1. Selecionando um protótipo de aeronave

A aeronave MiG-3 foi escolhida como protótipo.

Figura 1 Visão geral Aeronave MiG-3

1.1 Descrição da asa KSS do MiG-3

A asa consistia em três partes: uma seção central toda em metal e dois consoles de madeira.

A asa tinha um perfil Clark YH com espessura de 14-8%. A varredura da asa é de +1 grau e o V transversal é de 5° no MiG-1 e 6° no MiG-3. Proporção da asa 5,97.

A seção central toda em metal (duralumínio) tinha uma estrutura composta por uma longarina principal, duas longarinas auxiliares e dez nervuras. A longarina principal possuía paredes de duralumínio de 2 mm de espessura com perfis de reforço e flanges de aço 30KhGSA. Em seção transversal, a longarina era uma viga em I. As longarinas auxiliares tinham um design semelhante. O revestimento da parte superior da seção central foi reforçado com cinco longarinas. Toda a estrutura foi conectada com rebites. Entre as longarinas dianteira e principal havia nichos para as rodas. As nervuras na área do arco da roda foram reforçadas. Entre as longarinas principal e traseira havia compartimentos com dois tanques de combustível, cada um com capacidade de 150 litros (no protótipo I-200 os tanques tinham 75 litros). Os tanques são fabricados em liga AMN e, com exceção da primeira série, possuem paredes autovedantes. O revestimento da seção central sob os tanques era removível e reforçado com perfis rebitados. O painel foi fixado com parafusos de seis milímetros. A ligação entre a seção central e a estrutura da fuselagem era destacável, o que simplificou o reparo do veículo.

Os consoles das asas eram de madeira. Seu projeto consistia em uma longarina principal, duas longarinas auxiliares e 15 nervuras. A longarina principal tinha formato de caixa; a seção central tinha sete camadas e as extremidades cinco camadas de compensado de pinho com 4 mm de espessura. As prateleiras com largura de 14-15 mm eram feitas de madeira delta. A largura da longarina na seção central é de 115 mm, nas extremidades - 75 mm.

As longarinas auxiliares em forma de caixa tinham paredes em compensado de bétula com espessura de 2,5 a 4 mm. Cola de caseína, parafusos e pregos foram usados ​​para conectar a moldura à pele da asa. O bordo de ataque da asa era parcialmente coberto com compensado grosso, e entre a primeira e a sexta nervuras havia uma cobertura em chapa de duralumínio, fixada na moldura interna com parafusos. Do lado de fora, toda a ala foi coberta com toldo e revestida com verniz incolor. As aeronaves da série posterior tinham ripas de metal presas à borda de ataque.

Na parte inferior dos consoles de madeira havia pontos de fixação para pendurar armas, orifícios de serviço e inúmeras drenagens.

Os consoles foram conectados à seção central em três pontos, um em cada longarina. A ligação foi fechada com uma tira de chapa de alumínio.

Os flaps do tipo Schrenk consistiam em quatro partes: duas sob a seção central e duas sob os consoles. As abas totalmente metálicas possuíam reforços transversais na junção com as nervuras e uma longarina. Todos os elementos da aba foram conectados com rebites. Os flaps foram articulados na longarina traseira. Os flaps eram acionados por acionamento pneumático, proporcionando duas posições fixas: 18 graus e 50 graus. A área do retalho foi de 2,09 m².

Ailerons tipo Fries com compensação aerodinâmica. Estrutura metálica com revestimento em tecido (tecido ACT-100). Cada aileron consistia em duas partes em um eixo comum, fixadas em três pontos. Esta separação facilitou o funcionamento dos ailerons caso devido a sobrecargas excessivas a asa começasse a deformar-se. Havia um balanceador de aço no aileron esquerdo. Os ailerons desviaram 23 graus para cima e 18 graus para baixo. Área total ailerons tinha 1.145 m².

circuito de energia da asa do avião

2. Determinação das características geométricas e de massa da aeronave

Como as cargas alares serão calculadas através do programa NAGRUZ.exe, precisaremos de alguns dados referentes à geometria e peso da aeronave.

 Comprimento: 8,25 m

 Envergadura: 10,2 m

 Altura: 3.325 m

 Área da asa: 17,44 m²

 Perfil da asa: Clark YH

 Proporção da asa: 5,97

 Peso vazio: 2.699 kg

 Peso normal de decolagem: 3355 kg

· com metralhadoras sob a asa: 3510 kg

 Massa de combustível em tanques internos: 463 kg

 Volume do tanque de combustível: 640 l

 Power Point: 1 × AM-35A refrigerado a líquido

 Potência do motor: 1 × 1350 l. Com. (1 × 993 kW (decolagem))

 Hélice: VISH-22E de três pás

 Diâmetro do parafuso: 3 m

Acorde fundamental [2.380m]

Acorde final

Envergadura

Fator de segurança

Peso de decolagem

Sobrecarga operacional

Ângulo de varredura ao longo da linha de corda do quarto da asa

Espessura relativa do perfil na seção raiz

Espessura relativa do perfil na seção final

Peso da asa

Número de tanques de combustível na asa

Gravidade Específica do Combustível

Coordenadas relativas dos inícios dos tanques de acordes

Coordenadas relativas das cordas finais dos tanques

Acordes iniciais de tanques

Acordes finais de tanques

Distância do eixo condicional à linha central. combustível nas seções raiz e final da asa [1,13m; 0,898m]

Número de unidades

Coordenadas relativas de unidades

Distância do eixo condicional ao centro de gravidade. unidades

Distância do eixo condicional à linha central. na raiz e final da asa [0,714m; 0,731m]

Distância do eixo condicional à linha central. na raiz e no final da asa

Distância do eixo condicional à linha central. na raiz e no final da asa

Peso unitário

Circulação relativa da asa 11 valores:

A massa da asa é cerca de 15% do peso seco da aeronave, ou seja, 0,404 toneladas.

Atribuição de sobrecarga operacional e fator de segurança

Dependendo do grau de manobrabilidade necessária, todas as aeronaves são divididas em três classes:

Classe B - aeronaves com manobrabilidade limitada que manobram principalmente no plano horizontal ( ).

Classe B - aeronaves não manobráveis ​​​​que não realizam manobras bruscas ( ).

Os caças pertencem à classe A, então escolhemos sobrecarga operacional

A sobrecarga operacional máxima ao manobrar uma aeronave com a mecanização de decolagem e pouso retraída é determinada pela fórmula:

O fator de segurança f é atribuído de 1,5 a 2,0 dependendo da duração da carga e de sua repetibilidade durante a operação. Consideramos igual a 1,5.

4. Determinação das cargas atuantes na asa

A estrutura da asa é calculada com base em cargas destrutivas

G é o peso de decolagem da aeronave.

Fator de segurança.

1 Determinação de cargas aerodinâmicas

A carga aerodinâmica é distribuída ao longo da envergadura de acordo com a mudança na circulação relativa (no cálculo do coeficiente, a influência da fuselagem e das nacelas do motor pode ser desprezada). Os valores devem ser retirados da tabela (4.1.1) dependendo das características (alongamento, conicidade, comprimento da seção central, etc.).

Tabela 4.1 Circulação

Distribuição da circulação entre seções para asas trapezoidais

Para asas varridas

Com base no diagrama de cargas distribuídas q aer, calculado para 12 seções, os diagramas de Q aer são construídos sequencialmente. e Maer. . Usando dependências diferenciais conhecidas, encontramos

onde está a força de cisalhamento na seção da asa devido à carga aerodinâmica;

onde está o momento de carga aerodinâmica na seção da asa.

A integração é realizada numericamente pelo método trapezoidal (Fig. 3). Com base nos resultados dos cálculos, são construídos diagramas de momentos fletores e forças cortantes.

2 Definição de massa e forças inerciais

4.2.1 Determinação das forças distribuídas a partir do peso próprio da estrutura da asa

A distribuição das forças de massa ao longo da envergadura, com ligeiro erro, pode ser considerada proporcional à carga aerodinâmica

ou proporcional aos acordes

onde b é um acorde.

A carga de massa linear é aplicada ao longo da linha dos centros de gravidade das seções, localizadas, geralmente, a 40-50% da corda do dedo do pé. Por analogia com as forças aerodinâmicas, o Qcr é determinado. e M cr. . Os diagramas são construídos com base nos resultados do cálculo.

2.2 Determinação das forças de massa distribuídas a partir do peso dos tanques de combustível

Carga de massa linear distribuída de tanques de combustível

onde γ - gravidade específica combustível;

B é a distância entre as longarinas, que são as paredes do tanque.

Espessura relativa do perfil na seção:

2.3 Construção de diagramas a partir de forças concentradas

Forças inerciais concentradas de unidades e cargas localizadas na asa e fixadas à asa são aplicadas em seus centros de gravidade e são consideradas direcionadas paralelamente às forças aerodinâmicas. Carga concentrada de projeto

Os resultados são apresentados na forma de diagramas Q comp. e M comp. . Os diagramas totais de Q Σ e M xΣ de todas as forças aplicadas à asa são construídos, levando em consideração seus sinais:

4.3 Cálculo dos momentos atuantes em relação a um eixo convencional

3.1 Determinação a partir de forças aerodinâmicas

As forças aerodinâmicas atuam ao longo de uma linha de centros de pressão, cuja posição é considerada conhecida. Desenhada a asa em planta, marcamos a posição ΔQ aer i na linha dos centros de pressão e, a partir do desenho, determinamos h aer i (Fig. 3).

e construa um diagrama.

