหนาขั้นต่ำที่ต้องการของผิวหนังจากสภาวะการทำงานภายใต้แรงเฉือนระหว่างการบิดปีกตามสูตร

โดยที่ Ω คือพื้นที่สองเท่าที่ปกคลุมไปด้วยโครงร่างด้านนอกของส่วนปีกและผนังของสปาร์ด้านหลัง (ไม่มีส่วนหาง) - ความเค้นเฉือนแบบทำลายล้างของปลอก ขึ้นอยู่กับความหนาที่ต้องการของการหุ้มจากประเภทแผ่นอลูมิเนียม เราเลือกความหนามาตรฐานที่ใหญ่กว่าที่ใกล้ที่สุด ความหนาของผิวหนังขั้นต่ำจะเป็น:

1.4.2 การเลือกสายพานสมาชิกด้านข้างแผงด้านล่าง

สูตรจะพบพื้นที่หน้าตัดขั้นต่ำที่ต้องการของสปาร์แรก

ที่ไหน ถึง= 0.7...0.8 - สัมประสิทธิ์กำหนดสัดส่วนของแรงตั้งฉาก N ที่รับรู้โดยสายพานส่วนเสริมด้านข้าง - ความเค้นทำลายล้างของวัสดุสายพานที่ยืดออก

สำหรับสปาร์ที่สอง เรายอมรับ:

ขึ้นอยู่กับพื้นที่ที่ต้องการ เราเลือกโปรไฟล์อัดรีดมาตรฐานที่ใกล้ที่สุดพร้อมพื้นที่ขนาดใหญ่ เราเลือกโปรไฟล์ PR 101 และ PR 111 - ส่วนมุมไม่เท่ากับหน้าแปลน (GOST 13738 - 91)

รูปที่ 7 โปรไฟล์ PR 101

โปรไฟล์ PR101-47 ถูกเลือกสำหรับสปาร์แรก

2.2 การเลือกแถบแผงด้านล่าง

เรากำหนดจำนวนคาน m ตามช่วงระยะทางที่แนะนำระหว่างกัน เราวางคานให้เท่าๆ กันภายในส่วนระหว่างสปาร์ของปีก และค้นหาระยะห่างที่แท้จริงระหว่างสิ่งเหล่านั้น

โดยที่ B คือความกว้างของส่วนระหว่างปีกของปีก m คือจำนวนคานในแผงปีกบน (ล่าง)

เราคำนวณแรงตั้งฉากในสายพานส่วนเสริมด้านข้าง

และในเคส

ค่าสัมประสิทธิ์การลดอยู่ที่ไหน

แรงดึงที่เหลือจะถูกดูดซับโดยคาน พื้นที่คานขั้นต่ำที่ต้องการคำนวณโดยใช้สูตร

สูตรนี้แสดงให้เห็นถึงความเค้นแตกหักระหว่างความตึงของสายพานสปาร์ หนัง และคาน ตามลำดับ

ตามขนาดที่ต้องการ เราเลือกโปรไฟล์มาตรฐานที่ใกล้เคียงที่สุดในพื้นที่ เราเลือกโปรไฟล์ PR ของส่วน 100 มุม หน้าแปลนเท่ากัน (GOST 13737-90)

รูปที่ 8 โปรไฟล์ PR 100 (GOST 13737-90)

โปรไฟล์ PR100-53 เป็นไปตามเงื่อนไขที่จำเป็น

2.3 การคำนวณองค์ประกอบความแข็งแรงของปีกเพื่อความมั่นคง

ความมั่นคงของการหุ้มขึ้นอยู่กับประสิทธิภาพของแต่ละส่วน ส่วนของผิวหนังที่มีความกว้างและความยาว a (a คือระยะห่างระหว่างซี่โครง) ถือเป็นแผ่นแบนซึ่งวางอยู่ตามแนวโครงร่างทั้งหมดบนคานและซี่โครง (รูปที่ ง.1)

รูปที่ 9 ส่วนของแผงปีก

สูตรจะกำหนดความเค้นวิกฤติของเพลตภายใต้แรงอัดในทิศทางของชุดคาน

โดยที่ k คือค่าสัมประสิทธิ์ที่คำนึงถึงลักษณะของแผ่นยึดตามแนวเคาน์เตอร์ เมื่อ ≥ สัมประสิทธิ์ k = 4

สตริงเกอร์

การคำนวณการโก่งงอในท้องถิ่น

ความเค้นโก่งเฉพาะจุดที่สำคัญสำหรับหน้าแปลนสตริงเกอร์ i-th (รูปที่ D1) ซึ่งถือเป็นเพลตที่มีความกว้าง bi และความหนา δi ถูกกำหนดโดยสูตร:

โดยที่ k = 0.46 คือค่าสัมประสิทธิ์ของหน้าแปลนคานที่มีขอบว่างด้านยาวด้านหนึ่ง

ให้เราแนะนำการแก้ไขความเป็นพลาสติกของวัสดุ:

การคำนวณการสูญเสียความมั่นคงทั่วไป

ความเค้นวิกฤติสำหรับการสูญเสียความมั่นคงโดยรวมของคานกั้นถูกกำหนดโดยสูตร

ที่นี่ ม- ค่าสัมประสิทธิ์ขึ้นอยู่กับลักษณะของการยึดคานที่ปลาย (เป็นเรื่องปกติที่ปีกที่จะยึดคานที่ปลายในรูปแบบของการตัดแต่งที่เรียกว่าซึ่ง m = 2) แก้ไข- พื้นที่และโมเมนต์ความเฉื่อยของหน้าตัดของคานที่สัมพันธ์กับแกน x ที่ผ่านจุดศูนย์ถ่วงของคานและขนานกับผิวหนัง (ในการคำนวณการออกแบบโดยประมาณ) a คือระยะห่างระหว่างซี่โครง

การแก้ไขความเหนียวของวัสดุ

ความเค้นโก่งวิกฤตของคานมีค่าเท่ากับค่าต่ำสุดของแรงเค้นทั้งสอง

2.4 การเลือกสตรัทสมาชิกด้านข้างแผงด้านบน

ในแผงบีบอัดด้านบน ชุดสตริงเกอร์และปลอกหุ้มจะเหมือนกับชุดที่ยืดด้านล่าง จากนั้นการคำนวณโซนที่บีบอัดจะลดลงเหลือเพียงการเลือกคอร์ดสมาชิกข้าง เราคำนวณค่าสัมประสิทธิ์การลดลงของผิวหนังระหว่างการบีบอัด

กำหนดพื้นที่ที่มีประสิทธิภาพของคานและปลอกที่ต่ออยู่

พื้นที่หน้าตัดที่ต้องการของคอร์ดสมาชิกด้านข้างคำนวณโดยใช้สูตร

โดยที่ σcr คือความเค้นวิกฤติของการโก่งของสายพานของสปาร์ที่สูงที่สุด ค่านี้ควรตั้งค่าภายในขีดจำกัดก่อน:

ตามพื้นที่ที่คำนวณ เราเลือกโปรไฟล์มาตรฐานด้วย

ขึ้นอยู่กับพื้นที่ที่ต้องการ เราเลือกโปรไฟล์อัดรีดมาตรฐานที่ใกล้ที่สุดซึ่งมีพื้นที่ขนาดใหญ่ เราเลือกโปรไฟล์ PR 101 และ PR 111 - ส่วนมุมไม่เท่ากับหน้าแปลน (GOST 13738 - 91)

รูปที่ 10 โปรไฟล์ PR 101

สำหรับสปาร์แรก เลือกโปรไฟล์ PR111-40

2.5 การตรวจสอบการบีบอัดแผงปีกด้านล่าง

ความเค้นโก่งวิกฤตของคอร์ดของสมาชิกด้านที่หนึ่งและที่สองของแผงด้านล่างถูกกำหนดโดยสูตร

แผงปีกด้านล่างที่เลือกให้ทำงานในแรงดึงในกรณีการออกแบบ A จะทำงานด้วยแรงอัดในกรณีการออกแบบ D ดังนั้น จึงควรตรวจสอบความเสถียรในกรณี D:

แรงตามแนวแกนในแผงในกรณีการออกแบบ D

2.6 การเลือกความหนาของผนังด้านข้าง

ในการคำนวณการออกแบบ มีการตั้งสมมติฐานว่าแรงเฉือนจะถูกดูดซับโดยชิ้นส่วนด้านข้างเท่านั้น ระหว่างเสากระโดงนั้นจะถูกกระจายตามสัดส่วนของความแข็งแกร่งในการดัดงอและในแต่ละเสากระโดงจะรับรู้ได้จากผนังเป็นส่วนใหญ่และบางส่วนมีเข็มขัดหากปีกมีรูปทรงกรวย จากนั้นสูตรการคำนวณจะอยู่ในรูปแบบ:

ที่ไหน และ คือค่าการทำลายล้างที่คำนวณได้ของปัจจัยแรงสำหรับกรณี A; - ส่วนหนึ่งของแรงเฉือนที่ผนังของสมาชิกด้านข้างรับรู้ - แรงเฉือนที่รับรู้จากผนังของเสากระโดงแรก - แรงเฉือนที่รับรู้จากผนังของเสากระโดงที่สอง Н= 0.5(Н1 + Н2) - ความสูงเฉลี่ยของสมาชิกด้านข้างในส่วนการออกแบบ - มุมบรรจบกันของสมาชิกด้านข้าง (เป็นเรเดียน)

ความเค้นสัมผัสในผนังของสมาชิกด้านข้างไม่ควรเกินค่าการทำลายล้าง จากเงื่อนไขนี้ เราจะคำนวณความหนาของผนังขั้นต่ำที่ต้องการของเสากระโดงที่หนึ่งและที่สอง

เราเลือกค่ามาตรฐานที่ใกล้ที่สุดขนาดใหญ่และ หากในระหว่างการคำนวณปรากฎว่าผนังของสปาร์ด้านหลังบางกว่าผิวหนังก็ควรยอมรับเนื่องจากผนังนี้รวมอยู่ในโครงร่างที่ได้รับแรงบิด .