3.2 Determinação a partir de forças de massa de asa distribuídas (e)

As forças de massa distribuídas ao longo da envergadura atuam ao longo da linha dos centros de gravidade de sua estrutura (ver Fig. 3).

onde é a força concentrada calculada a partir do peso da parte da asa entre duas seções adjacentes;

Ombro do ponto de aplicação da força ao eixo.

Os valores são calculados da mesma forma. De acordo com os cálculos, diagramas e são construídos.

3.3 Determinação a partir de forças concentradas

onde está o peso estimado de cada unidade ou carga;

A distância do centro de gravidade de cada unidade ou carga até o eixo.

Após o cálculo, o momento total de todas as forças que atuam na asa é determinado e um diagrama é construído.

4.4 Determinação dos valores de projeto e para uma determinada seção de asa

Para determinar e segue:

encontre a posição aproximada do centro de rigidez (Fig. 4)

onde está a altura da i-ésima longarina;

Distância do poste A selecionado até a parede da i-ésima longarina;

m é o número de longarinas.

calcule o momento em relação ao eixo Z passando pela posição aproximada do centro de rigidez e paralelo ao eixo Z convencional.

para uma asa varrida, faça uma correção para varredura (Fig. 5) usando as fórmulas:

5. Seleção do diagrama de forças estruturais da asa, seleção dos parâmetros da seção de projeto

1 Seleção do esquema estrutural e de energia da asa

Para o cálculo, é utilizada uma asa de duas longarinas de uma estrutura em caixão.

2 Selecionando um perfil para a seção de design da asa

A espessura relativa do perfil da seção de projeto é determinada pela fórmula (4). um perfil correspondente em espessura ao tipo de aeronave em consideração é selecionado e a Tabela 3 é compilada. O perfil selecionado é desenhado em papel milimetrado em escala (1:10, 1:25). Se o perfil com a espessura necessária não estiver listado no livro de referência, você pode pegar o perfil com espessura mais próxima do livro de referência e recalcular todos os dados usando a fórmula:

onde y é o valor calculado da ordenada;

Valor da ordenada tabular;

Valor tabular da espessura relativa do perfil da asa.

Para uma asa varrida, uma correção para varredura deve ser feita usando as fórmulas

Tabela 5.1 Coordenadas do perfil normais e levando em consideração a correção de varredura Resultados do recálculo dos dados:

	Tabela UV,%	Uma tabela,%

5.3 Seleção dos parâmetros da seção

3.1 Determinação das forças normais que atuam no painel da asa

Os flanges da longarina e longarinas com revestimento fixado absorvem o momento fletor. As forças que carregam os painéis podem ser determinadas a partir da expressão:

F é a área da seção transversal da asa, limitada pelas longarinas externas;

B é a distância entre as longarinas externas (Fig. 7).

Para um painel esticado, considere a força N com sinal de mais, para um painel comprimido - com sinal de menos.

Com base em dados estatísticos, o cálculo deve levar em consideração as forças percebidas pelos flanges das longarinas - , ,.

Os valores dos coeficientes a, b, g são dados na Tabela 4 e dependem do tipo de asa.

Tabela 5.2

Para o cálculo usaremos uma asa em caixão.

3.2 Determinação da espessura do revestimento

A espessura do revestimento d para a zona de tração é determinada de acordo com a 4ª teoria de resistência

onde está a resistência à tração do material de revestimento;

g - coeficiente, cujo valor é dado na tabela 5.2

Para a zona comprimida, a espessura da pele deve ser considerada igual a .

3.3 Determinação do passo das longarinas e nervuras

O passo das longarinas e nervuras é escolhido de forma que a superfície da asa não apresente ondulação inaceitável.

Para calcular as deflexões da pele, consideramos que ela está apoiada livremente em longarinas e nervuras (Fig. 10). Valor mais alto a deflexão é alcançada no centro da placa em questão:

Rigidez cilíndrica da pele.

Os valores dos coeficientes d são tomados em função de . Normalmente, essa proporção é 3. d=0,01223.

A distância entre longarinas e nervuras deve ser escolhida de modo que

Número de longarinas em um painel comprimido

onde é o comprimento do arco da pele do painel comprimido.

O número de longarinas num painel esticado deve ser reduzido em 20%. Conforme observado acima, a distância entre as costelas é .

Mas, para não sobrecarregar a estrutura, tomaremos o espaçamento das nervuras igual a 450mm.

3.4 Determinação da área da seção transversal das longarinas

Área da seção transversal da longarina na zona comprimida como primeira aproximação

onde é a tensão crítica das longarinas na zona comprimida (para uma primeira aproximação).

Área da seção transversal das longarinas na zona esticada

onde é a resistência à tração do material da longarina.

Da lista disponível de perfis de canto laminados padrão com bulbo, o perfil adequado mais próximo em termos de área é com área de seção transversal de 3,533 cm 2.

3.5 Determinação da área da seção transversal das longarinas

Área dos flanges das longarinas na zona comprimida

HP =17,82cm2

onde σ cr.l-na é a tensão crítica durante a perda de estabilidade do flange da longarina. σcr. l-na 0,8 σ B

A área de cada flange de duas asas da longarina é encontrada nas condições

F l.szh.2 =12,57 cm 2 F l.szh.2 =5,25 cm 2

Área de longarinas na zona de tensão

F l.rast. =15,01cm2

F l.d.1 =10,58 cm 2 F l.d.2 =4,42 cm 2

3.6 Determinação da espessura da parede das longarinas

Assumimos que toda a força cortante é percebida pelas paredes das longarinas

onde está a força percebida pela parede da i-ésima longarina.

onde é a tensão crítica de perda de estabilidade da parede da longarina devido ao cisalhamento (Fig. 9). Para cálculos, todos os quatro lados da parede devem ser considerados simplesmente apoiados:

Onde

6. Cálculo da seção da asa para flexão

Para calcular a seção da asa para flexão, é desenhado um perfil da seção de projeto da asa, no qual são colocadas longarinas e longarinas numeradas (Fig. 10). As longarinas devem ser colocadas no nariz e na cauda do perfil com passo maior do que entre as longarinas. O cálculo da seção da asa para flexão é realizado pelo método dos coeficientes de redução e aproximações sucessivas.

1 Procedimento para cálculo da primeira aproximação

As áreas transversais reduzidas das nervuras longitudinais (longarinas, longarinas) com revestimento fixado são determinadas como uma primeira aproximação

onde está a área real da seção transversal da i-ésima costela; - área de pele anexada ( - para um painel esticado, - para painel comprimido); - coeficiente de redução da primeira aproximação.

Se o material dos flanges das longarinas e longarinas for diferente, então deverá ser feita uma redução para um material através de um coeficiente de redução em termos do módulo de elasticidade

onde está o módulo do material do i-ésimo elemento; - módulo do material ao qual a estrutura é reduzida (via de regra, este é o material da cinta da longarina mais carregada). Então

No caso de materiais diferentes das longarinas e longarinas, em vez de é substituído na fórmula (6.1).

Determinamos as coordenadas e centros de gravidade das seções dos elementos longitudinais do perfil em relação aos eixos x e y selecionados arbitrariamente e calculamos os momentos estáticos dos elementos e .

Determinamos as coordenadas do centro de gravidade da seção de primeira aproximação usando as fórmulas:

Através do centro de gravidade encontrado traçamos os eixos e (é conveniente escolher o eixo paralelo à corda da seção) e determinamos as coordenadas dos centros de gravidade de todos os elementos da seção em relação aos novos eixos.

Para calcular a forma local de flambagem, considere a flambagem do banzo livre da longarina como uma placa apoiada de forma articulada em três lados (Fig. 12). Na Fig. 12 indica: a - passo das costelas; b 1 - altura do flange livre da longarina (Fig. 11). Para a placa em consideração é calculado usando a fórmula assintótica (6.8), na qual

onde k σ é um coeficiente que depende das condições de carregamento e suporte da placa,

d c é a espessura do flange livre da longarina.

Para o caso em consideração

Para comparação com as tensões reais obtidas como resultado da redução, é selecionada uma tensão menor, encontrada a partir de cálculos de flambagem geral e local.

Durante o processo de redução, é necessário atentar para o seguinte: se as tensões no flange comprimido da longarina forem maiores ou iguais às destrutivas em qualquer uma das aproximações, então a estrutura da asa não é capaz para suportar a carga de projeto e deve ser reforçada.

Referências

1. G.I. Zhitomirsky “Projeto de Avião”. Engenharia mecânica de Moscou 2005

F16 Dados Básicos

Tabela 1

1. Definição força de cisalhamento e momento fletor na seção de projeto da asa

1.1 Determinação da sustentação da asa

A magnitude da sustentação da asa é determinada pela fórmula:

onde está o peso de voo da aeronave;

Sobrecarga operacional;

Fator de segurança;

1.2 Diagrama de carga aérea na asa

Dividimos a asa em 10 seções convencionais e medimos no desenho (ver apêndice) os comprimentos das cordas bi resultantes, depois as substituímos nas fórmulas (3), (4), (5). Os cálculos propriamente ditos foram realizados no software Microsoft Excel (Tabela 2).