3. การคำนวณการยืนยัน

จากการคำนวณการออกแบบ ได้มีการสร้างแบบจำลอง 3 มิติของโครงสร้างปีกพร้อมชุดกำลัง (รูปที่ 11)

รูปที่ 11 แบบจำลอง 3 มิติของโครงสร้างปีกพร้อมชุดกำลัง

การคำนวณการตรวจสอบจะดำเนินการในแพ็คเกจไฟไนต์เอลิเมนต์ของ Ansys โครงสร้างได้รับการทดสอบความแข็งแรงโดยแรงกดแบบคงที่ และยังมีการทดสอบความเสถียรด้วย โดยขึ้นอยู่กับโหลดที่คำนวณในการคำนวณแบบคงที่

ข้อมูลต่อไปนี้ใช้กับส่วนที่ระบุของปีกที่ศูนย์กลางของแรงกด: แรงเฉือน การดัดงอ และแรงบิด:

องค์ประกอบเปลือกเชลล์ 181 ใช้โครงสร้างความแข็งแรงและการหุ้ม แต่ละพื้นผิวมีความหนาที่เหมาะสม

การใช้พิกัดที่ระบุไว้ก่อนหน้านี้ องค์ประกอบมวลเข้มข้นได้ถูกสร้างขึ้น (องค์ประกอบมวล 21) องค์ประกอบเหล่านี้เชื่อมต่ออย่างแน่นหนา (Rigid Region) กับโหนดที่สอดคล้องกับคอร์ดด้านล่างของสมาชิกข้าง องค์ประกอบเหล่านี้สอดคล้องกับแรงรวมศูนย์จากหน่วย (มอเตอร์)

ปีกนั้นถือว่าได้รับการยึดอย่างแน่นหนาในทุกทิศทาง (ทุก DOF) ที่ปลายราก

รูปที่ 12 แสดงแบบจำลองไฟไนต์เอลิเมนต์ที่มีแรงรวมศูนย์และด้านคงที่

รูปที่ 12 แบบจำลององค์ประกอบจำกัดสำหรับการคำนวณ

ตัวเลขแสดงผลการคำนวณความเค้น (สารละลายหลัก)

รูปที่ 13 การกระจายตัวของความเค้นดึงหลัก

รูปที่ 14 การกระจายตัวของความเค้นอัดหลัก

สำหรับการเปรียบเทียบ นี่คือการคำนวณ (โซลูชันองค์ประกอบ)

รูปที่ 15 การกระจายตัวของความเค้นดึงหลัก

รูปที่ 16 การกระจายตัวของความเค้นอัดหลัก

รูปที่ 17 การกระจายตัวของความเค้นที่เท่ากัน

ถัดไป การคำนวณการโก่งงอ (Eigen Buckling) ดำเนินการโดยคำนึงถึงผลกระทบก่อนความเครียดที่คำนวณได้ (ผลกระทบก่อนความเครียด) ในการคำนวณนี้ จะคำนวณ 5 โหมดแรกของการโก่งงอของโครงสร้าง

รูปแบบการโก่งงอที่คำนวณได้ทั้งหมดจะถูกแปลเป็นภาษาท้องถิ่นในบริเวณที่ยืดออกของส่วนหางของปีก และจำนวนคลื่นที่เกิดขึ้นจะแตกต่างกัน รูปแบบแรกของการโก่งจะแสดงในรูปที่ 18 รูปแบบที่ห้า - ในรูปที่ 19

รูปที่ 18 รูปแบบแรกของการโก่งงอ

รูปที่ 19 รูปแบบที่ห้าของการโก่งงอ

การสูญเสียความมั่นคงนี้เกิดจากการที่ปีกขยับกลับไปในทิศทางการบิน ซึ่งทำให้เกิดความเครียดในวงสัมผัสเกิดขึ้นในผิวหนัง ส่งผลให้เกิดคลื่นดังกล่าว นอกจากนี้ในการคำนวณนี้ ผิวปีกหลังไม่มีการเสริมแรงแต่อย่างใด

ลักษณะทางเรขาคณิตของชุดกำลังของปีกและความเค้นที่คำนวณได้

ความหนาของเปลือก: ;

เครื่องร้อย: ส่วนโปรไฟล์ PR 100 มุม, หน้าแปลนเท่ากัน (GOST 13737-90);

รูปที่ 20 โปรไฟล์ PR 100 (GOST 13737-90)

โปรไฟล์ PR100-53.

สำหรับสปาร์ที่สอง เลือกโปรไฟล์ PR111-38

สำหรับสปาร์ที่สอง เลือกโปรไฟล์ PR101-47

ผลลัพธ์เชิงตัวเลขของการคำนวณการตรวจสอบ:

การคำนวณทดสอบแสดงให้เห็นว่าโครงสร้างที่ออกแบบไม่สามารถใช้งานได้เนื่องจาก:

1) ความเค้นเกิดขึ้นในชุดกำลังที่มากกว่าความต้านทานแรงดึงของวัสดุที่เลือก:

2) สูญเสียความมั่นคงของผิวหนังเกิดขึ้น (ดูรูปที่ 18, 19)

จากการคำนวณการตรวจสอบ มีการกำหนดคำแนะนำต่อไปนี้สำหรับการเปลี่ยนแปลงการออกแบบ:

1) จำเป็นต้องเพิ่มพื้นที่ขององค์ประกอบรับน้ำหนักของชุดกำลังโดยเลือกโปรไฟล์มุมที่มีความหนาของผนังมากขึ้นและความยาวสั้นลง

2) เพิ่มความหนาของผนังของสมาชิกด้านข้าง

3) ในการคำนวณการตรวจสอบจำเป็นต้องคำนึงถึงการเสริมแรงของส่วนหาง (แสดงในรูปแบบของฟิลเลอร์รังผึ้งรวมถึงองค์ประกอบพลังงานของกลไกปีก)

4) เมื่อทำการวิเคราะห์ไฟไนต์เอลิเมนต์ จำเป็นต้องคำนึงถึงไดอะแกรมการกระจายแรงดันตามแนวใบพัด (ในการคำนวณ แรงดันคงที่จะถือว่าตลอดส่วนล่างของปีก)

สรุป: ผลลัพธ์ของการคำนวณด้วยตนเองไม่สอดคล้องกับการคำนวณในแพ็คเกจไฟไนต์เอลิเมนต์ Ansys เนื่องจากการคำนวณด้วยตนเองไม่ได้คำนึงถึงปฏิสัมพันธ์ของส่วนประกอบของชุดแรงและความเค้นของคอร์ด ผนัง ฯลฯ ถูกคำนวณแยกกัน การคำนวณเพื่อการตรวจสอบพบว่าความเค้นสูงสุดเกิดขึ้นที่จุดเชื่อมต่อของคอร์ดและผนังของสมาชิกข้าง

รายชื่อวรรณกรรมที่ใช้แล้ว

1) Tarasov, Yu.L., Lavrov, ปริญญาตรี การคำนวณความแข็งแกร่งขององค์ประกอบโครงสร้างเครื่องบิน [ข้อความ] / Yu.L. Tarasov, ปริญญาตรี Lavrov - Samara, มหาวิทยาลัยการบินและอวกาศแห่งรัฐ Samara, 2000 - 112 น.

2) เมเฮดา เวอร์จิเนีย การเลือกส่วนตัดขวางขององค์ประกอบกำลังของปีกที่ไม่กวาด [ข้อความ] / V. A. Mekheda - Samara, Samara State Aerospace University, 2008 - 48 p.

ดาวน์โหลด: คุณไม่มีสิทธิ์เข้าถึงไฟล์ดาวน์โหลดไฟล์จากเซิร์ฟเวอร์ของเรา

ช่วงปีกของเครื่องบินในขั้นตอนการออกแบบถูกกำหนดโดยน้ำหนักบนช่วงปีก ความจริงก็คือลักษณะประสิทธิภาพการบินของเครื่องบินนั้นขึ้นอยู่กับระดับของช่วงปีกไม่น้อย และเมื่อพิจารณาจากน้ำหนักการบินขึ้นที่มีอยู่แล้ว น้ำหนักบรรทุกในช่วงดังกล่าว:

ที่ไหน
กรัม - น้ำหนัก;
- ช่วงปีก

ทฤษฎีบทของ N.E. Zhukovsky เกี่ยวกับแรงยกของปีกซึ่งได้มาในปี 1906 ดูเหมือนสูตรดังนี้:

ที่ไหน
ยกปีก Y;
- ความหนาแน่นของอากาศ
V - ความเร็วในการบิน;
G - ความเร็วการไหลเวียน

เมื่อวิเคราะห์การพัฒนาของเครื่องบินจะใช้การพึ่งพาดังต่อไปนี้:

,(3)

ที่ไหน
N - กำลังเครื่องยนต์
- ประสิทธิภาพ สกรู

ในกรณีของการบินในแนวนอนที่มั่นคง แรงยกของปีกจะสมดุลตามน้ำหนักของเครื่องบิน:

เมื่อคำนึงถึง (1) และ (4) สูตร (2) และ (3) จะปรากฏในรูปแบบต่อไปนี้:

,(5)
.(6)

สูตร (5) แสดงให้เห็นถึงความสัมพันธ์ระหว่างน้ำหนักช่วงและความหนาแน่นของอากาศและความเร็วในการบิน แต่เนื่องจากความซับซ้อนในการพิจารณาการไหลเวียน จึงไม่ค่อยมีประโยชน์สำหรับการคำนวณในทางปฏิบัติในขั้นตอนการออกแบบ สูตร (6) แม้จะมีความเรียบง่าย แต่ในทางปฏิบัติก็ให้ข้อผิดพลาดขนาดใหญ่มากเนื่องจากการพึ่งพาครั้งแรก (3) ถือว่ามีการเชื่อมต่อที่เข้มงวดระหว่างการยกปีกและการลากแบบเหนี่ยวนำและสันนิษฐานว่าการบินเกิดขึ้นที่ระดับพื้นดิน .

หากเราดำเนินการตามที่กล่าวไว้ข้างต้น จากข้อเท็จจริงที่ว่าในการบินแนวนอนอย่างมั่นคง แรงยกจะเท่ากับน้ำหนัก (4) และแรงลากจะสมดุลโดยแรงขับของใบพัด:

ที่ไหน
X - แรงต้านทาน;
P - แรงผลักดันของโรงไฟฟ้า

จากนั้นเมื่อทำการเปลี่ยนแปลงอย่างง่าย ๆ (การคำนวณทั้งหมดจะถูกละเว้นเนื่องจากบทความในวารสารมีปริมาณน้อย) เราได้รับสูตรที่ช่วยให้เราสามารถกำหนดภาระบนช่วงปีกที่มีประสิทธิภาพของเครื่องบินโดยคำนึงถึง โหมดการบิน ระดับการควบคุมปริมาณเครื่องยนต์ และประสิทธิภาพ ใบพัด ความเร็ว และความสูง ในรูปแบบการพึ่งพาดังต่อไปนี้:

,(8)

ที่ไหน
- น้ำหนักบรรทุกบนช่วงปีกที่มีประสิทธิภาพของเครื่องบิน (กก./ม.)
- ค่าสัมประสิทธิ์โหมดการบิน
- ค่าสัมประสิทธิ์การควบคุมปริมาณเครื่องยนต์
- กำลังเครื่องยนต์โดยประมาณ (แรงม้า) - ความหนาแน่นของอากาศที่ระดับความสูงของการบินที่ออกแบบ
- ค่าสัมประสิทธิ์ความสูงของเครื่องยนต์
V - ความเร็วการบิน (กม./ชม.)