Como primeira aproximação, a distribuição da carga de ar na asa é assumida como proporcional às cordas e é calculada pela fórmula:

onde está a magnitude da carga de ar linear na asa;

A magnitude da corda da seção;

1.3 Diagrama da carga da massa da asa

A magnitude da carga linear na asa devido ao seu próprio peso é determinada pela fórmula:

onde está o peso da asa.

1.4 Diagrama de carga versus massa de combustível

A magnitude da carga linear na asa devido ao peso do combustível é determinada pela fórmula:

onde está o peso do combustível.

1.5 Diagrama resumido da carga linear na asa

O diagrama total da carga linear é obtido somando os diagramas da carga linear na asa da carga aérea, cargas da massa da asa e da massa do combustível.

1.6 Diagrama de forças cortantes

O diagrama de forças transversais foi obtido integrando graficamente o diagrama da carga linear total na asa e, em seguida, foram adicionadas cargas locais das unidades localizadas na asa - em nesse caso não há unidades na ala.

1.7 Diagrama de momentos fletores

O diagrama de momentos fletores foi obtido através da integração gráfica do diagrama de forças transversais.

Tabela 1.2

1.8 Valores de força cortante e momento fletor na seção de projeto da asa

Os valores da força transversal e do momento fletor na seção de projeto da asa - na zona - foram retirados dos diagramas de força transversal e momento fletor obtidos e são:

2. Cálculo do projeto da asa na zona

2.1 Dados iniciais

levantando a pele da seção da asa

Comprimento do acorde em uma determinada seção: .

A magnitude das forças em uma determinada seção: ; .

A proporção do momento fletor percebido pelas longarinas: w = 50%.

Material dos elementos de potência: D16T, .

Cargos dos laterais: 1º; 2º.

Coeficientes de redução de longarinas, longarinas e skins:

ao trabalhar sob tensão: ; ; ;

ao trabalhar em compressão: ; ; .

Número de longarinas: , passo h=0,098m.

2.2 Cálculo das principais dimensões da seção

2.3 Substituição da parte do caixão da asa por uma seção retangular de duas cordas e duas paredes

2.4 Substituição da ação pela ação de um par de forças e

2.5 Seleção das dimensões dos elementos de potência da correia inferior

2.5.1 Determinação das dimensões dos banzos inferiores das longarinas

2.5.2 Forma e dimensões dos banzos inferiores das longarinas

2.5.3 Seleção de longarinas

Perfil adequado 410018, .

2.5.4 Determinação da espessura do revestimento

O revestimento com espessura de 0,8 mm é adequado.

2.6 Dimensionamento dos elementos de potência da corda superior

2.6.1 Determinação das dimensões dos banzos superiores das longarinas

2.6.2 Forma e dimensões dos banzos superiores das longarinas

2.6.3 Seleção de longarinas

Perfil adequado 710022, .

2.6.4 Determinação da espessura do revestimento

É adequado um revestimento com espessura de 1 mm.

2.7 Espessuras de parede de longarinas

3. Cálculo das dimensões dos parafusos de conexão dos óculos laterais com a seção central

3.1 Cálculo de parafusos para longarinas

Força longitudinal na seção transversal da ligação entre os vidros e a seção central:

Como as longarinas (superiores) suportam metade da carga da corda superior e o número de parafusos é 4 (ver apêndice), determinamos o diâmetro do parafuso a partir da condição de resistência sob tensões normais.

Suponhamos que os parafusos sejam feitos de aço 30KhGSA - tensão admissível (o fator de segurança é levado em consideração na cláusula 1.1), onde.

3.2.Cálculo de parafusos para acessórios de revestimento

Como o invólucro suporta metade da carga da corda superior e o número de parafusos é 7 (ver apêndice), passo 90 mm, determinamos o diâmetro do parafuso a partir da condição de resistência sob tensões normais.

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0

Ministério da Educação e Ciência da Federação Russa

FGAOU VPO SUSU (NRU)
Instituto Politécnico

Faculdade Aeroespacial
Departamento de Aeronaves

TRABALHO SEMESTRAL

na disciplina “Força da Estrutura” sobre o tema

Cálculo da força das asas da aeronave

Supervisor
Ovchinnikov A.M.
____________________ "___"___________2017 Autor da obra
aluno do grupo P-424
Ivanov S.V.
____________________
« » 2017

O trabalho é protegido com uma avaliação
____________________ « » 2017

Cheliabinsk, 2017

Anotação

Ivanov M.V. Projetando a estrutura de resistência de uma asa de aeronave: trabalho semestral na disciplina “Resistência de Estruturas” - Chelyabinsk: SUSU, 2017 - 25 p., 19 il., 2 referências.

O trabalho realizou um cálculo de projeto do conjunto de resistência de uma asa de aeronave. São calculadas as cargas que atuam na estrutura, são determinados os fatores de força internos: força cortante, momento fletor, torque.

Um cálculo de verificação da asa projetada foi realizado em pacote de software Ansys.

Dados iniciais. 2

1. Cálculo do projeto.. 3

1.1 Descrição das cargas. 3

1.2 Diagrama de projeto da estrutura da asa. 7

1. Seleção da seção da longarina.. 8

2.1 Seleção do revestimento. 8

2.2 Seleção das longarinas do painel inferior. 9

2.3 Cálculo dos elementos de resistência da asa para estabilidade. 10

2.4 Seleção das correias das longarinas do painel superior. 12

2.5 Verificação do painel inferior da asa quanto à compressão. 13

2.6 Seleção da espessura da parede das longarinas. 14

1. Verifique o cálculo.. 16

Dados iniciais

Neste trabalho propõe-se realizar um cálculo de projeto do reforço de força de uma asa de aeronave, e em seguida realizar um cálculo de verificação do conjunto de forças utilizando o pacote de elementos finitos Ansys.

Os seguintes dados iniciais são aceitos para cálculo:

1) comprimento da asa

2) acorde da aresta fundamental

3) acorde da ponta da asa

4) Peso da aeronave

5) Peso do motor

7) Coordenadas de montagem do motor a partir da ponta da asa:

8) o avião está se movendo em velocidade de cruzeiro;

9) material do revestimento, cintas de longarina, paredes de longarina, longarinas - liga de alumínio AMg6: módulo elástico de resistência à tração

10) Perfil aerodinâmico TsAGI-734.

Figura 1. Perfil da asa TsAGI-734.

1. Cálculo de projeto

1.1 Descrição das cargas

A força de sustentação distribuída atua na asa em vôo e o peso distribuído da asa eu e forças de massa concentradas de unidades - pesos do motor

Uma asa com comprimento de 8 [m] é dividida em 30 seções de comprimento [m] cada. A partição é mostrada na Figura 2.

A força de sustentação nas seções da asa e a força de cisalhamento são determinadas pelas fórmulas:

Quadrado eu-ª seção da asa; - coeficiente de sustentação para o perfil selecionado = 0,528; - densidade do ar

Como se sabe, o momento fletor é determinado através da força cortante da seguinte forma:

Realizaremos a integração da mesma forma que no cálculo da força cortante, utilizando o método trapezoidal numérico. Para a seção da asa Δξi, determinamos o incremento no momento fletor:

Somando com o total acumulado do incremento ΔMi da borda da asa, obtemos o momento fletor na seção:

O torque é determinado pela fórmula:

A Tabela 1 mostra os valores calculados.

Tabela 1.

Com base nos dados da Tabela 1, construiremos gráficos de mudanças nas forças cortantes e momentos.

Figura 2. Variação da sustentação ao longo do comprimento da asa.

Figura 3. Variação da força cortante ao longo do comprimento da asa.

Figura 4. Mudança no momento fletor ao longo do comprimento da asa

Figura 5. Variação do torque ao longo do comprimento da asa

1.2 Diagrama de projeto da estrutura da asa

Ao atribuir um conjunto de potência de asa, as seguintes recomendações devem ser seguidas:

1) a longarina dianteira está localizada distante da ponta da seção, e a longarina traseira está localizada onde está a corda da seção da asa;

2) a distância entre longarinas adjacentes varia de 120...300 mm para uma longarina;

3) a distância entre as nervuras na asa da longarina é geralmente considerada como 200...300 mm.

A cauda da asa não é considerada mais detalhadamente, pois praticamente não participa da percepção dos principais fatores de força que atuam na asa, assume uma parte bastante pequena da pressão aerodinâmica em vôo e é, via de regra, ocupado com a mecanização da asa. Em alguns modelos de aeronaves, a cauda é reforçada com favo de mel. Neste trabalho, a cauda é sustentada por uma longarina localizada atrás da longarina traseira.

A finalidade do conjunto de potência é mostrada na Figura 7.

Figura 6. Finalidade do kit de potência da asa.

2. Seleção da seção da asa longarina

Assume-se que o momento fletor calculado M flexão é percebido apenas pela parte entre longarinas da asa. No caso do projeto, o painel inferior da asa funciona em tensão e o painel superior em compressão. A força de tração (ou compressão) dos painéis será:

Aqui N é o ombro de um par de forças normais

onde μ = 0,95 é um coeficiente que mostra o quanto a distância entre os centros de gravidade das longarinas é menor que a altura total da longarina; H1 e H2 são as alturas totais das longarinas. H1 refere-se à altura da longarina mais alta na seção da asa.