ในทางกลับกัน ค่าสัมประสิทธิ์จะมีลักษณะดังนี้:

,(9) ,(10)

ที่ไหน
- ค่าสัมประสิทธิ์แผนปีก
- ค่าสัมประสิทธิ์การลากที่ศูนย์ยก;
- สัมประสิทธิ์ของปฏิกิริยารีแอคทีฟ
- กำลังเครื่องยนต์จริง (แรงม้า)
- กำลังเครื่องยนต์พิกัด (hp)

ที่น้ำหนักเครื่องขึ้นและช่วงปีกที่มีประสิทธิภาพ ภาระบนช่วงที่มีประสิทธิภาพคือ:

การสูญเสียกำลังของเครื่องยนต์จะถูกนำมาพิจารณาในการประเมินดังนี้:

,(12)

ที่ไหน
- ประสิทธิภาพ สกรู (ดูด้านบน);
- ประสิทธิภาพ กระปุกเกียร์

ในขั้นตอนการออกแบบเครื่องบิน ตามกฎแล้วไม่ทราบค่าสัมประสิทธิ์ Cho และ Cxi แต่เนื่องจากคุณสมบัติของปฏิกิริยารีแอคแตนซ์ ขั้วของเครื่องบินจึงอยู่ใกล้กับพาราโบลากำลังสอง (และขั้วที่คำนวณได้ กล่าวคือ ไม่ได้ อันเป็นผลจากการเป่าคือพาราโบลา) สำหรับพาราโบลากำลังสอง ความสัมพันธ์ต่อไปนี้เป็นจริง (ดูรูปที่ 1):

โหมดการบินล่องเรือเศรษฐกิจจุดที่ 1;
- โหมดคุณภาพแอโรไดนามิกสูงสุด (Kmax) จุดที่ 2;
- โหมดการบินแบบประหยัดจุดที่ 3

ในโหมดคุณภาพสูงสุด ดังที่ทราบกันดีว่ารับประกันระยะการบินที่ยาวที่สุด โหมดประหยัดช่วยให้คุณบรรลุระยะเวลาการบินสูงสุด โหมดการล่องเรือแบบประหยัดเหมาะที่สุดสำหรับการดำเนินการขนส่งเชิงพาณิชย์ ค่าสัมประสิทธิ์ได้รับด้านล่าง:

0 - สำหรับปีกรูปไข่ในแผน
= 0.002...0.005 - สำหรับปีกที่มีส่วนตรงกลาง
= 0.02...0.08 - สำหรับปีกสี่เหลี่ยมคางหมู
= 0.05...0.12 - สำหรับปีกสี่เหลี่ยม
ประสิทธิภาพของใบพัดสามารถทำได้ดังนี้:
= 0.65...0.75 - สำหรับใบพัดที่มีระยะพิทช์คงที่ (FFP)
= 0.7...0.85 - สำหรับใบพัดที่มีระยะพิทช์แปรผัน (VIP)
ประสิทธิภาพของกระปุกเกียร์อยู่ภายใน:
= 0.94....0.96 - สำหรับการส่งผ่านสายพานตัว V;
= 0.97...0.98 - สำหรับเกียร์.
หากไม่มีกระปุกเกียร์ในโรงไฟฟ้า SLA:
= 1;
= 0,55...0,65.

กำลังของเครื่องยนต์ลดลงตามระดับความสูงของการบินที่เพิ่มขึ้น ค่าสัมประสิทธิ์การลดกำลังของเครื่องยนต์ระดับความสูงต่ำตลอดจนค่าความหนาแน่นของอากาศขึ้นอยู่กับระดับความสูงของเที่ยวบินแสดงไว้ในตารางที่ 1

ตารางที่ 1

แฟกเตอร์การตกของกำลังเครื่องยนต์ลูกสูบระดับความสูงต่ำ
ขึ้นอยู่กับระดับความสูงของเที่ยวบิน

ค่าสัมประสิทธิ์การเร่งความเร็วของเครื่องยนต์อาจแตกต่างกันไปในช่วงกว้าง และผู้ออกแบบเป็นผู้เลือกค่าเฉพาะ

หลังจากกำหนดภาระของช่วงที่มีประสิทธิผลโดยใช้สูตร (8) ซึ่งเป็นเหตุผลว่าทำไมจึงเขียนบทความนี้ โดยมีน้ำหนักเริ่มต้นที่ทราบจาก (11) คุณสามารถรับค่าของช่วงที่มีประสิทธิผลได้อย่างง่ายดาย:

เรายังคงต้องกำหนดช่วงเรขาคณิตของปีกจากช่วงที่มีประสิทธิภาพที่มีอยู่ ด้านล่างนี้เป็นสูตรที่ช่วยให้คุณทำเช่นนี้ได้สำหรับกรณีของโมโนเพลนแบบคลาสสิก หากคุณมีงานออกแบบเครื่องบิน (หรือ SLA) ของโครงร่างที่แตกต่างกัน คุณผู้อ่านที่รักควรคำนึงถึงคุณสมบัติของโครงร่างที่คุณเลือกด้วย แม้ว่าจะเป็นการประเมินเบื้องต้นคร่าวๆ แต่คุณสามารถใช้เทคนิคนี้ได้

,(14)

ที่ไหน
พื้นที่ปีก S ในแผน (ตร.ม.)
Si คือพื้นที่แผนทั้งหมดที่ครอบครองโดยส่วนท้องและส่วนเครื่องยนต์ของเครื่องบิน (ตร.ม.)
ในทางกลับกัน:

,(15)

ที่ไหน
- พื้นที่ส่วนหน้าท้องของปีก (ตร.ม.)
Si คือพื้นที่ปีกที่ถูกครอบครองโดยห้องเครื่อง (ตร.ม.) ดูรูปที่ 2

ดังที่สถิติจากการชุมนุมของ SLA แสดงให้เห็นว่า "นักออกแบบโฮมเมด" มักใช้ปีกสี่เหลี่ยมในแผนเนื่องจากความเรียบง่ายทางเทคโนโลยี

สำหรับปีกดังกล่าว สูตร (14) จะปรากฏในรูปแบบ:

,(16)

ที่ไหน
- ปีกกว้างถูกครอบครองโดยส่วนหน้าท้องและส่วนห้องโดยสารของเครื่องยนต์
คำตอบสุดท้ายของสมการ (16) จะเป็นนิพจน์:

,(17)

ซึ่งสามารถแก้ไขได้โดยใช้ตาราง Bradis หากคุณไม่มีเครื่องคิดเลขอยู่ในมือ การพึ่งพาอาศัยกันโดยประมาณให้ผลลัพธ์ที่ดี:

,(18)

แต่ต้องจำไว้ว่าสูตรนี้ใช้ได้เฉพาะในระยะเริ่มต้นเท่านั้นที่เรียกว่า "ระยะการประมาณเป็นศูนย์"

หากรูปร่างปีกแตกต่างจากสี่เหลี่ยม การแก้ปัญหาการพึ่งพา (14) ทำให้เกิดปัญหาบางประการ ซึ่งในทางปฏิบัติสามารถหลีกเลี่ยงได้โดยการใช้เทคโนโลยีคอมพิวเตอร์เท่านั้น หากเป็นไปไม่ได้ที่จะนำคอมพิวเตอร์มาใช้งาน (ไม่มีคอมพิวเตอร์หรือซอฟต์แวร์ที่เหมาะสม) คุณสามารถใช้สูตร (17) หรือ (18) จากนั้นใช้วิธีประมาณค่าต่อเนื่องกันเพื่อกำหนดช่วงปีกเรขาคณิตโดยใช้ สูตร (14) กลั่นสีในแต่ละขั้นตอน ในเรื่องของการประมาณตามสิทธิ์ของผู้เชี่ยวชาญที่ "น่านับถือ" มากที่สุดในสาขาสูตร (8) ฉันแนะนำให้ใช้เป็นแบบออกแบบพร้อมชี้แจงช่วงในภายหลังตามผลลัพธ์ของการล้างหรือการตรวจสอบการคำนวณสำหรับเครื่องบิน โดยมีน้ำหนักบินขึ้นมากกว่า 500...600 กิโลกรัม สำหรับเครื่องบินที่มีน้ำหนักบินขึ้นน้อยกว่า 500 กิโลกรัม สูตรนี้อาจเป็นวิธีเดียวที่จะกำหนดช่วงปีก เนื่องจากวิธีการออกแบบปีกที่ระบุไว้ในหนังสือ “การออกแบบเครื่องบิน” ของ N.A. Fomin หรือ S.M. Yeger ต้องใช้แรงงานมาก เทียบได้กับต้นทุนแรงงานในการผลิต SLA (และตามกฎแล้ว "ยากเกินไป" สำหรับ DIYer เดี่ยว)

ด้วยเหตุนี้ผู้อ่านที่รักเราได้อธิบายสูตร (8) ให้เสร็จสิ้นตลอดจนส่วนเพิ่มเติมที่จำเป็นสำหรับการใช้งานและตอนนี้ลองพิจารณาตัวอย่างตามประเพณีที่กำหนดไว้แล้ว สำหรับข้อมูลการคำนวณ ดูตาราง 2.

ตารางที่ 2

พารามิเตอร์	มิติ	เครื่องบินหมายเลข 1	เครื่องบินหมายเลข 2

การคำนวณพร้อมคำอธิบายแสดงไว้ในตาราง 3.

ตารางที่ 3

พารามิเตอร์	มิติ	เครื่องบินหมายเลข 1	เครื่องบินหมายเลข 2	บันทึก
				โหมดล่องเรือ
				ตามสูตร (9)
				ตามสูตร (12)
				ตามสูตร (8)
				ตามสูตร (13)
				ตามสูตร (14)

ผลการคำนวณที่ได้สามารถเทียบเคียงได้กับเครื่องจักรที่มีอยู่จริงในตาราง 4.

ตารางที่ 4

ข้อมูลเริ่มต้นสำหรับการคำนวณ (ตารางที่ 2) นำมาจากและสำหรับ ANT-37 และ TsKB-26 ตามลำดับ ควรสังเกตว่าเครื่องบินเหล่านี้เข้าร่วมการแข่งขันเครื่องบินทิ้งระเบิดระยะไกลของกองทัพอากาศกองทัพแดงในปี พ.ศ. 2479 ทั้งสองลำติดตั้งใบพัดคงที่และมีเครื่องยนต์ M-85 ระดับความสูงต่ำสองเครื่องและในช่วงเวลานั้นมันเป็นเทคโนโลยีขั้นสูง .

จากประสบการณ์ส่วนตัวในการสื่อสารกับผู้ที่ “ลงมือทำด้วยตัวเอง” ฉันรู้ว่าหลายคนชอบอ่านนิตยสารและสิ่งพิมพ์อื่นๆ บ่อยครั้งเพื่อค้นหาวิธีแก้ปัญหาทางเทคนิคที่พร้อมใช้งาน ดังนั้นจึงควรแสดงไว้ในตาราง 5 เป็นตัวอย่างสุดท้ายซึ่งคำนึงถึงข้อมูลเฉพาะของนิตยสาร Caller ID ด้วย

กระทรวงศึกษาธิการทั่วไปแห่งสหพันธรัฐรัสเซีย

มหาวิทยาลัยเทคนิคแห่งรัฐโนโวซีบีร์สค์

การออกแบบและการคำนวณ

องค์ประกอบเครื่องร่อนของเครื่องบินเพื่อความแข็งแกร่ง

ปีก.