2.1 Seleção de revestimento

Calculamos a espessura mínima necessária do revestimento a partir da condição de sua operação sob cisalhamento durante a torção da asa de acordo com a fórmula

onde Ω é a área duplicada coberta pelo contorno externo da seção da asa e pela parede da longarina traseira (sem a cauda). - tensão de cisalhamento destrutiva do revestimento. Com base na espessura necessária do revestimento da variedade de chapas de alumínio, selecionamos a espessura padrão maior mais próxima. A espessura mínima da pele será:

1.4.2 Seleção dos cintos das longarinas do painel inferior.

A área transversal mínima necessária da primeira longarina é encontrada pela fórmula

Onde Para= 0,7...0,8 - coeficiente que determina a proporção da força normal N percebida pelos cintos das longarinas; - tensão destrutiva do material esticado da correia.

Para a segunda longarina aceitamos:

Com base na área necessária, selecionamos os perfis extrudados padrão mais próximos com uma grande área, . Selecionamos perfis PR 101 e PR 111 - seção de canto, flange não igual (GOST 13738 - 91);

Figura 7. Perfil PR 101.

O perfil PR101-47 foi escolhido para a primeira longarina.

2.2 Seleção das longarinas do painel inferior.

Definimos o número de longarinas m, com base na faixa de distâncias recomendadas entre elas. Colocamos as longarinas uniformemente dentro da parte interspar da asa e encontramos a distância real entre elas

onde B é a largura da parte entre longarinas da asa; m é o número de longarinas no painel superior (inferior) da asa.

Calculamos a força normal nas longarinas

e no invólucro

onde está o coeficiente de redução.

A força de tração restante é absorvida pelas longarinas. A área mínima necessária da longarina é calculada usando a fórmula

As fórmulas mostram as tensões de ruptura durante a tensão da longarina, do revestimento e da longarina, respectivamente.

Com base no tamanho necessário, selecionamos o perfil padrão mais próximo em área. Selecionamos o perfil PR de seção de 100 ângulos, flange igual (GOST 13737-90);

Figura 8. Perfil PR 100 (GOST 13737-90).

A condição necessária é atendida pelo perfil PR100-53.

2.3 Cálculo dos elementos de resistência da asa para estabilidade.

A estabilidade do revestimento depende do desempenho de suas seções individuais. Uma seção da pele com largura e comprimento a (a é a distância entre as costelas) é considerada uma placa plana, que repousa ao longo de todo o contorno nas longarinas e nas costelas (Fig. D.1).

Figura 9. Fragmento do painel da asa.

A tensão crítica da placa sob compressão na direção do conjunto de longarinas é determinada pela fórmula

onde k é um coeficiente que leva em consideração a natureza da fixação da placa ao longo do balcão. Quando um coeficiente ≥ k = 4.

Longarina

Cálculo da flambagem local

A tensão crítica de flambagem local para o i-ésimo banzo da longarina (Fig. D1), considerada como uma placa com largura bi e espessura δi, é determinada pela fórmula:

onde k= 0,46 é o coeficiente para flanges de longarina que possuem uma borda livre ao longo do lado comprido;

Vamos introduzir uma correção para a plasticidade do material:

Cálculo da perda geral de estabilidade

As tensões críticas para a perda total de estabilidade da longarina são determinadas pela fórmula

Aqui eu- coeficiente dependendo da natureza da fixação das longarinas nas extremidades (é costume na asa levar a fixação das longarinas nas extremidades na forma de um chamado recorte, para o qual m = 2); Consertar- área e momento de inércia da seção transversal da longarina em relação ao eixo x que passa pelo centro de gravidade da longarina e paralelo ao revestimento (em cálculo aproximado de projeto); a é a distância entre as costelas.

Correção para ductilidade do material

A tensão crítica de flambagem da longarina é igual ao mínimo das duas tensões

2.4 Seleção de cintos de longarinas do painel superior

No painel comprimido superior, o conjunto de longarinas e o revestimento são considerados iguais aos do painel estirado inferior. Então o cálculo da zona comprimida é reduzido à seleção das correias das longarinas. Calculamos o coeficiente de redução da pele durante a compressão

Determine a área efetiva da longarina e do invólucro anexado a ela

As áreas da seção transversal necessárias das cordas da longarina são calculadas usando as fórmulas

Aqui σcr é a tensão crítica de flambagem local da correia da longarina mais alta. Este valor deve primeiro ser definido dentro dos limites:

Com base nas áreas calculadas, selecionamos perfis padrão com

Com base na área necessária, selecionamos os perfis extrudados padrão mais próximos e com grande área. Selecionamos perfis PR 101 e PR 111 - seção de canto, flange não igual (GOST 13738 - 91);

Figura 10. Perfil PR 101.

Para a primeira longarina foi escolhido o perfil PR111-40.

2.5 Verificando a compressão do painel inferior da asa

As tensões críticas de flambagem das cordas da primeira e segunda longarinas do painel inferior são determinadas pelas fórmulas

O painel inferior da asa, selecionado para trabalhar em tração no caso de projeto A, funcionará em compressão no caso de projeto D. Portanto, sua estabilidade deve ser verificada no caso D:

Força axial no painel no caso de cálculo D.

2.6 Seleção da espessura da parede das longarinas.

Nos cálculos de projeto, assume-se que a força cortante é absorvida apenas pelas longarinas. Entre as longarinas é redistribuído proporcionalmente à sua rigidez à flexão, e em cada longarina é percebido principalmente pelas paredes e parcialmente pelas cintas se a asa for cônica. Então as fórmulas de cálculo assumem a forma:

Onde e são os valores destrutivos calculados dos fatores de força para o caso A; - parte da força cortante percebida pelas paredes das longarinas; - força cortante percebida pela parede da primeira longarina; - força cortante percebida pela parede da segunda longarina; Н= 0,5(Н1 + Н2) - altura média das longarinas na seção de projeto; - ângulo de convergência das longarinas (em radianos)

As tensões tangenciais nas paredes das longarinas não devem exceder valores destrutivos. A partir desta condição calculamos a espessura mínima necessária da parede da primeira e segunda longarinas

Selecionamos grandes valores padrão mais próximos e. Se durante o cálculo se verificar que a parede da longarina traseira é mais fina que a pele, então deve ser aceito, pois esta parede está incluída no contorno que recebe o torque. .

3. Cálculo de verificação

Com base nos cálculos de projeto realizados, foi construído um modelo 3D da estrutura da asa com conjunto de potência (Figura 11).

Figura 11. Modelo 3D de estrutura de asa com conjunto de potência.

O cálculo de verificação é realizado no pacote de elementos finitos Ansys. A resistência da estrutura é testada por pressão aplicada estaticamente e também, com base nas cargas calculadas no cálculo estático, é realizado um teste de estabilidade.

O seguinte é aplicado à parte especificada da asa no centro de pressão: força de cisalhamento, flexão e torque:

A estrutura de resistência e o revestimento são adotados pelos elementos de casca Shell 181, cada superfície recebe uma espessura apropriada.

Utilizando as coordenadas especificadas anteriormente, foram criados elementos de massa concentrada (elemento Massa 21). Estes elementos são ligados rigidamente (Região Rígida) aos nós correspondentes aos banzos inferiores das longarinas. Esses elementos correspondem à força concentrada das unidades (motores).

A asa é considerada fixada de forma absolutamente rígida em todas as direções (todos DOF) na extremidade da raiz.

A Figura 12 mostra um modelo de elementos finitos com forças concentradas e lado fixo.

Figura 12. Modelo de elementos finitos para cálculo.

As figuras mostram o resultado dos cálculos de tensão (solução nodal).

Figura 13. Distribuição das principais tensões de tração.

Figura 14. Distribuição das principais tensões de compressão.

Para efeito de comparação, aqui estão os cálculos (solução do elemento)

Figura 15. Distribuição das principais tensões de tração.

Figura 16. Distribuição das principais tensões de compressão.

Figura 17. Distribuição de tensões equivalentes.

Em seguida, foi realizado o cálculo da flambagem (Eigen Buckling) levando em consideração os efeitos de pré-esforço calculados (Pre-Stress Effects). Neste cálculo foram calculados os primeiros 5 modos de flambagem estrutural.

Todas as formas calculadas de flambagem estão localizadas na zona esticada da cauda da asa e diferem entre si no número de ondas geradas. A primeira forma de flambagem é mostrada na Figura 18, a quinta - na Figura 19.

Figura 18. Primeira forma de flambagem.

Figura 19. Quinta forma de flambagem.

Essa perda de estabilidade é causada pelo deslocamento da asa para trás na direção do vôo, o que faz com que surjam tensões tangenciais na pele, levando ao aparecimento de tais ondas. Além disso, neste cálculo, o revestimento da asa traseira não possui nenhum reforço.

Características geométricas do conjunto de resistência da asa e tensões calculadas.

Espessura do revestimento: ;

Longarinas: Perfil PR seção de 100 ângulos, flange igual (GOST 13737-90);

Figura 20. Perfil PR 100 (GOST 13737-90).

Perfil PR100-53.

Para a segunda longarina foi escolhido o perfil PR111-38.

Para a segunda longarina foi escolhido o perfil PR101-47.

Resultados numéricos do cálculo de verificação:

Cálculos de teste mostraram que a estrutura projetada é inviável porque:

1) surgem tensões no conjunto de potência maiores que a resistência à tração do material selecionado:

2) ocorre perda de estabilidade da pele (ver Figuras 18, 19).

Com base no cálculo de verificação, são formuladas as seguintes recomendações para alteração do projeto:

1) é necessário aumentar a área dos elementos portantes do conjunto de potência, escolhendo perfis de canto com maior espessura de parede e menor comprimento.

2) Aumente a espessura da parede das longarinas.

3) nos cálculos de verificação é necessário levar em consideração o reforço da cauda (realizado em forma de enchimento em favo de mel, bem como os elementos de potência da mecanização da asa);

4) ao realizar uma análise de elementos finitos, é necessário levar em consideração os diagramas de distribuição de pressão ao longo do aerofólio (no cálculo é assumida pressão constante em toda a parte inferior da asa).

Conclusão: Os resultados do cálculo manual não concordaram com os cálculos do pacote de elementos finitos Ansys devido ao fato da interação não ter sido levada em consideração no cálculo manual componentes o conjunto de resistência e as tensões das correias, paredes, etc. foram calculados separadamente. O cálculo de verificação mostrou que as maiores tensões surgem na junção das cordas e nas paredes das longarinas.

Lista de literatura usada

1) Tarasov, Yu.L., Lavrov, B.A. Cálculo de resistência de elementos estruturais de aeronaves [Texto] / Yu.L. Tarasov, B.A. Lavrov - Samara, Universidade Aeroespacial Estadual de Samara, 2000 - 112 p.

2) Meheda, VA. Seleção de seções transversais de elementos de potência de asas não varridas [Texto] / V. A. Mekheda - Samara, Samara State Aerospace University, 2008 - 48 p.

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Ministério da Educação Geral da Federação Russa

Universidade Técnica Estadual de Novosibirsk

PROJETO E CÁLCULO

ELEMENTOS DE PLANADOR DE AERONAVES PARA FORÇA.

ASA.

Diretrizes para concluir o curso

e projetos de graduação para estudantes

Cursos III-V (especialidade 1301)

Faculdade de Aeronaves

Novosibirsk

Compilado por: V.A. Burns PhD,

POR EXEMPLO Candidato Podruzhin de Ciências Técnicas,

B. K. Smirnov, ciências técnicas.

Revisor: V.L. Prisekin, Doutor em Ciências Técnicas, Prof.

O trabalho foi concluído no departamento

fabricação de aeronaves e helicópteros

Estado de Novosibirsk

Universidade Técnica, 2000

TAREFAS, CONTEÚDO E ORDEM DE EXECUÇÃO

PROJETO DE CURSO

O objetivo do projeto do curso é familiarizar os alunos com mais profundidade e detalhes com as características de projeto da aeronave e dominar técnicas práticas para calcular a resistência dos elementos da fuselagem da aeronave.

A tarefa do projeto de curso envolve a resolução dos seguintes problemas:

Selecionar um protótipo de aeronave com base em suas características, que são os dados iniciais do projeto.

Determinação de massa e características geométricas aeronave necessária para calcular cargas com base no protótipo selecionado, layout da asa.

Atribuição de sobrecarga operacional e fator de segurança para um determinado caso de projeto.

Determinar as cargas que atuam na asa quando uma aeronave realiza uma determinada manobra, construindo diagramas.

seleção do tipo de estrutura de força estrutural da asa (longarina, caixão, monobloco) e seleção dos parâmetros da seção (a distância da raiz da asa à seção de projeto é definida pelo professor).

Cálculo da seção da asa para flexão.

Cálculo da seção da asa para cisalhamento.

cálculo da seção da asa para torção.

Verificando a resistência e estabilidade do revestimento da asa e das paredes da longarina.

Cálculo da resistência dos elementos da asa (conforme orientação do professor).

Notas.

Todos os cálculos são realizados em um PC, e a impressão dos resultados dos cálculos é inserida na nota explicativa.

A quantidade necessária de cálculos das seções listadas do projeto é atribuída pelo professor individualmente.

O cálculo e a nota explicativa são elaborados de acordo com GOST 2.105-79.

A defesa do projeto de curso é realizada publicamente, por todos os alunos do grupo ao mesmo tempo.

Designações:

L - envergadura;

S - área da asa;

- extensão da asa;

- estreitamento da asa;

Espessura relativa do perfil da seção da asa;

A espessura relativa do perfil, respectivamente, na raiz e

seções finais da asa;

 0,25 - varredura da asa ao longo da linha de um quarto de corda;

G é o peso de decolagem da aeronave;

G cr. - peso da asa;

b- corda atual da asa;

raiz b - acorde fundamental da asa;

b conc. - corda final da asa;

f - fator de segurança;

- sobrecarga operacional máxima no sentido do eixo Y;

- circulação relativa de uma asa plana reta;

- circulação relativa da asa levando em consideração a varredura;

q aer - carga aerodinâmica linear na asa;

Q aer - força de cisalhamento na seção da asa devido à carga aerodinâmica;

M aer - momento de carga aerodinâmica na seção da asa;

Q cr - força de cisalhamento proveniente do peso da asa;

M cr - momento da força peso na seção da asa;

Combustível G - peso do combustível nos tanques laterais;

Q combustível - força de corte proveniente do peso dos tanques de combustível;

G agr - peso das unidades e cargas concentradas;

Combustível M - momento das forças do peso dos tanques de combustível;

Q сср - força de corte de massas concentradas;

M сср - momento de forças inerciais concentradas;

N – força de tração atuante no painel da asa;

 - espessura da pele;

H - altura da longarina;

e - passo da longarina;

a - distância entre costelas;

n - número de longarinas;

F str - área da seção transversal da longarina;

F l-n - área da seção transversal do flange da longarina;

 st - espessura da parede da longarina;

 in - resistência à tração do material;

 cr,  cr - tensões de flambagem durante compressão e cisalhamento, respectivamente;

E - módulo de elasticidade longitudinal;

G - módulo de cisalhamento;

 - Índice de Poisson.

PROCEDIMENTO PARA CÁLCULO DE FORÇA EM UM PC

O cálculo da asa da aeronave é realizado em um PC. O cálculo está dividido em várias etapas. Na primeira etapa, são determinadas as cargas que atuam na asa. As informações necessárias para isso são inseridas no PC em modo interativo em resposta às solicitações que aparecem na tela do computador após o lançamento do programa NAGR.EXE. Posteriormente, é criado um arquivo de dados NAGR.DAT, onde são inseridas as informações inseridas e nos cálculos subsequentes você pode alterar os dados iniciais no arquivo de dados.

Antes de utilizar o programa NAGR.EXE é necessário preparar os dados iniciais para o cálculo de cargas, o que inclui a seleção de um protótipo de aeronave, estabelecimento da massa e características geométricas da aeronave, layout da asa, atribuição de valores de sobrecarga operacional e fator de segurança.

Ao calcular cargas, os seguintes parâmetros são inseridos no PC (entrada sem formato):

acordes fundamentais e terminais [m];

envergadura [m];

fator de segurança [b/r];

peso de decolagem da aeronave [t];

sobrecarga operacional [b/r];

circulação relativa (11 valores da Tabela 1) [b/r];

ângulo de varredura ao longo da linha dos quartos de corda da asa [graus];

espessura relativa do perfil nas seções raiz e final [b/r];

peso da asa [t];

número de tanques de combustível na asa [b/r];

gravidade específica do combustível [t/m 3 ];

coordenadas relativas das cordas inicial e final dos tanques [b/r];

acordes iniciais de tanques [m];

cordas finais de tanques [m];

distância do eixo condicional (Fig. 1) até a linha central.

combustível nas seções raiz e final da asa [m];

número de unidades [b/r];

peso das unidades [t];

coordenadas relativas dos agregados [b/r];

distância do eixo condicional ao centro de gravidade. unidades [m];

distância do eixo condicional à linha c. e. nas seções raiz e final da asa [m];

distância do eixo condicional à linha c. t. nas seções raiz e final da asa [m];

Os resultados dos cálculos utilizando o programa NAGR.EXE são inseridos no arquivo NAGR.DAT, que contém os dados inseridos na primeira etapa com os devidos comentários, e também exibe a área da asa, seu estreitamento, alongamento, cargas operacionais e destrutivas atuando em a asa, e tabelas calculadas pelo programa de cargas atuantes na asa a partir de vários fatores de força:

tabela de cargas aerodinâmicas (Tabela 1);

tabela de cargas provenientes do peso da estrutura da asa (Tabela 2);

tabela de cargas do peso dos tanques de combustível (Tabela 3);

tabela de cargas de forças concentradas (Tabela 4)

tabela de forças cortantes totais e momentos fletores de todos os fatores de força (Tabela 5);

tabela de momentos de todas as forças que atuam na asa em relação ao eixo z convencional.

(Tabela 6);

tabela de momentos fletores e de torque atuantes nas seções normais ao eixo de rigidez da asa (Tabela 7);

Na segunda etapa, por meio do programa REDUC.EXE, a asa é calculada para flexão pelo método do coeficiente de redução. A preparação dos dados iniciais para o programa REDUC.EXE consiste em selecionar o tipo de circuito de potência da asa, selecionando os parâmetros da seção de projeto (ver parágrafos 5.1-5.3). O método para calcular a seção da asa para flexão usando o método do coeficiente de redução é descrito no parágrafo 6.1.