แนวทางการจบรายวิชา

และโครงการสำเร็จการศึกษาสำหรับนักศึกษา

หลักสูตร III-V (พิเศษ 1301)

คณะการบิน

โนโวซีบีสค์

เรียบเรียงโดย: V.A. ปริญญาเอกเบิร์นส์

เช่น. Podruzhin ผู้สมัครสาขาวิทยาศาสตร์เทคนิค

บี.เค. สมีร์นอฟ วิทยาศาสตร์เทคนิค

ผู้วิจารณ์: V.L. Prisekin วิทยาศาสตรดุษฎีบัณฑิต สาขาเทคนิคศาสตร์

งานที่แผนกแล้วเสร็จ

การผลิตเครื่องบินและเฮลิคอปเตอร์

รัฐโนโวซีบีสค์

มหาวิทยาลัยเทคนิค 2543

งาน เนื้อหา และลำดับการดำเนินการ

โครงการหลักสูตร

วัตถุประสงค์ของโครงงานหลักสูตรคือเพื่อให้นักเรียนทำความคุ้นเคยในเชิงลึกและรายละเอียดมากขึ้นด้วยคุณสมบัติการออกแบบของเครื่องบินและเทคนิคการปฏิบัติจริงในการคำนวณความแข็งแกร่งขององค์ประกอบโครงสร้างเครื่องบิน

การมอบหมายโครงการหลักสูตรเกี่ยวข้องกับการแก้ปัญหาต่อไปนี้:

การเลือกเครื่องบินต้นแบบตามคุณลักษณะซึ่งเป็นข้อมูลเบื้องต้นของโครงการ

การกำหนดลักษณะมวลและเรขาคณิตของเครื่องบินที่จำเป็นสำหรับการคำนวณน้ำหนักโดยพิจารณาจากต้นแบบที่เลือก เค้าโครงปีก

การกำหนดโอเวอร์โหลดในการปฏิบัติงานและปัจจัยด้านความปลอดภัยสำหรับกรณีการออกแบบที่กำหนด

การกำหนดภาระที่กระทำบนปีกเมื่อเครื่องบินทำการซ้อมรบตามที่กำหนด โดยสร้างไดอะแกรม

การเลือกประเภทของโครงสร้างกำลังโครงสร้างของปีก (สปาร์, กระสุน, โมโนบล็อก) และการเลือกพารามิเตอร์ส่วนต่างๆ (ระยะห่างจากรากปีกถึงส่วนการออกแบบกำหนดโดยครู)

การคำนวณส่วนปีกสำหรับการดัด

การคำนวณส่วนปีกสำหรับแรงเฉือน

การคำนวณส่วนปีกสำหรับการบิด

ตรวจสอบผิวหนังปีกและผนังสปาร์เพื่อความแข็งแรงและความมั่นคง

การคำนวณความแข็งแกร่งของธาตุปีก (ตามคำแนะนำของอาจารย์)

หมายเหตุ

การคำนวณทั้งหมดดำเนินการบนพีซี และผลการคำนวณที่พิมพ์ออกมาจะถูกแทรกลงในบันทึกอธิบาย

ปริมาณการคำนวณที่ต้องการจากส่วนที่ระบุไว้ของโครงการนั้นได้รับมอบหมายจากครูเป็นรายบุคคล

บันทึกการคำนวณและคำอธิบายจัดทำขึ้นตาม GOST 2.105-79

การป้องกันโครงการหลักสูตรจะดำเนินการต่อสาธารณะโดยนักเรียนทุกคนในกลุ่มในเวลาเดียวกัน

การกำหนด:

L - ช่วงปีก;

พื้นที่ปีก S;

- การต่อปีก;

- ปีกแคบลง;

ความหนาสัมพัทธ์ของโปรไฟล์ส่วนปีก

ความหนาสัมพัทธ์ของโปรไฟล์ ตามลำดับ ที่รากและ

ส่วนปลายของปีก

 0.25 - ปีกกวาดไปตามแนวคอร์ดควอเตอร์

G คือน้ำหนักบินขึ้นของเครื่องบิน

จี cr. - น้ำหนักปีก

ข- คอร์ดปัจจุบันของปีก;

ขรูท - คอร์ดรากปีก

บีคอน - ปลายคอร์ดของปีก;

ฉ - ปัจจัยด้านความปลอดภัย

- โอเวอร์โหลดการปฏิบัติงานสูงสุดในทิศทางของแกน Y

- การหมุนเวียนสัมพัทธ์ของปีกแบนตรง

- การไหลเวียนของปีกสัมพัทธ์โดยคำนึงถึงการกวาด

q aer - โหลดแอโรไดนามิกเชิงเส้นบนปีก

Q aer - แรงเฉือนในส่วนปีกเนื่องจากภาระตามหลักอากาศพลศาสตร์

M aer - โมเมนต์ของโหลดแอโรไดนามิกในส่วนปีก

Q cr - แรงเฉือนจากน้ำหนักของปีก

M cr - โมเมนต์ของแรงน้ำหนักในส่วนปีก

G Fuel - น้ำหนักของเชื้อเพลิงในถังปีก

เชื้อเพลิง Q - แรงตัดจากน้ำหนักของถังเชื้อเพลิง

G agr - น้ำหนักของหน่วยและน้ำหนักที่เข้มข้น

M Fuel - โมเมนต์แรงของน้ำหนักถังเชื้อเพลิง

Q сср - แรงตัดจากมวลที่มีความเข้มข้น

M сср - โมเมนต์ของแรงเฉื่อยที่เข้มข้น

N คือแรงดึงที่กระทำต่อแผงปีก

 - ความหนาของผิวหนัง

H - ความสูงของเสากระโดง;

e - สนามสตริงเกอร์;

ก - ระยะห่างระหว่างซี่โครง;

n - จำนวนสตริงเกอร์;

F str - พื้นที่หน้าตัดของคาน;

F l-n - พื้นที่หน้าตัดของหน้าแปลนสปาร์

 st - ความหนาของผนังเสากระโดง;

 ใน - ความต้านทานแรงดึงของวัสดุ

 cr,  cr - ความเค้นโก่งระหว่างการบีบอัดและแรงเฉือนตามลำดับ

E - โมดูลัสยืดหยุ่นตามยาว;

G - โมดูลัสเฉือน;

 - อัตราส่วนของปัวซอง

ขั้นตอนการคำนวณความแข็งแกร่งบนพีซี

การคำนวณปีกเครื่องบินดำเนินการบนพีซี การคำนวณแบ่งออกเป็นหลายขั้นตอน ในระยะแรกจะพิจารณาภาระที่กระทำต่อปีก ข้อมูลที่จำเป็นสำหรับสิ่งนี้จะถูกป้อนลงในพีซีในโหมดโต้ตอบเพื่อตอบสนองต่อคำขอที่ปรากฏบนหน้าจอคอมพิวเตอร์หลังจากเปิดตัวโปรแกรม NAGR.EXE ต่อจากนั้น ไฟล์ข้อมูล NAGR.DAT จะถูกสร้างขึ้น โดยที่ข้อมูลที่ป้อนถูกป้อน และในการคำนวณครั้งต่อไป คุณสามารถเปลี่ยนข้อมูลเริ่มต้นในไฟล์ข้อมูลได้

ก่อนที่จะใช้โปรแกรม NAGR.EXE จำเป็นต้องเตรียมข้อมูลเบื้องต้นสำหรับการคำนวณน้ำหนักบรรทุกซึ่งรวมถึงการเลือกต้นแบบเครื่องบิน การสร้างลักษณะมวลและเรขาคณิตของเครื่องบิน เค้าโครงปีก การกำหนดค่าโอเวอร์โหลดในการปฏิบัติงาน และปัจจัยด้านความปลอดภัย

เมื่อคำนวณโหลด พารามิเตอร์ต่อไปนี้จะถูกป้อนลงในพีซี (อินพุตที่ไม่มีรูปแบบ):

คอร์ดรูตและเทอร์มินัล [m];

ปีกกว้าง [m];

ปัจจัยด้านความปลอดภัย [b/r];

น้ำหนักการบินขึ้นของเครื่องบิน [t];

การทำงานเกินพิกัด [b/r];

การไหลเวียนสัมพัทธ์ (11 ค่าจากตารางที่ 1) [b/r];

มุมกวาดตามแนวเส้นไตรมาสของปีก [องศา];

ความหนาสัมพัทธ์ของโปรไฟล์ในส่วนรากและส่วนปลาย [b/r];

น้ำหนักปีก [t];

จำนวนถังเชื้อเพลิงในปีก [b/r];

ความถ่วงจำเพาะของเชื้อเพลิง [t/m 3 ];

พิกัดสัมพัทธ์ของคอร์ดเริ่มต้นและสิ้นสุดของรถถัง [b/r];

คอร์ดเริ่มต้นของรถถัง [m];

สิ้นสุดคอร์ดของรถถัง [m];

ระยะห่างจากแกนตามเงื่อนไข (รูปที่ 1) ถึงเส้นกึ่งกลาง เชื้อเพลิงในส่วนรากและส่วนปลายของปีก [m];

จำนวนหน่วย [b/r];

น้ำหนักหน่วย [t];

พิกัดสัมพัทธ์ของมวลรวม [b/r];

ระยะห่างจากแกนตามเงื่อนไขถึงจุดศูนย์ถ่วง หน่วย [ม.];

ระยะห่างจากแกนเงื่อนไขถึงเส้น c d. ในส่วนรากและส่วนปลายของปีก [m];

ระยะห่างจากแกนเงื่อนไขถึงเส้น c และ. ในส่วนรากและส่วนปลายของปีก [m];

ระยะห่างจากแกนเงื่อนไขถึงเส้น c เสื้อ ในส่วนรากและส่วนปลายของปีก [m];

ผลลัพธ์ของการคำนวณโดยใช้โปรแกรม NAGR.EXE จะถูกป้อนลงในไฟล์ NAGR.DAT ซึ่งมีข้อมูลที่ป้อนในขั้นตอนแรกพร้อมความคิดเห็นที่เหมาะสมและยังแสดงพื้นที่ปีก การแคบ การยืดตัว การปฏิบัติการและการทำลายล้างที่ทำหน้าที่ ปีกและตารางคำนวณโดยโปรแกรมโหลดที่กระทำในปีกจากปัจจัยแรงต่างๆ:

ตารางโหลดตามหลักอากาศพลศาสตร์ (ตารางที่ 1)

ตารางการรับน้ำหนักตามน้ำหนักของโครงสร้างปีก (ตารางที่ 2)

ตารางน้ำหนักบรรทุกจากน้ำหนักถังน้ำมันเชื้อเพลิง (ตารางที่ 3)

ตารางโหลดจากแรงรวมศูนย์ (ตารางที่ 4)

ตารางแรงเฉือนรวมและโมเมนต์การดัดงอจากปัจจัยแรงทั้งหมด (ตารางที่ 5)

ตารางโมเมนต์ของแรงทั้งหมดที่กระทำต่อปีกสัมพันธ์กับแกน z ทั่วไป (ตารางที่ 6);

ตารางการดัดงอและโมเมนต์แรงบิดที่ทำในส่วนปกติของแกนความแข็งของปีก (ตารางที่ 7)

ในขั้นตอนที่สอง โดยใช้โปรแกรม REDUC.EXE ปีกจะถูกคำนวณสำหรับการดัดงอโดยใช้วิธีค่าสัมประสิทธิ์การลด การเตรียมข้อมูลเบื้องต้นสำหรับโปรแกรม REDUC.EXE ประกอบด้วยการเลือกประเภทของวงจรกำลังของปีก การเลือกพารามิเตอร์ของส่วนการออกแบบ (ดูย่อหน้าที่ 5.1-5.3) วิธีการคำนวณส่วนปีกสำหรับการดัดงอโดยใช้วิธีค่าสัมประสิทธิ์การลดมีอธิบายไว้ในย่อหน้าที่ 6.1

ข้อมูลเริ่มต้นสำหรับโปรแกรม REDUC.EXE (โปรแกรมใช้อินพุตของข้อมูลเริ่มต้นในสองโหมด - กล่องโต้ตอบและไฟล์) คือ:

จำนวนคานบนแผงปีกด้านบน [b/r];

จำนวนคานบนแผงปีกด้านล่าง [b/r];

ความสูงและความหนาของหน้าแปลนอิสระในแผงปีกที่บีบอัด (ด้านบน) [ซม.]