Os dados iniciais do programa REDUC.EXE (o programa implementa a entrada de dados iniciais em dois modos - diálogo e arquivo) são:

número de longarinas no painel superior da asa [b/r];

número de longarinas no painel inferior da asa [b/r];

altura e espessura dos flanges livres das longarinas no painel da asa comprimido (superior) [cm];

área da seção transversal das longarinas [cm 2 ];

momentos de inércia das longarinas do painel superior [cm 4];

coordenadas x,y dos centros de gravidade das longarinas [cm];

módulos elásticos dos materiais das longarinas e longarinas [kg/cm 2 ];

espessura da pele nos painéis superior e inferior da asa [cm];

número de longarinas [b/r];

área da seção transversal das longarinas [cm 2 ];

coordenadas x,y dos centros de gravidade dos banzos das longarinas [cm];

altura das longarinas [cm];

tensão de resistência à tração para materiais de longarinas e longarinas [kg/cm 2 ];

momento fletor [kgcm];

passo da costela [cm];

passo das longarinas nos painéis das asas comprimidos e estendidos [cm];

número de longarinas e longarinas;

áreas transversais de longarinas e longarinas;

a área total da seção transversal dos elementos de reforço com revestimento anexado;

valores dos coeficientes de redução;

tensões críticas nas longarinas durante perda geral de estabilidade;

tensões críticas nas longarinas durante a flambagem local;

tensões admissíveis em longarinas e longarinas;

tensões reais em longarinas e longarinas.

Além das informações listadas, são gerados dois arquivos de dados CORD.DAT e DAN.DAT. O primeiro desses arquivos contém coordenadas x,y centros de gravidade das longarinas e, no segundo, as demais informações inseridas em modo de diálogo no primeiro acesso ao programa, o que permite corrigir as informações inseridas de forma mais eficaz durante o trabalho posterior com o programa.

Na terceira etapa, a seção da asa é calculada para cisalhamento e torção. O método de cálculo da secção da asa em termos de corte e torção é definido nos pontos 7.1, 8.1, 8.2. Os programas para esses cálculos são compilados de forma independente.

Na quarta etapa, é elaborada uma conclusão sobre a força da asa. Esta conclusão é preparada de acordo com a cláusula 9.

Na quinta etapa, são realizados os cálculos de projeto e resistência do elemento asa. O elemento especificado pelo professor está sujeito a design.

O cálculo da resistência de um elemento de asa envolve o desenvolvimento de um esquema de projeto; determinação das cargas atuantes sobre um determinado elemento; cálculo de tensão; seleção das características do elemento com base nas condições de sua resistência.

METODOLOGIA PARA RESOLVER PROBLEMAS DE PROJETOS DE CURSO

EU. Selecionando um protótipo de aeronave com base em suas características

Os dados iniciais do projeto são as seguintes características: envergadura L, área da asa S, conicidade da asa η, espessura relativa do perfil nas seções raiz e final da asa, varredura da asa ao longo do quarto de corda χ 0,25, peso de decolagem da aeronave G, caso de projeto (A, A′, B, etc.). Com base nas características geométricas e de massa da aeronave, seu protótipo é determinado, por exemplo, pelo trabalho.

2. Estabelecimento da massa e características geométricas da aeronave, layout das asas

Para o protótipo encontrado, estão sendo esclarecidas as características do layout da asa (número e localização dos motores, trem de pouso, tanques de combustível, controles, mecanização, cargas concentradas nas unidades externas de suspensão), peso do combustível e unidades localizadas na asa . Caso as características de massa das unidades não possam ser encontradas na literatura, então seus valores são determinados (de acordo com o professor) a partir de dados estatísticos para o tipo de aeronave em consideração.

A partir das características geométricas encontradas, é feito um esboço da asa na escala de 1:5, 1:6, 1:10, 1:25, e é feito seu layout (colocação de longarinas, tanques de combustível, trem de pouso, propulsão sistemas, cargas diversas, etc.). As características geométricas da asa necessárias à sua construção são determinadas pelas fórmulas:

, ,

O ângulo de varredura da asa χ é especificado ao longo de uma linha que passa pelos quartos de corda (Fig. 1). Em uma asa desenhada em escala, é necessário traçar uma linha de centros de gravidade, uma linha que passa pelos quartos de corda, uma linha de centros de pressão, eixos coordenados convencionais e dividir a asa em seções;. Aqui .

3. Atribuição de sobrecarga operacional e fator de segurança

A magnitude da sobrecarga operacional e o fator de segurança para uma determinada aeronave e caso de projeto são atribuídos por meio de material de trabalho e palestra. No texto da nota explicativa é necessário justificar a escolha dos valores numéricos destes parâmetros. Dependendo do grau de manobrabilidade necessária, todas as aeronaves são divididas em três classes

Classe A - aeronaves manobráveis, que incluem aeronaves que realizam manobras bruscas, como caças (). A sobrecarga de curto prazo para essas aeronaves pode chegar a 1011 unidades.

Classe B - aeronaves com manobrabilidade limitada que manobram principalmente no plano horizontal ().

Classe B - aeronaves não manobráveis ​​​​que não realizam nenhuma manobra brusca ().

As aeronaves de transporte e passageiros pertencem à classe B, os bombardeiros pertencem à classe B ou C. Os caças pertencem à classe A.

Toda a variedade de cargas que atuam em uma aeronave se resume a modos de projeto ou casos de projeto, que são resumidos em um documento especial. Os casos de design são designados por letras do alfabeto latino com índices. A Tabela 1 mostra alguns casos calculados de carregamento de aeronaves em voo.

O fator de segurança f é atribuído de 1,5 a 2,0 dependendo da duração da carga e de sua repetibilidade durante a operação.

A sobrecarga operacional máxima ao manobrar uma aeronave com a mecanização de decolagem e pouso removida é determinada da seguinte forma:

em m 8.000kg

em m  27.500 kg

Para valores intermediários de peso de voo, a sobrecarga é determinada pela fórmula

4

. Determinação das cargas atuantes na asa

A estrutura da asa é calculada com base em cargas destrutivas

,

4.1 Determinação de cargas aerodinâmicas

A carga aerodinâmica é distribuída ao longo da envergadura de acordo com as mudanças na circulação relativa
(ao calcular
coeficiente, a influência da fuselagem e das nacelas do motor pode ser desprezada). Os valores devem ser retirados do trabalho, onde são apresentados na forma de gráficos ou tabelas para as diversas seções da asa dependendo de suas características (proporção, conicidade, comprimento da seção central, etc.). Você pode usar os dados fornecidos na Tabela 2.

Tabela 2

Distribuição da circulação entre seções para asas trapezoidais

Carga aerodinâmica linear calculada (a direção q do ar pode ser considerada aproximadamente perpendicular ao plano das cordas da asa) para uma asa plana em

(1)

Para asas varridas

, (2)

(3)

Ao levar em conta a varredura, a torção da asa não é levada em consideração. Para asas com varredura χ › 35 o, a fórmula (3) dá um erro nos valores de circulação de até 20%.

O método de cálculo para asas não planas de qualquer formato é descrito no trabalho.

Com base no diagrama de cargas distribuídas q aer, calculado para 12 seções usando as fórmulas (1) ou (2), os diagramas de Q aer são construídos sequencialmente. e Maer. . Usando dependências diferenciais conhecidas, encontramos

A integração é realizada numericamente pelo método trapezoidal (Fig. 2). Com base nos resultados dos cálculos, são construídos diagramas de momentos fletores e forças cortantes.

4.2 Definição de massa e forças inerciais

4.2.1 Determinação das forças distribuídas a partir do peso próprio da estrutura da asa. A distribuição das forças de massa ao longo da envergadura, com ligeiro erro, pode ser considerada proporcional à carga aerodinâmica

,

ou proporcional aos acordes

A carga de massa linear é aplicada ao longo da linha dos centros de gravidade das seções, localizadas, geralmente, a 40-50% da corda do dedo do pé. Por analogia com as forças aerodinâmicas, o Qcr é determinado. e M cr. . Os diagramas são construídos com base nos resultados do cálculo.

4.2.2 Determinação das forças de massa distribuídas a partir do peso dos tanques de combustível. Carga de massa linear distribuída de tanques de combustível

onde γ é a gravidade específica do combustível; B é a distância entre as longarinas, que são as paredes do tanque (Fig. 3).

Espessura relativa do perfil na seção

4.2.3 Construção de diagramas de forças concentradas. Forças inerciais concentradas de unidades e cargas localizadas na asa e fixadas à asa são aplicadas em seus centros de gravidade e são consideradas direcionadas paralelamente às forças aerodinâmicas. Carga concentrada de projeto

Os resultados são apresentados na forma de diagramas Q comp. e M comp. . Os diagramas totais de Q Σ e M xΣ de todas as forças aplicadas à asa são construídos, levando em consideração seus sinais:

4.3 Cálculo dos momentos atuantes em relação a um eixo convencional

4.3.1 Definição
de forças aerodinâmicas. As forças aerodinâmicas atuam ao longo de uma linha de centros de pressão, cuja posição é considerada conhecida. Depois de desenhar a asa em planta, marcamos a posição ΔQ aer i na linha dos centros de pressão e, a partir do desenho, determinamos h aer i (Fig. 5).

A seguir calculamos
E
de acordo com fórmulas

e construa um diagrama.

4.3.2. Determinação das forças de massa distribuídas da asa (e
). As forças de massa distribuídas ao longo da envergadura atuam ao longo da linha dos centros de gravidade de sua estrutura (ver Fig. 5).

Onde
- força concentrada calculada a partir do peso da parte da asa entre duas seções adjacentes;
- ombro do ponto de aplicação da força ao eixo
. Os valores são calculados de forma semelhante
. De acordo com os cálculos, diagramas e são construídos.