พื้นที่หน้าตัดของคาน [ซม. 2 ];

โมเมนต์ความเฉื่อยของคานของแผงด้านบน [ซม. 4];

พิกัด x,y ของจุดศูนย์ถ่วงของคานเส้น [cm];

โมดูลัสยืดหยุ่นของวัสดุคานและส่วนข้าง [กก./ซม. 2 ];

ความหนาของผิวหนังบริเวณปีกบนและล่าง [ซม.]

จำนวนเสากระโดง [b/r];

พื้นที่หน้าตัดของสมาชิกด้านข้าง [ซม. 2 ];

พิกัด x,y ของจุดศูนย์ถ่วงของหน้าแปลนส่วนประกอบด้านข้าง [ซม.]

ความสูงของด้านข้าง [ซม.];

แรงดึงของวัสดุเสากระโดงและคานขวาง [กก./ซม.2 ];

โมเมนต์การดัดงอ [kgcm];

ระยะห่างของซี่โครง [ซม.];

ระยะพิตช์ของคานในแผงปีกที่บีบอัดและขยายออก [ซม.]

ผลการคำนวณของโปรแกรม REDUC.EXE คือตารางที่อยู่ในไฟล์ REZ.DAT โดยให้ค่าต่อไปนี้สำหรับการวนซ้ำแต่ละครั้ง:

จำนวนคานและเสากระโดง;

พื้นที่หน้าตัดของคานและเสากระโดง;

พื้นที่หน้าตัดรวมขององค์ประกอบเสริมแรงที่มีการหุ้มที่แนบมา

ค่าสัมประสิทธิ์การลด

ความเครียดที่สำคัญในสตริงเกอร์ระหว่างการสูญเสียความมั่นคงโดยทั่วไป

ความเครียดที่สำคัญใน stringers ระหว่างการโก่งงอเฉพาะที่

ความเครียดที่อนุญาตใน stringers และสมาชิกด้านข้าง

ความเครียดที่เกิดขึ้นจริงในสตริงเกอร์และสมาชิกข้าง

นอกเหนือจากข้อมูลที่แสดงแล้ว ยังมีการสร้างไฟล์ข้อมูลสองไฟล์ CORD.DAT และ DAN.DAT ไฟล์แรกของไฟล์เหล่านี้มีพิกัด x, y ของจุดศูนย์ถ่วงของ stringers และไฟล์ที่สองประกอบด้วยข้อมูลที่เหลือที่ป้อนในโหมดโต้ตอบเมื่อเข้าถึงโปรแกรมครั้งแรกซึ่งช่วยให้คุณแก้ไขข้อมูลที่ป้อนได้อย่างมีประสิทธิภาพมากขึ้นในระหว่างดำเนินการต่อไป ทำงานกับโปรแกรม

ในขั้นตอนที่สาม ส่วนปีกจะถูกคำนวณสำหรับแรงเฉือนและแรงบิด วิธีการคำนวณส่วนปีกสำหรับแรงเฉือนและแรงบิดระบุไว้ในย่อหน้าที่ 7.1, 8.1, 8.2 โปรแกรมสำหรับการคำนวณเหล่านี้รวบรวมโดยอิสระ

ในขั้นตอนที่สี่เตรียมข้อสรุปเกี่ยวกับความแข็งแกร่งของปีก ข้อสรุปนี้จัดทำขึ้นตามข้อ 9

ในขั้นตอนที่ห้า จะทำการคำนวณการออกแบบและความแข็งแรงขององค์ประกอบปีก องค์ประกอบที่ระบุโดยครูอาจมีการออกแบบ

การคำนวณความแข็งแรงขององค์ประกอบปีกเกี่ยวข้องกับการพัฒนารูปแบบการออกแบบ การกำหนดโหลดที่กระทำต่อองค์ประกอบที่กำหนด การคำนวณความเครียด การเลือกลักษณะองค์ประกอบตามเงื่อนไขความแข็งแกร่ง

วิธีการแก้ไขปัญหาโครงการรายวิชา

ฉัน. การเลือกเครื่องบินต้นแบบตามคุณลักษณะ

ข้อมูลเริ่มต้นสำหรับโครงการมีลักษณะดังต่อไปนี้: ช่วงปีก L, พื้นที่ปีก S, ปีกเรียว η, ความหนาของโปรไฟล์สัมพัทธ์ในส่วนรากและส่วนปลายของปีก, ปีกที่กวาดไปตามเส้นคอร์ดไตรมาส χ 0.25, น้ำหนักการบินขึ้น ของเครื่องบิน G กรณีการออกแบบ (A , A ′ , B ฯลฯ ) ขึ้นอยู่กับลักษณะทางเรขาคณิตและมวลของเครื่องบิน ต้นแบบของมันจะถูกกำหนดโดยการทำงาน เป็นต้น

2. การสร้างลักษณะมวลและเรขาคณิตของเครื่องบิน เค้าโครงปีก

สำหรับต้นแบบที่พบ คุณสมบัติของโครงร่างปีก (จำนวนและตำแหน่งของเครื่องยนต์, ล้อลงจอด, ถังเชื้อเพลิง, การควบคุม, การใช้เครื่องจักร, โหลดแบบรวมศูนย์บนชุดกันสะเทือนภายนอก), น้ำหนักของเชื้อเพลิงและหน่วยที่ตั้งอยู่บนปีกกำลังได้รับการชี้แจง . หากไม่พบลักษณะมวลของหน่วยในวรรณคดี ค่าเหล่านั้นจะถูกกำหนด (ตามข้อตกลงกับครู) โดยใช้ข้อมูลทางสถิติสำหรับประเภทของเครื่องบินที่อยู่ระหว่างการพิจารณา

โดยใช้ลักษณะทางเรขาคณิตที่พบ ร่างของปีกถูกสร้างขึ้นในมาตราส่วน 1:5, 1:6, 1:10, 1:25 และเค้าโครงของมันถูกสร้างขึ้น (การวางเสากระโดง ถังเชื้อเพลิง อุปกรณ์ลงจอด ระบบขับเคลื่อน ระบบ, สินค้าต่างๆ เป็นต้น) ลักษณะทางเรขาคณิตของปีกที่จำเป็นสำหรับการก่อสร้างถูกกำหนดโดยสูตร:

, ,

มุมกวาดปีก χ ถูกระบุตามแนวเส้นที่ผ่านคอร์ดควอเตอร์ (รูปที่ 1) บนปีกที่วาดตามขนาดจำเป็นต้องวาดเส้นจุดศูนย์ถ่วงเส้นที่ผ่านคอร์ดควอเตอร์เส้นของจุดศูนย์กลางความดันแกนพิกัดธรรมดาและแบ่งปีกออกเป็นส่วน ๆ ที่นี่ .

3. การกำหนดโอเวอร์โหลดในการปฏิบัติงานและปัจจัยด้านความปลอดภัย

ขนาดของโอเวอร์โหลดในการปฏิบัติงานและปัจจัยด้านความปลอดภัยสำหรับเครื่องบินและกรณีการออกแบบที่กำหนดนั้นถูกกำหนดโดยใช้งานและสื่อการสอน ในข้อความของบันทึกอธิบายจำเป็นต้องปรับการเลือกค่าตัวเลขของพารามิเตอร์เหล่านี้ให้เหมาะสม เครื่องบินทุกลำแบ่งออกเป็นสามประเภทขึ้นอยู่กับระดับของความคล่องแคล่วที่ต้องการ

คลาส A - เครื่องบินที่คล่องแคล่วซึ่งรวมถึงเครื่องบินที่ทำการซ้อมรบที่คมชัดเช่นเครื่องบินรบ () การบรรทุกเกินพิกัดในระยะสั้นสำหรับเครื่องบินดังกล่าวสามารถเข้าถึง 1011 หน่วย

คลาส B - เครื่องบินที่มีความคล่องตัวจำกัด ซึ่งเคลื่อนที่ส่วนใหญ่ในระนาบแนวนอน ()

คลาส B - เครื่องบินที่ไม่สามารถเคลื่อนที่ได้ซึ่งไม่ทำการซ้อมรบกะทันหัน ()

เครื่องบินขนส่งและผู้โดยสารอยู่ในคลาส B เครื่องบินทิ้งระเบิดอยู่ในคลาส B หรือ C เครื่องบินรบอยู่ในคลาส A

การบรรทุกที่หลากหลายบนเครื่องบินนั้นขึ้นอยู่กับรูปแบบการออกแบบหรือกรณีการออกแบบ ซึ่งสรุปไว้ในเอกสารพิเศษ กรณีการออกแบบถูกกำหนดด้วยตัวอักษรละตินพร้อมดัชนี ตารางที่ 1 แสดงกรณีที่คำนวณแล้วของการโหลดเครื่องบินในเที่ยวบิน

ปัจจัยด้านความปลอดภัย f ถูกกำหนดจาก 1.5 ถึง 2.0 ขึ้นอยู่กับระยะเวลาของโหลดและความสามารถในการทำซ้ำระหว่างการทำงาน

การบรรทุกเกินพิกัดสูงสุดในการปฏิบัติงานเมื่อเคลื่อนที่เครื่องบินโดยถอดกลไกการบินขึ้นและลงจอดจะถูกกำหนดดังนี้:

ที่ม 8000กก

ที่ม.  27500 กก

สำหรับค่ากลางของน้ำหนักเที่ยวบิน สูตรจะกำหนดน้ำหนักเกินพิกัด

4

. การกำหนดภาระที่กระทำต่อปีก

โครงสร้างปีกคำนวณตามแรงทำลายล้าง

,

4.1 การหาค่าโหลดตามหลักอากาศพลศาสตร์

โหลดตามหลักอากาศพลศาสตร์จะกระจายไปตามช่วงปีกตามการเปลี่ยนแปลงของการไหลเวียนสัมพัทธ์
(เมื่อคำนวณ
ค่าสัมประสิทธิ์อิทธิพลของลำตัวและส่วนเครื่องยนต์สามารถละเลยได้) ค่าควรนำมาจากงานโดยให้ไว้ในรูปแบบของกราฟหรือตารางสำหรับส่วนปีกต่างๆ ขึ้นอยู่กับลักษณะของมัน (อัตราส่วนภาพ, ความเรียว, ความยาวส่วนตรงกลาง ฯลฯ ) คุณสามารถใช้ข้อมูลที่ระบุในตารางที่ 2

ตารางที่ 2

การกระจายการไหลเวียนของส่วนต่างๆ สำหรับปีกสี่เหลี่ยมคางหมู

โหลดแอโรไดนามิกเชิงเส้นที่คำนวณได้ (ทิศทาง q ของอากาศสามารถประมาณได้ว่าตั้งฉากกับระนาบของคอร์ดปีก) สำหรับปีกแบนที่

(1)

สำหรับปีกที่ถูกกวาด

, (2)

(3)

เมื่อคำนึงถึงการกวาด จะไม่คำนึงถึงการบิดปีก สำหรับปีกที่มีการกวาด χ › 35 o สูตร (3) ให้ข้อผิดพลาดในค่าการไหลเวียนสูงถึง 20%

วิธีการคำนวณสำหรับปีกที่ไม่ใช่ระนาบของรูปร่างใด ๆ ได้อธิบายไว้ในงาน

จากแผนภาพของโหลดแบบกระจาย q aer ซึ่งคำนวณใน 12 ส่วนโดยใช้สูตร (1) หรือ (2) แผนภาพของ Q aer จะถูกสร้างขึ้นตามลำดับ และเอ็มแอร์ . เราพบการใช้การพึ่งพาส่วนต่างที่รู้จัก

การรวมจะดำเนินการเป็นตัวเลขโดยใช้วิธีสี่เหลี่ยมคางหมู (รูปที่ 2) จากผลการคำนวณ ไดอะแกรมของโมเมนต์การโก่งตัวและแรงเฉือนจะถูกสร้างขึ้น

4.2 คำจำกัดความของมวลและแรงเฉื่อย

4.2.1 การหาแรงกระจายจากน้ำหนักของโครงสร้างปีกเอง การกระจายแรงของมวลตามแนวปีกโดยมีข้อผิดพลาดเล็กน้อย ถือได้ว่าเป็นสัดส่วนกับภาระตามหลักอากาศพลศาสตร์

,

หรือสัดส่วนกับคอร์ด

โหลดมวลเชิงเส้นถูกนำไปใช้ตามแนวจุดศูนย์ถ่วงของส่วนต่างๆ ซึ่งโดยปกติจะอยู่ที่ 40-50% ของคอร์ดจากนิ้วเท้า โดยการเปรียบเทียบกับแรงทางอากาศพลศาสตร์ จะกำหนด Qcr และเอ็ม cr. . ไดอะแกรมถูกสร้างขึ้นตามผลการคำนวณ

4.2.2 การหาค่าแรงกระจายจากน้ำหนักถังน้ำมันเชื้อเพลิง โหลดมวลเชิงเส้นแบบกระจายจากถังเชื้อเพลิง

โดยที่ γ คือความถ่วงจำเพาะของเชื้อเพลิง B คือระยะห่างระหว่างเสากระโดงซึ่งเป็นผนังถัง (รูปที่ 3)

ความหนาของโปรไฟล์สัมพัทธ์ในส่วน

4.2.3 การสร้างแผนภาพแรงรวมศูนย์ แรงเฉื่อยที่เข้มข้นจากหน่วยและน้ำหนักที่อยู่ในปีกและยึดติดกับปีกจะถูกใช้ที่จุดศูนย์ถ่วงและถูกนำไปขนานกับแรงแอโรไดนามิก การออกแบบโหลดที่มีความเข้มข้น

ผลลัพธ์จะถูกนำเสนอในรูปแบบของไดอะแกรม Q comp และเอ็มคอมพ์ . แผนภาพรวมของ Q Σ และ M xΣ จากแรงทั้งหมดที่ใช้กับปีกถูกสร้างขึ้น โดยคำนึงถึงสัญญาณของพวกมัน:

4.3 การคำนวณโมเมนต์ที่สัมพันธ์กับแกนธรรมดา

4.3.1 คำจำกัดความ
จากแรงทางอากาศพลศาสตร์ แรงแอโรไดนามิกกระทำตามแนวศูนย์กลางแรงดัน ซึ่งถือว่าทราบตำแหน่งแล้ว เมื่อวาดปีกตามแผนแล้ว เราจะสังเกตตำแหน่ง ΔQ aer i บนเส้นของศูนย์กลางแรงดัน และใช้ภาพวาด เพื่อกำหนด h aer i (รูปที่ 5)

ต่อไปเราจะคำนวณ
และ
ตามสูตร

และสร้างไดอะแกรม

4.3.2. การหาค่าจากมวลกระจายของปีก (และ
). แรงมวลที่กระจายไปตามช่วงปีกทำหน้าที่ตามแนวจุดศูนย์ถ่วงของโครงสร้าง (ดูรูปที่ 5)

ที่ไหน
- คำนวณแรงรวมศูนย์จากน้ำหนักของส่วนปีกระหว่างสองส่วนที่ติดกัน
- ไหล่จากจุดออกแรงถึงแกน
. ค่าจะถูกคำนวณในทำนองเดียวกัน
. ตามการคำนวณ ไดอะแกรม และการก่อสร้าง

4.3.3 คำจำกัดความ
จากกองกำลังที่รวมศูนย์

,

โดยที่น้ำหนักโดยประมาณของแต่ละหน่วยหรือน้ำหนักบรรทุก
- ระยะห่างจากจุดศูนย์ถ่วงของแต่ละหน่วยหรือโหลดถึงแกน

หลังจากการคำนวณ
ช่วงเวลาทั้งหมดจะถูกกำหนด
จากแรงทั้งหมดที่กระทำต่อปีก จึงมีการสร้างแผนภาพขึ้น (หมายถึงผลรวมพีชคณิต)

4.4 การกำหนดค่าการออกแบบ
และ
สำหรับส่วนปีกที่กำหนด

เพื่อกำหนดและปฏิบัติตาม:

ค้นหาตำแหน่งโดยประมาณของจุดศูนย์กลางความแข็งแกร่ง (รูปที่ 6)

,

ที่ไหน
- ความสูงของสปาร์ i-th; - ระยะทางจากเสา A ที่เลือกถึงผนังเสากระโดงที่ i m – จำนวนเสากระโดง;

คำนวณโมเมนต์เกี่ยวกับแกน Z ที่ผ่านตำแหน่งโดยประมาณของจุดศูนย์กลางความแข็งแกร่งและขนานกับแกน Z ทั่วไป

;

สำหรับปีกแบบกวาด ให้แก้ไขการกวาด (รูปที่ 7) โดยใช้สูตร

5. การเลือกรูปแบบกำลังโครงสร้างของปีก การเลือกพารามิเตอร์

ส่วนการออกแบบ

5.1 การเลือกโครงสร้างปีกและโครงร่างกำลัง

ประเภทของแผนกำลังโครงสร้างปีกได้รับการคัดเลือกโดยใช้คำแนะนำที่กำหนดไว้ในการบรรยายและผลงาน

5.2 การเลือกโปรไฟล์ของส่วนการออกแบบของปีก

ความหนาสัมพัทธ์ของโปรไฟล์ของส่วนการออกแบบถูกกำหนดโดยสูตร (4) มีการเลือกโปรไฟล์สมมาตร (เพื่อความเรียบง่าย) ที่สอดคล้องกับความหนาจากงาน ประเภทของเครื่องบินที่พิจารณาและรวบรวมตารางที่ 3 โปรไฟล์ที่เลือกจะถูกวาดบนกระดาษกราฟในระดับ (1:10, 1:25) หากโปรไฟล์ของความหนาที่ต้องการไม่แสดงอยู่ในสมุดอ้างอิง คุณสามารถใช้โปรไฟล์ที่มีความหนาใกล้เคียงที่สุดจากหนังสืออ้างอิง และคำนวณข้อมูลทั้งหมดใหม่โดยใช้สูตร

ตารางที่ 3.

,

โดยที่ y คือค่าที่คำนวณได้ของการเรียงลำดับ
- ค่าตารางของการบวช;
- ค่าตารางของความหนาสัมพัทธ์ของโปรไฟล์ปีก

สำหรับปีกแบบกวาด การแก้ไขการกวาดควรทำโดยใช้สูตร

,

5.3 การเลือกพารามิเตอร์ส่วน (การคำนวณโดยประมาณ)

5.3.1 การหาแรงตั้งฉากที่กระทำต่อแผงปีก

สำหรับการคำนวณครั้งต่อไป เราจะพิจารณาทิศทางเป็นบวก
, และ
ในส่วนการคำนวณ (รูปที่ 8) หน้าแปลนสปาร์และคานที่มีผิวหนังติดอยู่จะดูดซับโมเมนต์การดัดงอ แรงที่โหลดแผงสามารถกำหนดได้จากการแสดงออก

,

ที่ไหน
; F – พื้นที่หน้าตัดของปีกถูกจำกัดโดยเสากระโดงด้านนอก B - ระยะห่างระหว่างสมาชิกด้านนอก (รูปที่ 9)

สำหรับแผงที่ยืดออก ให้ใช้แรง N ที่มีเครื่องหมายบวก สำหรับแผงที่ถูกบีบอัด - ที่มีเครื่องหมายลบ

จากข้อมูลทางสถิติการคำนวณควรคำนึงถึงแรงที่รับรู้โดยหน้าแปลนสมาชิกด้านข้าง -
,
.

ค่าสัมประสิทธิ์, ,  แสดงไว้ในตารางที่ 4 และขึ้นอยู่กับประเภทของปีก

ตารางที่ 4.

5.3.2. การกำหนดความหนาของเปลือก ความหนาของผิว  สำหรับโซนแรงดึงถูกกำหนดตามทฤษฎีความแข็งแรงที่ 4:

ที่ไหน - ความเค้นแรงดึงของวัสดุเปลือก  - ค่าสัมประสิทธิ์ค่าที่กำหนดในตารางที่ 4 สำหรับโซนที่ถูกบีบอัดควรใช้ความหนาของผิวหนังเท่ากับ
.

5.3.3 การกำหนดระยะพิทช์ของคานและสัน ระยะพิทช์ของสตริงเกอร์ และซี่โครง a ถูกเลือกในลักษณะที่พื้นผิวของปีกไม่มีคลื่นที่ยอมรับไม่ได้

ในการคำนวณการโก่งตัวของผิวหนัง เราพิจารณาว่ามีคานและโครงรองรับอย่างอิสระ (รูปที่ 10) ค่าการโก่งตัวที่ยิ่งใหญ่ที่สุดเกิดขึ้นที่กึ่งกลางของแผ่นที่พิจารณา:

,

ที่ไหน
- น้ำหนักปีกเฉพาะ - ความแข็งแกร่งของทรงกระบอกของผิวหนัง ค่าสัมประสิทธิ์ d ขึ้นอยู่กับ
มอบให้ในงาน โดยทั่วไปอัตราส่วนนี้คือ 3

ควรเลือกระยะห่างระหว่างคานและโครงเพื่อให้เป็นเช่นนั้น
.