4.3.3 Definição
de forças concentradas.

,

onde, o peso estimado de cada unidade ou carga;
- a distância do centro de gravidade de cada unidade ou carga ao eixo.

Depois do cálculo
o momento total é determinado
de todas as forças que atuam na asa, e um diagrama é construído (ou seja, uma soma algébrica).

4.4 Determinação dos valores de projeto
E
para uma determinada seção de asa

Para determinar e segue:

Encontre a posição aproximada do centro de rigidez (Fig. 6)

,

Onde
- altura da i-ésima longarina; - distância do poste A selecionado à parede da i-ésima longarina; m – número de longarinas;

Calcule o momento em relação ao eixo Z que passa pela posição aproximada do centro de rigidez e paralelo ao eixo Z convencional.

;

Para uma asa varrida, faça uma correção para varredura (Fig. 7) usando as fórmulas

5. Seleção do esquema de potência estrutural da asa, seleção de parâmetros

seção de design

5.1 Seleção do esquema estrutural e de energia da asa

O tipo de esquema de potência estrutural da asa é selecionado de acordo com as recomendações estabelecidas em palestras e trabalhos.

5.2 Seleção do perfil da seção de projeto da asa

A espessura relativa do perfil da seção de projeto é determinada pela fórmula (4). Um perfil simétrico (para simplificar) correspondente em espessura é selecionado do trabalho o tipo de aeronave em consideração e a Tabela 3 são compiladas. O perfil selecionado é desenhado em papel milimetrado em escala (1:10, 1:25). Se o perfil com a espessura necessária não estiver listado no livro de referência, você pode pegar o perfil com espessura mais próxima do livro de referência e recalcular todos os dados usando a fórmula

Tabela 3.

,

onde y é o valor calculado da ordenada;
- valor tabular da ordenada;
- valor tabular da espessura relativa do perfil da asa.

Para uma asa varrida, uma correção para varredura deve ser feita usando as fórmulas

,

5.3 Seleção dos parâmetros da seção (cálculo aproximado)

5.3.1 Determinação das forças normais atuantes no painel da asa

Para cálculos subsequentes, consideraremos as direções como positivas
, E
na seção calculada (Fig. 8). Os flanges da longarina e longarinas com revestimento fixado absorvem o momento fletor. As forças que carregam os painéis podem ser determinadas a partir da expressão

,

Onde
; F – área da seção transversal da asa limitada pelas longarinas externas; B - distância entre as longarinas externas; (Fig. 9).

Para um painel esticado, considere a força N com sinal de mais, para um painel comprimido - com sinal de menos.

Com base em dados estatísticos, o cálculo deverá levar em consideração os esforços percebidos pelos flanges das longarinas -,
,
.

Os valores dos coeficientes , ,  são dados na Tabela 4 e dependem do tipo de asa.

Tabela 4.

5.3.2. Determinação da espessura do revestimento. A espessura da pele  para a zona de tração é determinada de acordo com a 4ª teoria da resistência:

Onde - tensão de resistência à tração do material de revestimento;  - coeficiente, cujo valor é dado na Tabela 4. Para a zona comprimida, a espessura da pele deve ser considerada igual a
.

5.3.3 Determinação do passo das longarinas e nervuras. Passo da longarina e a nervura a é escolhida de tal forma que a superfície da asa não apresente ondulação inaceitável.

Para calcular as deflexões da pele, consideramos que ela está apoiada livremente em longarinas e nervuras (Fig. 10). O maior valor de deflexão é alcançado no centro da placa considerada:

,

Onde
- carga alar específica; -rigidez cilíndrica da pele. Os valores dos coeficientes d dependendo de
são dados no trabalho. Normalmente essa proporção é 3.

A distância entre longarinas e nervuras deve ser escolhida de modo que
.

Número de longarinas em um painel comprimido

,

Onde - comprimento do arco da pele do painel comprimido.

O número de longarinas num painel esticado deve ser reduzido em 20%. Como observado acima, a distância entre as costelas
.

5.3.4 Determinação da área da seção transversal das longarinas. Área da seção transversal da longarina na zona comprimida como primeira aproximação

,

Onde
- tensão crítica das longarinas na zona comprimida (para uma primeira aproximação
).

Área da seção transversal das longarinas na zona esticada

,

onde é a resistência à tração do material da longarina.

5.3.5 Determinação da área da seção transversal das longarinas. Área dos flanges das longarinas na zona comprimida

,

Onde
- tensão crítica quando o flange da longarina perde estabilidade.
(a resistência à tração do material da longarina é medida).

A área de cada flange de uma asa de duas longarinas é encontrada nas condições

, (5)

e para uma asa de três longarinas

Área de longarinas na zona de tensão

,

onde k é um coeficiente que leva em consideração o enfraquecimento das longarinas por furos de montagem; com conexão de rebite k = 0,9 ÷ 0,95.

A área de cada flange é semelhante à área da zona comprimida das condições (5) ou (6).

5.3.6 Determinação da espessura da parede das longarinas. Assumimos que toda a força cortante é percebida pelas paredes das longarinas

Onde - força percebida pela parede da i-ésima longarina. Para uma asa de três longarinas (n=3)

Onde
- altura das paredes das longarinas na seção de projeto da asa.

Espessura da parede

. (7)

Aqui está a tensão crítica de perda de estabilidade da parede da longarina devido ao cisalhamento (Fig. 11). Para cálculos, todos os quatro lados da parede devem ser considerados simplesmente apoiados:

Onde
quando um > , pois a deve ser substituído em (8) por a, e na fórmula para - sobre
. A fórmula (8) é válida para

Substituindo valores
de (8) a (7), encontramos a espessura da parede da i-ésima longarina

.

6. Cálculo da seção da asa para flexão

Para calcular a seção da asa para flexão, é desenhado um perfil da seção de projeto da asa, no qual são colocadas longarinas e longarinas numeradas (Fig. 12). As longarinas devem ser colocadas no nariz e na cauda do perfil com passo maior do que entre as longarinas. O cálculo da seção da asa para flexão é realizado pelo método dos coeficientes de redução e aproximações sucessivas.

6.1 Procedimento para cálculo da primeira aproximação

As áreas transversais reduzidas das nervuras longitudinais (longarinas, longarinas) com revestimento fixado são determinadas como uma primeira aproximação

Onde - área real da seção transversal da i-ésima costela;
- área de revestimento anexada (- para um painel esticado,
- para painel comprimido); - coeficiente de redução da primeira aproximação.

Se o material dos flanges das longarinas e longarinas for diferente, então deverá ser feita uma redução para um material através de um coeficiente de redução em termos do módulo de elasticidade

,

Onde - módulo do material do i-ésimo elemento; - módulo do material ao qual a estrutura é reduzida (via de regra, este é o material da cinta da longarina mais carregada). Então

No caso de materiais diferentes das longarinas e longarinas, substituir
.

Determinando as coordenadas E centros de gravidade de seções de elementos de perfil longitudinal em relação a eixos selecionados arbitrariamente E (Fig. 12) e calcule os momentos estáticos dos elementos
E
.

Determinamos as coordenadas do centro de gravidade da seção de primeira aproximação usando as fórmulas

,
.

Através do centro de gravidade encontrado desenhamos os eixos e (eixo é conveniente escolher uma seção paralela à corda) e determinar as coordenadas dos centros de gravidade de todos os elementos da seção em relação aos novos eixos.

Calculamos os momentos de inércia (axial e centrífuga) da seção reduzida em relação aos eixos e:

, ,
.

Determinamos o ângulo de rotação dos principais eixos centrais da seção:

.

Se o ângulo α for maior que 5°, então os eixos devem ser girados por este ângulo (um valor de ângulo positivo corresponde à rotação dos eixos no sentido horário) e cálculos adicionais devem ser realizados em relação aos eixos centrais principais. Para simplificar o cálculo, recomenda-se calcular o ângulo α somente no cálculo da última aproximação. Normalmente, se o eixo for escolhido paralelo à corda da seção, o ângulo α acaba sendo insignificante e pode ser desprezado.

Determinamos as tensões nos elementos da seção transversal para uma primeira aproximação

.

Tensões resultantes comparar com
E
para painel comprimido e com
e - para um painel esticado.

6.2 Determinação das tensões críticas nas longarinas

A tensão crítica da longarina é calculada a partir das condições das formas gerais e locais de flambagem. Para calcular
da forma geral de flambagem usamos a expressão

, (10)

Onde
. Aqui
- tensão crítica calculada pela fórmula de Euler:

(11)

Onde - coeficiente em função das condições de apoio das extremidades da longarina; - passo de costela; - flexibilidade da longarina com invólucro acoplado; - raio de inércia em relação ao eixo central da seção.

Na fórmula (11) em deve ser entendido
, mas por uma questão de simplicidade, consideramos que a posição do eixo inercial principal coincide com o eixo x.

Por sua vez

,

onde é o momento de inércia da longarina com o invólucro acoplado em relação ao eixo x (Fig. 13);
- área da seção transversal da longarina com invólucro acoplado. A largura da pele fixada é considerada igual a 30 δ (Fig. 13).

Onde
- momento de inércia da pele aderida em relação ao seu próprio eixo central x 1 (geralmente os valores são pequenos);
- momento de inércia da longarina em relação ao seu próprio eixo central x 2.