จำนวนสตริงเกอร์ในพาเนลที่ถูกบีบอัด

,

ที่ไหน - ความยาวส่วนโค้งของผิวหนังแผงที่ถูกบีบอัด

จำนวนคานในแผงที่ยืดออกควรลดลง 20% ตามที่ระบุไว้ข้างต้น ระยะห่างระหว่างซี่โครง
.

5.3.4 การหาพื้นที่หน้าตัดของคาน พื้นที่หน้าตัดของคานในโซนบีบอัดเป็นการประมาณครั้งแรก

,

ที่ไหน
- ความเค้นวิกฤตของสตริงเกอร์ในโซนบีบอัด (เป็นการประมาณครั้งแรก
).

พื้นที่หน้าตัดของคานในโซนยืด

,

ความต้านทานแรงดึงของวัสดุคานอยู่ที่ไหน

5.3.5 การกำหนดพื้นที่หน้าตัดของสมาชิกข้าง พื้นที่ของส่วนต่อข้างมีหน้าแปลนอยู่ในโซนอัด

,

ที่ไหน
- ความเครียดที่สำคัญเมื่อหน้าแปลนสปาร์สูญเสียความมั่นคง
(รับแรงดึงของวัสดุเสากระโดง)

พื้นที่ของปีกแต่ละปีกของปีกคู่นั้นหาได้จากเงื่อนไข

, (5)

และสำหรับปีกสามสปาร์

พื้นที่เสากระโดงในเขตตึงเครียด

,

โดยที่ k คือสัมประสิทธิ์ที่คำนึงถึงความอ่อนแอของสมาชิกด้านข้างโดยการติดตั้งรู ด้วยการเชื่อมต่อหมุดย้ำ k = 0.9 ۞ 0.95

พื้นที่ของแต่ละหน้าแปลนจะใกล้เคียงกับพื้นที่ในโซนอัดจากเงื่อนไข (5) หรือ (6)

5.3.6 การกำหนดความหนาของผนังของชิ้นส่วนด้านข้าง เราถือว่าแรงเฉือนทั้งหมดถูกรับรู้โดยผนังของชิ้นส่วนด้านข้าง

ที่ไหน - แรงรับรู้จากกำแพงของสปาร์ i-th สำหรับปีกสามสปาร์ (n=3)

ที่ไหน
- ความสูงของผนังเสากระโดงในส่วนการออกแบบของปีก

ความหนาของผนัง

. (7)

นี่คือความเครียดที่สำคัญของการสูญเสียความมั่นคงของผนังสปาร์ปีกจากแรงเฉือน (รูปที่ 11) สำหรับการคำนวณ ควรถือว่าผนังทั้งสี่ด้านได้รับการรองรับอย่างง่าย:

ที่ไหน
เมื่อ > สำหรับ a ควรแทนที่ใน (8) โดย a และในสูตรสำหรับ - บน
. สูตร (8) ใช้ได้สำหรับ

การทดแทนค่า
จาก (8) ถึง (7) เราจะพบความหนาของผนังของสปาร์ i-th

.

6. การคำนวณส่วนปีกสำหรับการดัด

ในการคำนวณส่วนปีกสำหรับการดัดงอ โปรไฟล์ของส่วนการออกแบบของปีกจะถูกวาดโดยวางคานและเสากระโดงที่มีหมายเลขไว้ (รูปที่ 12) เครื่องสายควรวางไว้ที่จมูกและส่วนท้ายของโครงโดยมีระยะห่างที่ใหญ่กว่าระหว่างเสากระโดง การคำนวณส่วนปีกสำหรับการดัดงอทำได้โดยใช้วิธีลดค่าสัมประสิทธิ์และการประมาณต่อเนื่อง

6.1 ขั้นตอนการคำนวณการประมาณค่าแรก

พื้นที่หน้าตัดที่ลดลงของซี่โครงตามยาว (เอ็น, ส่วนประกอบด้านข้าง) ที่มีผิวหนังติดอยู่จะถูกพิจารณาว่าเป็นการประมาณครั้งแรก

ที่ไหน - พื้นที่หน้าตัดจริงของซี่โครงที่ i
- พื้นที่หุ้มที่แนบมา (- สำหรับแผงยืด
- สำหรับแผงที่ถูกบีบอัด) - ค่าสัมประสิทธิ์การลดของการประมาณครั้งแรก

หากวัสดุของหน้าแปลนของเสากระโดงและคานแตกต่างกัน ควรลดขนาดให้กับวัสดุชนิดเดียวผ่านค่าสัมประสิทธิ์การลดในแง่ของโมดูลัสยืดหยุ่น

,

ที่ไหน - โมดูลของวัสดุขององค์ประกอบ i-th; - โมดูลของวัสดุที่โครงสร้างลดลง (ตามกฎแล้วนี่คือวัสดุของสายพานของสปาร์ที่รับน้ำหนักมากที่สุด) แล้ว

ในกรณีที่ใช้วัสดุที่แตกต่างกันของสายพานสปาร์และสายพานสตริงเกอร์ ให้เปลี่ยนแทน
.

การกำหนดพิกัด และ จุดศูนย์ถ่วงของส่วนขององค์ประกอบโปรไฟล์ตามยาวสัมพันธ์กับแกนที่เลือกโดยพลการ และ (รูปที่ 12) และคำนวณโมเมนต์คงที่ขององค์ประกอบต่างๆ
และ
.

เรากำหนดพิกัดของจุดศูนย์ถ่วงของส่วนการประมาณแรกโดยใช้สูตร

,
.

เราวาดแกนผ่านจุดศูนย์ถ่วงที่พบ และ (แกน สะดวกในการเลือกส่วนที่ขนานกับคอร์ด) และกำหนดพิกัดของจุดศูนย์ถ่วงขององค์ประกอบทั้งหมดของส่วนที่สัมพันธ์กับแกนใหม่

เราคำนวณโมเมนต์ความเฉื่อย (แนวแกนและแรงเหวี่ยง) ของส่วนที่ลดลงสัมพันธ์กับแกนและ:

, ,
.

เรากำหนดมุมการหมุนของแกนกลางหลักของส่วน:

.

หากมุม α มากกว่า 5° แกนควรหมุนด้วยมุมนี้ (ค่ามุมบวกสอดคล้องกับการหมุนแกนตามเข็มนาฬิกา) และควรทำการคำนวณเพิ่มเติมโดยสัมพันธ์กับแกนกลางหลัก เพื่อให้การคำนวณง่ายขึ้น ขอแนะนำให้คำนวณมุม α เฉพาะเมื่อคำนวณการประมาณครั้งล่าสุดเท่านั้น โดยปกติ หากเลือกแกนขนานกับคอร์ดหน้าตัด มุม α จะกลายเป็นมุมที่ไม่มีนัยสำคัญและสามารถละเลยได้

เราพิจารณาความเค้นในองค์ประกอบหน้าตัดเป็นการประมาณครั้งแรก

.

แรงดันไฟฟ้าที่ตามมา เปรียบเทียบกับ
และ
สำหรับแผงที่ถูกบีบอัดและด้วย
และ - สำหรับแผงยืด

6.2 การหาค่าความเค้นของสตริงเกอร์วิกฤต

ความเค้นวิกฤตของสตริงเกอร์คำนวณจากเงื่อนไขของการโก่งงอทั่วไปและเฉพาะที่ การคำนวณ
ของรูปแบบการโก่งทั่วไปที่เราใช้นิพจน์

, (10)

ที่ไหน
. ที่นี่
- ความเครียดวิกฤตคำนวณโดยใช้สูตรของออยเลอร์:

(11)

ที่ไหน - ค่าสัมประสิทธิ์ขึ้นอยู่กับเงื่อนไขการรองรับปลายของคาน - ระยะห่างของซี่โครง; - ความยืดหยุ่นของคานพร้อมปลอกแนบ - รัศมีความเฉื่อยสัมพันธ์กับแกนกลางของส่วน

ในสูตร (11) ภายใต้ ควรจะเข้าใจ
แต่เพื่อความง่าย เราจะพิจารณาตำแหน่งของแกนเฉื่อยหลักให้ตรงกับแกน x

ในทางกลับกัน

,

โดยที่โมเมนต์ความเฉื่อยของคานที่มีปลอกแนบสัมพันธ์กับแกน x อยู่ที่ไหน (รูปที่ 13)
- พื้นที่หน้าตัดของคานที่มีปลอกแนบ ความกว้างของผิวหนังที่แนบมานั้นมีค่าเท่ากับ 30 δ (รูปที่ 13)

ที่ไหน
- โมเมนต์ความเฉื่อยของผิวหนังที่แนบมาสัมพันธ์กับแกนกลางของมันเอง x 1 (โดยปกติแล้วค่าจะน้อย)
- โมเมนต์ความเฉื่อยของคานที่สัมพันธ์กับแกนกลางของมันเอง x 2

ในการคำนวณรูปแบบการโก่งเฉพาะที่ ให้พิจารณาการโก่งของหน้าแปลนอิสระของคานกั้นเป็นแผ่นที่รองรับบานพับทั้งสามด้าน (รูปที่ 14) ในรูป ระบุ 14: a – ระยะห่างของซี่โครง; b 1 – ความสูงของหน้าแปลนอิสระของคาน (รูปที่ 13) สำหรับจานดังกล่าว
คำนวณโดยใช้สูตรเส้นกำกับ (10) ซึ่ง

โดยที่ k σ คือค่าสัมประสิทธิ์ขึ้นอยู่กับเงื่อนไขการรับน้ำหนักและการรองรับของแผ่น  с คือความหนาของหน้าแปลนอิสระของคาน

สำหรับกรณีที่อยู่ระหว่างการพิจารณา

.

สำหรับการเปรียบเทียบกับความเค้นจริงที่ได้รับจากการลด จะมีการเลือกความเค้นที่น้อยกว่า ซึ่งได้จากการคำนวณการโก่งทั่วไปและเฉพาะที่

ในระหว่างกระบวนการลดขนาดจำเป็นต้องคำนึงถึงสิ่งต่อไปนี้: หากความเค้นในหน้าแปลนที่ถูกบีบอัดของสปาร์กลายเป็นมากกว่าหรือเท่ากับค่าทำลายล้างในการประมาณค่าใด ๆ โครงสร้างปีกจะไม่สามารถ เพื่อรองรับภาระการออกแบบและต้องเสริมกำลัง ในกรณีนี้ไม่ควรทำการประมาณค่าเพิ่มเติม ถ้าสตริงเกอร์ที่ถูกบีบอัดหมายเลข "k" (พร้อมปลอกหุ้ม) มีแรงดันไฟฟ้า ปรากฎว่าน้อยกว่า ดังนั้นค่าสัมประสิทธิ์การลดควรเหลือไว้เท่าเดิมในการประมาณครั้งต่อไป ถ้าในสตริงเกอร์ที่ถูกบีบอัดใดๆ (พร้อมปลอกหุ้ม) ที่มีเลข "m" แรงดันไฟฟ้าจะมากกว่า
จากนั้นในการประมาณครั้งต่อไปควรคำนวณค่าสัมประสิทธิ์การลดโดยใช้สูตร

;

หากไม่มีแรงดันไฟฟ้าในคานใด ๆ ไม่เกิน แสดงว่าโครงสร้างมีน้ำหนักเกินอย่างเห็นได้ชัดและต้องมีการลดน้ำหนักลง

ในโซนยืดออกการปรับแต่งค่าสัมประสิทธิ์การลดในกระบวนการประมาณต่อเนื่องนั้นดำเนินการในลักษณะเดียวกัน แต่การเปรียบเทียบความเค้นที่คำนวณได้นั้นไม่ได้ดำเนินการด้วย แต่ด้วย .

เป็นผลให้เราได้รับค่าสัมประสิทธิ์การลดที่ปรับปรุงแล้วใหม่ของการประมาณที่ตามมา
. ต่อไป เราจะคำนวณการประมาณถัดไปในลำดับเดียวกันและปรับแต่งค่าสัมประสิทธิ์การลดอีกครั้ง การคำนวณจะดำเนินต่อไปจนกว่าค่าสัมประสิทธิ์การลดของการประมาณค่าที่ตามมาทั้งสองจะตรงกัน (ภายใน 5%)

7. การคำนวณส่วนปีกสำหรับแรงเฉือน

การคำนวณส่วนปีกสำหรับแรงเฉือนนั้นดำเนินการโดยไม่คำนึงถึงผลกระทบของแรงบิด (ถือว่าแรงตามขวางถูกนำไปใช้ที่กึ่งกลางของความแข็งของส่วนโดยสมมติว่าผนังของสมาชิกด้านข้างและผิวหนังทำหน้าที่ บนแรงเฉือน)

7.1 ขั้นตอนการคำนวณ

ในการคำนวณส่วนตัดขวางแบบหลายส่วนสำหรับแรงเฉือน จะทำการตัดตามยาวในแผงเพื่อให้โครงร่างเปิดออก สำหรับส่วนของปีกจะสะดวกในการตัดในระนาบของคอร์ดที่นิ้วเท้าของปีกและในผนังของเสากระโดง (รูปที่ 15) ในบริเวณที่เกิดการตัด จะใช้แรงสัมผัสเชิงเส้นปิดที่ไม่ทราบสาเหตุ

แรงสัมผัสเชิงเส้น ในการหุ้มแผง ส่วนปีกจะถูกกำหนดเป็นผลรวมของแรงในแนวสัมผัสเชิงเส้น
ในวงเปิดและแรงปิด ความพยายามถูกกำหนดโดยสูตร

, (12)

ที่ไหน
- แรงตัดที่คำนวณได้
- โมเมนต์คงที่ของพื้นที่ส่วนของส่วนที่จำกัดโดยซี่โครงที่ 1 และ (i-1) – ม. (ลำดับที่ยอมรับของการกำหนดหมายเลขของซี่โครงชัดเจนจากรูปที่ 14)
- โมเมนต์หลักของความเฉื่อยของส่วนทั้งหมดและตำแหน่งของจุดศูนย์ถ่วงนั้นนำมาจากการประมาณค่าสุดท้ายของการคำนวณการดัด

ในสูตร (12) ทิศทางของแรงตามขวางถือเป็นบวกเมื่อเกิดขึ้นพร้อมกับทิศทางบวกของแกน y เช่น ขึ้น. ทิศทางบวกของแรงในวงสัมผัสจะไหลสอดคล้องกับทิศทางการเคลื่อนที่ผ่านจุดกำเนิดของพิกัดตามเข็มนาฬิกา

เพื่อกำหนดการไหลปิดของแรงในวงสัมผัสเชิงเส้น เราจะเขียนสมการตามรูปแบบบัญญัติ

ค่าสัมประสิทธิ์ของสมการบัญญัติ (องค์ประกอบเมทริกซ์
และเวกเตอร์
) ถูกกำหนดโดยนิพจน์:

,
,
,

(ในที่นี้จะมีการสรุปผลบนแผง โดยที่
ไม่เท่ากับศูนย์ ตามลำดับ)

,
, - โมดูลัสแรงเฉือนลดลง (สำหรับการหุ้มดูราลูมิน
) ;
- ลดความหนาของผิวหนัง
;
- ค่าสัมประสิทธิ์การลดของการหุ้ม

โมดูลัสแรงเฉือนของผิวหนังแผงปีกไม่เท่ากับโมดูลัสแรงเฉือนของวัสดุผิวหนัง แต่ยังขึ้นอยู่กับความโค้ง ความหนา ระยะพิทช์ของซี่โครงและคาน (ขนาดของกรงเสริมแรง) รูปแบบการเสริมแรง และลักษณะของ กำลังโหลดจาน ค่าโมดูลัสแรงเฉือนนั้นถูกกำหนดอย่างแม่นยำมากหรือน้อยในเชิงประจักษ์สำหรับโครงสร้างที่กำหนด ในการคำนวณจำเป็นต้องใช้ค่าเฉลี่ยของ G ที่ได้จากการทดสอบโครงสร้างที่คล้ายกันเป็นส่วนใหญ่ เพราะ

,

จากนั้นในการคำนวณเราจะใช้ค่าของสัมประสิทธิ์การลดที่แสดงในรูป 15. ค่าสัมประสิทธิ์ของผิวหนังที่ทำจากวัสดุอื่นควรคูณด้วย - การไหลของแรงสัมผัสเชิงเส้นในส่วนเปิดของส่วนปีกเนื่องจากแรงเฉือน

จากผลการคำนวณ เราสร้างแผนภาพรวมของการไหลของแรงสัมผัสเชิงเส้นจากแรงเฉือนและแรงบิดตามแนวรูปร่างของส่วนการออกแบบของปีก เมื่อสร้างไดอะแกรมสรุป เราใส่ค่าบวกของกระแสภายในรูปร่างของส่วน

9. ตรวจสอบผิวหนังและผนังของชิ้นส่วนด้านข้างเพื่อความแข็งแรงและความมั่นคง

จากผลการคำนวณการตรวจสอบ ควรให้ข้อสรุปเกี่ยวกับความแข็งแกร่งของส่วนปีกที่เลือก ในการทำเช่นนี้ จะมีการตรวจสอบผิวหนังและผนังของชิ้นส่วนด้านข้างเพื่อความแข็งแรงและความมั่นคง

ความเครียดปกติสูงสุดที่กระทำต่อแผงผิวหนังที่เกี่ยวข้อง (หรือผนังสปาร์) โดยคำนึงถึง

และค่าสัมประสิทธิ์การลดผิวจะพบได้จากการแสดงออก

เมื่อตรวจสอบความแข็งแรงของผิวหนัง ค่าสัมประสิทธิ์จะถูกคำนวณ

คราเวตส์ เอ.เอส. ลักษณะของโปรไฟล์การบิน – อ.: โอโบรองกิซ, 1939.

Makarevsky A.I. , Korchemkin N.N. , ชาวฝรั่งเศส T.A. , Chizhov V.M. ความแข็งแกร่งของเครื่องบิน – ม.: วิศวกรรมเครื่องกล, 2518. 280 น.

มาตรฐานความสมควรเดินอากาศแบบครบวงจรสำหรับเครื่องบินขนส่งพลเรือนของประเทศสมาชิก CMEA – อ.: สำนักพิมพ์ TsAGI, 1985. 470 น.

โอดิโนคอฟ ยู.จี. การคำนวณความแข็งแกร่งของเครื่องบิน – ม.: วิศวกรรมเครื่องกล, 2516. 392 น.

ความแข็งแกร่ง ความมั่นคง การสั่นสะเทือน คู่มือ 3 เล่ม / เอ็ด. Birgera I.A., Panovko Ya.G. – อ: วิศวกรรมเครื่องกล, 2514

การบิน. สารานุกรม. เอ็ด Svishcheva G.P. – M: สำนักพิมพ์สารานุกรมรัสเซียรายใหญ่, 1994. 736 หน้า

ไฮนซ์ เอ.เอฟ. ชมิดท์. ฟลีเกอร์ – ยาร์บุค – เบอร์ลิน: Transpress VEB Verlag für Verkehrswesen, 1968 - 1972. 168S.

ไฮนซ์ เอ.เอฟ. ชมิดท์. ฟลีเกอร์ – ยาร์บุค – เบอร์ลิน: Transpress VEB Verlag für Verkehrswesen, 1973. 168S.

ไฮนซ์ เอ.เอฟ. ชมิดท์. ฟลีเกอร์ – ยาร์บุค – เบอร์ลิน: Transpress VEB Verlag für Verkehrswesen, 1980. 168S.

ไฮนซ์ เอ.เอฟ. ชมิดท์. Flügzeuge aus aller Welt. V. 1 – 4 – เบอร์ลิน: Transpress VEB Verlag für Verkehrswesen, 1972 - 1973

การคำนวณที่จำเป็น... หรือถูกระงับสำหรับองค์ประกอบการบริการ การออกแบบ เครื่องบินในระดับที่แตกต่างกัน เพื่อเพิ่ม...

การศึกษาความเป็นไปได้ของโครงการ เครื่องบิน

บทคัดย่อ >> เศรษฐศาสตร์

2.2. ระเบียบวิธี การคำนวณตัวชี้วัดต้นทุน เครื่องบิน, ระบบของมัน…………………………………………………………...29 2.3. การคำนวณตัวชี้วัดต้นทุน...วัสดุในปริมาณมาก การออกแบบ เครื่องร่อน. Tpl = 30 * Vpl T w = 0.2 * G o โดยที่ G o คือน้ำหนักที่รับออก เครื่องบินที พีแอล = 1.5 * ...

การคำนวณระบบไฮดรอลิก MIG

บทคัดย่อ >> ดาราศาสตร์

ด้วยความเร็วเหนือเสียง เครื่องร่อน เครื่องบินเป็นเนื้อความของ... ข้อจำกัดที่กำหนดขึ้น ออกแบบ เครื่องบินโดยหัวความเร็วสูงสุด q ... เมื่อก้านยื่นออกไป: ; ; ; ; ; ; ; ; ; . การคำนวณตัวเรือนกระบอกไฮดรอลิก (ท่อผนังบางทำจาก...

การออกแบบอุปกรณ์ติดตั้งประกอบ

บทคัดย่อ >> อุตสาหกรรมการผลิต

มั่นใจได้ถึงเทคโนโลยีชั้นสูง การออกแบบคือว่า ออกแบบกำลังได้รับการพัฒนาร่วมกับ โดยการคำนวณเพื่อใช้ในกรณี...เกิดข้อผิดพลาดในการผลิตชิ้นส่วน การประกอบชิ้นส่วน เครื่องร่อน เครื่องบินในอุปกรณ์ประกอบช่วยให้มั่นใจในความถูกต้องของ...