Para calcular a forma local de flambagem, considere a flambagem do banzo livre da longarina como uma placa apoiada de forma articulada em três lados (Fig. 14). Na Fig. 14 está indicado: a – passo da costela; b 1 – altura do flange livre da longarina (Fig. 13). Para a placa em questão
é calculado usando a fórmula assintótica (10), na qual

onde k σ é um coeficiente dependente das condições de carregamento e apoio da placa,  с é a espessura do banzo livre da longarina.

Para o caso em consideração

.

Para comparação com as tensões reais obtidas como resultado da redução, é selecionada uma tensão menor, encontrada a partir de cálculos de flambagem geral e local.

Durante o processo de redução, é necessário atentar para o seguinte: se as tensões no flange comprimido da longarina forem maiores ou iguais às destrutivas em qualquer uma das aproximações, então a estrutura da asa não é capaz para suportar a carga de projeto e deve ser reforçada. Neste caso, outras aproximações não devem ser feitas. Se qualquer longarina comprimida número "k" (com invólucro conectado) tiver tensão for menor que , então o coeficiente de redução para ele deverá ser deixado o mesmo na aproximação subsequente; se em alguma longarina comprimida (com invólucro acoplado) com número "m" a tensão for maior
então, na aproximação subsequente, o coeficiente de redução deve ser calculado usando a fórmula

;

se não houver tensão em nenhuma longarina não excede , então a estrutura está claramente acima do peso e requer iluminação.

Na zona esticada, o esclarecimento dos coeficientes de redução no processo de aproximações sucessivas é realizado da mesma forma, mas a comparação das tensões calculadas é realizada não com, mas com .

Como resultado, obtemos novos coeficientes de redução refinados da aproximação subsequente
. A seguir, calculamos a próxima aproximação na mesma ordem e refinamos novamente os coeficientes de redução. O cálculo continua até que os coeficientes de redução das duas aproximações subsequentes praticamente coincidam (dentro de 5%).

7. Cálculo da seção da asa para cisalhamento

O cálculo da seção da asa para cisalhamento é realizado sem levar em conta o efeito da torção (considera-se que a força transversal é aplicada no centro da rigidez da seção, assumindo que as paredes das longarinas e o revestimento atuam na tesoura).

7.1 Procedimento de cálculo

Para calcular uma seção multicontorno para cisalhamento, são feitos cortes longitudinais nos painéis para que o contorno fique aberto. Para a seção da asa, é conveniente fazer cortes no plano das cordas na ponta da asa e nas paredes das longarinas (Fig. 15). Nos locais de corte, são aplicadas forças tangenciais lineares de fechamento desconhecidas.

Forças tangenciais lineares no revestimento do painel, as seções das asas são determinadas como a soma das forças tangenciais lineares
em malha aberta e forças de fechamento. O esforço é determinado pela fórmula

, (12)

Onde
- força de corte calculada;
- momento estático a área da parte da seção limitada pelas 1ª e (i-1) – m nervuras (a ordem aceita de numeração das nervuras é óbvia na Fig. 14);
- o principal momento de inércia de toda a seção, e a posição do centro de gravidade é obtida a partir da última aproximação do cálculo da flexão.

Na fórmula (12), a direção da força transversal é considerada positiva quando coincide com a direção positiva do eixo y, ou seja, acima. As direções positivas dos fluxos de força tangencial coincidem com a direção de passagem pela origem das coordenadas no sentido horário.

Para determinar os fluxos de fechamento das forças tangenciais lineares, compomos equações canônicas

Coeficientes de equações canônicas (elementos da matriz
e vetor
) são determinados pelas expressões:

,
,
,

(aqui o somatório é realizado em painéis, onde
não são iguais a zero, respectivamente),

,
, - módulo de cisalhamento reduzido (para revestimento de duralumínio
) ;
- redução da espessura da pele
;
- coeficiente de redução do revestimento.

O módulo de cisalhamento do revestimento do painel da asa não é igual ao módulo de cisalhamento do material do revestimento, mas também depende de sua curvatura, espessura, passo das nervuras e longarinas (dimensões da gaiola de reforço), perfis de reforço e a natureza do carregamento da placa. Os valores do módulo de cisalhamento são determinados empiricamente com mais ou menos precisão para uma determinada estrutura. Nos cálculos é necessário utilizar principalmente os valores médios de G obtidos em testes de estruturas semelhantes. Porque

,

então no cálculo utilizaremos os valores dos coeficientes de redução mostrados na Fig. 15. Os valores do coeficiente para revestimentos feitos de outros materiais devem ser multiplicados por - fluxos de forças tangenciais lineares no contorno aberto da seção da asa devido ao cisalhamento;

Com base nos resultados do cálculo, construímos um diagrama total do fluxo de forças tangenciais lineares de cisalhamento e torção ao longo do contorno da seção de projeto da asa. Ao construir um diagrama resumido, colocamos os valores positivos dos fluxos dentro do contorno da seção.

9. Verificação da resistência e estabilidade da pele e das paredes das longarinas

Como resultado do cálculo de verificação, deve ser dada uma conclusão sobre a resistência da seção de asa selecionada. Para fazer isso, a pele e as paredes das longarinas são verificadas quanto à resistência e estabilidade.

Tensões normais máximas atuando no painel de revestimento correspondente (ou parede da longarina), levando em consideração

e os valores do coeficiente de redução da pele são encontrados pela expressão

Ao verificar a resistência da pele, os valores dos coeficientes são calculados

Kravets A.S. Características dos perfis de aviação.

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. Para aumentar... projetos

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Em vôo, a asa é carregada com uma carga aerodinâmica distribuída e força de massa proveniente do peso da própria estrutura da asa e do combustível nela colocado. A carga aerodinâmica é distribuída ao longo da envergadura de acordo com uma lei próxima da parabólica. Para simplificar, vamos substituí-la pela lei trapezoidal (Fig. 2.2). Se aceitarmos a suposição de que COM y é constante ao longo da envergadura, então a lei da mudança na força aerodinâmica q az é proporcional à corda da asa b

Onde z: S

- força de sustentação criada pela asa; k é a área de suporte das meias asas, igual a - força de sustentação criada pela asa; k =S - az é proporcional à corda da asa 0d f = 61;

d f - diâmetro da fuselagem;

az é proporcional à corda da asa 0 - corda da costela raiz;

az é proporcional à corda da asa z - o valor do acorde atual.

Valor atual da corda da asa bz Vamos calcular a partir da fórmula proposta:

Onde az é proporcional à corda da asa k - corda da nervura final;

O comprimento da meia asa sem seção central é igual a;

Substituindo a equação (3.11) em (3.10), obtemos:

Assumimos que o combustível é distribuído uniformemente pela asa, então a carga distribuída das forças de massa da asa (seu próprio peso e combustível) varia ao longo de sua envergadura, também proporcional à corda az é proporcional à corda da asa z:

Onde eu k é a massa da estrutura de meia asa, igual a eu k =m k eu vzl = 1890;

eu T é a massa do combustível, igual a eu T = 0,85m Tmáx = 3570 ;

g é a aceleração da queda livre, igual a g = 9,81.

Arroz.

Vamos calcular a aerodinâmica distribuída y é constante ao longo da envergadura, então a lei da mudança na força aerodinâmica az e cargas em massa y é constante ao longo da envergadura, então a lei da mudança na força aerodinâmica krz no final, parte raiz da asa e (por exemplo) na área dos ailerons:

1) Cálculo da carga distribuída na extremidade da asa, ou seja, no Z = 0:

2) Cálculo da carga distribuída na seção raiz, ou seja, no Z== 13,23:

3) Cálculo da carga distribuída na área motor + chassi, ou seja no Z = eu 1 =1,17

5665,94-2142,07=3523,87N/m

Arroz. 2.3. Esquema de ocorrência de torque na seção da asa

Portanto, o torque linear da aerodinâmica distribuída y é constante ao longo da envergadura, então a lei da mudança na força aerodinâmica az e forças de asa em massa y é constante ao longo da envergadura, então a lei da mudança na força aerodinâmica krz é igual a:

Nm/m (3,15)

Apresentamos outros semelhantes e obtemos:

Nm/m (3,16)

Normalmente o combustível na asa está localizado na parte frontal da asa, então o cm. combustível coincide com cm. asa Levando em conta esta suposição, a fórmula (3.15) será semelhante a:

Nm/m (3,17)

Substituindo as quantidades conhecidas na fórmula (3.17), obtemos:

Nm/m (3,18)

Agora vamos calcular o torque na ponta, raiz da asa e na área dos ailerons:

1) Cálculo do torque na ponta da asa, ou seja, no Z = 0:

2) Cálculo do torque na raiz da asa, ou seja, no Z = 13,23:

3) Cálculo do torque na área motor + chassi, ou seja no Z = 1,17:

Além das forças distribuídas das forças aerodinâmicas e de massa, o torque também é criado por forças concentradas das massas dos motores. Como, de acordo com as condições do problema, a força de empuxo dos motores, assim como a força reversa, são iguais a zero, o momento concentrado será criado apenas pelas forças decorrentes das massas dos motores instalados na asa .

Arroz.

Pode-se observar na figura que é igual a (o sinal menos significa que o momento é direcionado na direção oposta, no sentido anti-horário):

(Nm), (3.19)

onde está a distância do centro de massa. motor para c.f. asa

Já os motores estão a distâncias diferentes do fluido central. asa, então eles criarão momentos diferentes. Com base nos dados conhecidos, encontramos: