งานหลักสูตร: การคำนวณความแข็งแกร่งของปีกอัตราส่วนกว้างยาวและอุปกรณ์ลงจอดของเครื่องบินขนส่ง AN-148 การคำนวณแรงยกของปีกเครื่องบิน การหามวลและแรงเฉื่อย

1. การเลือกเครื่องบินต้นแบบ

เครื่องบิน MiG-3 ได้รับเลือกให้เป็นเครื่องบินต้นแบบ

รูปที่ 1 มุมมองทั่วไปของเครื่องบิน Mig-3

1.1 คำอธิบายของปีก MiG-3 KSS

ปีกประกอบด้วยสามส่วน: ส่วนตรงกลางที่เป็นโลหะทั้งหมดและคอนโซลไม้สองอัน

ปีกมีโปรไฟล์ของ 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 และปลายมีไม้อัดสนหนา 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.

ปีกนกชนิดทอดที่มีการชดเชยอากาศพลศาสตร์ โครงเหล็กหุ้มผ้า (ผ้า ACT-100) ปีกนกแต่ละอันประกอบด้วยสองส่วนบนแกนร่วม ยึดไว้ที่สามจุด การแยกนี้อำนวยความสะดวกในการทำงานของปีกนกในกรณีที่ปีกเริ่มเปลี่ยนรูปเนื่องจากการบรรทุกเกินพิกัดมากเกินไป 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

 น้ำหนักบรรทุกเปล่า : 2,699 กก

 น้ำหนักบินขึ้นปกติ: 3,355 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

คอร์ดรูท [2.380ม.]

จบคอร์ด

ปีกกว้าง

ปัจจัยด้านความปลอดภัย

น้ำหนักการบินขึ้น

การทำงานเกินพิกัด

มุมกวาดตามแนวคอร์ดส่วนปีก

ความหนาสัมพัทธ์ของโปรไฟล์ในส่วนราก

ความหนาสัมพัทธ์ของโปรไฟล์ที่ส่วนท้าย

น้ำหนักปีก

จำนวนถังน้ำมันเชื้อเพลิงในปีก

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 - เครื่องบินเคลื่อนที่ได้จำกัด ซึ่งเคลื่อนที่ส่วนใหญ่ในระนาบแนวนอน ( ).

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 ที่คำนวณใน 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. - ตามผลการคำนวณ ไดอะแกรมจะถูกสร้างขึ้น

2.2 การหาค่าแรงกระจายจากน้ำหนักถังน้ำมันเชื้อเพลิง

โหลดมวลเชิงเส้นแบบกระจายจากถังเชื้อเพลิง

โดยที่ γ คือความถ่วงจำเพาะของเชื้อเพลิง

B คือระยะห่างระหว่างเสากระโดงซึ่งเป็นผนังถัง

ความหนาของโปรไฟล์สัมพัทธ์ในส่วน:

2.3 การสร้างไดอะแกรมจากกองกำลังรวมศูนย์

แรงเฉื่อยที่เข้มข้นจากหน่วยและน้ำหนักที่อยู่ในปีกและยึดติดกับปีกจะถูกใช้ที่จุดศูนย์ถ่วงและถูกนำไปขนานกับแรงแอโรไดนามิก การออกแบบโหลดที่มีความเข้มข้น

ผลลัพธ์จะถูกนำเสนอในรูปแบบของไดอะแกรม Q comp และเอ็มคอมพ์ - ไดอะแกรมรวมของ Q Σ และ M xΣ จากแรงทั้งหมดที่ใช้กับปีกถูกสร้างขึ้น โดยคำนึงถึงสัญญาณของพวกมัน:

4.3 การคำนวณโมเมนต์ที่สัมพันธ์กับแกนทั่วไป

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)

โดยที่แรงรวมที่คำนวณได้จากน้ำหนักของส่วนปีกระหว่างสองส่วนที่ติดกัน

ไหล่จากจุดออกแรงถึงแกน

ค่าจะถูกคำนวณในลักษณะเดียวกัน ขึ้นอยู่กับการคำนวณ แผนภาพ และการก่อสร้าง

3.3 การหาค่าจากแรงรวมศูนย์

น้ำหนักโดยประมาณของแต่ละหน่วยหรือน้ำหนักบรรทุกอยู่ที่ไหน

ระยะห่างจากจุดศูนย์ถ่วงของแต่ละยูนิตหรือโหลดถึงเพลา

หลังจากการคำนวณ โมเมนต์รวมจากแรงทั้งหมดที่กระทำต่อปีกจะถูกกำหนด และสร้างแผนภาพขึ้นมา

4.4 การกำหนดค่าการออกแบบและส่วนปีกที่กำหนด

เพื่อกำหนดและปฏิบัติตาม:

ค้นหาตำแหน่งโดยประมาณของจุดศูนย์กลางความแข็งแกร่ง (รูปที่ 4)

ความสูงของสปาร์ i-th 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) เลือกโปรไฟล์ที่มีความหนาสอดคล้องกับประเภทของเครื่องบินที่กำลังพิจารณา และรวบรวมตารางที่ 3 แล้ว โปรไฟล์ที่เลือกจะถูกวาดบนกระดาษกราฟในระดับ (1:10, 1:25) หากโปรไฟล์ของความหนาที่ต้องการไม่แสดงอยู่ในสมุดอ้างอิง คุณสามารถใช้โปรไฟล์ที่มีความหนาใกล้เคียงที่สุดจากหนังสืออ้างอิง และคำนวณข้อมูลทั้งหมดใหม่โดยใช้สูตร:

โดยที่ y คือค่าที่คำนวณได้ของการเรียงลำดับ

ค่าลำดับตาราง

ค่าตารางของความหนาสัมพัทธ์ของโปรไฟล์ปีก

สำหรับปีกแบบกวาด การแก้ไขการกวาดควรทำโดยใช้สูตร

ตาราง 5.1 โปรไฟล์พิกัดปกติและคำนึงถึงการแก้ไขการกวาด ผลลัพธ์ของการคำนวณข้อมูลใหม่:

5.3 การเลือกพารามิเตอร์ส่วน

3.1 การหาแรงตั้งฉากที่กระทำต่อแผงปีก

หน้าแปลนสปาร์และคานที่มีผิวหนังติดอยู่จะดูดซับโมเมนต์การดัดงอ แรงที่โหลดแผงสามารถกำหนดได้จากนิพจน์:

F คือพื้นที่หน้าตัดของปีกซึ่งถูกจำกัดด้วยเสากระโดงด้านนอก

B คือระยะห่างระหว่างสมาชิกด้านนอก (รูปที่ 7)

สำหรับแผงที่ยืดออก ให้ใช้แรง N ที่มีเครื่องหมายบวก สำหรับแผงที่ถูกบีบอัด - ด้วยเครื่องหมายลบ

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

ระยะพิทช์ของคานและโครงซี่โครงถูกเลือกเพื่อให้พื้นผิวปีกไม่มีคลื่นที่ยอมรับไม่ได้

ในการคำนวณการโก่งตัวของผิวหนัง เราพิจารณาว่ามีคานและโครงรองรับอย่างอิสระ (รูปที่ 10) ค่าการโก่งตัวที่ยิ่งใหญ่ที่สุดเกิดขึ้นที่กึ่งกลางของแผ่นที่พิจารณา:

ความแข็งแกร่งของทรงกระบอกของผิวหนัง

ค่าของสัมประสิทธิ์ d ขึ้นอยู่กับ . โดยทั่วไปอัตราส่วนนี้คือ 3 d=0.01223

ควรเลือกระยะห่างระหว่างคานและโครงเพื่อให้เป็นเช่นนั้น

จำนวน stringers ในพาเนลที่ถูกบีบอัด

ความยาวส่วนโค้งของผิวหนังแผงที่ถูกบีบอัดคือที่ไหน

จำนวนคานในแผงที่ยืดออกควรลดลง 20% ตามที่ระบุไว้ข้างต้น ระยะห่างระหว่างซี่โครงคือ

แต่เพื่อไม่ให้โครงสร้างโอเวอร์โหลด เราจะใช้ระยะห่างของซี่โครงเท่ากับ 450 มม.

3.4 การหาพื้นที่หน้าตัดของคาน

พื้นที่หน้าตัดของคานในโซนบีบอัดเป็นการประมาณครั้งแรก

โดยที่ความเค้นวิกฤติของสตริงเกอร์ในโซนบีบอัด (จนถึงค่าประมาณแรก)

พื้นที่หน้าตัดของคานในโซนยืด

ค่าความต้านทานแรงดึงของวัสดุคานอยู่ที่ไหน

จากรายการโปรไฟล์มุมม้วนมาตรฐานที่มีหลอดไฟโปรไฟล์ที่ใกล้เคียงที่สุดเหมาะสำหรับพื้นที่ที่มีพื้นที่หน้าตัด 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 ควรถือว่าผนังทั้งสี่ด้านได้รับการสนับสนุนอย่างง่าย:

ที่ไหน

6. การคำนวณส่วนปีกสำหรับการดัด

ในการคำนวณส่วนปีกสำหรับการดัดงอ โปรไฟล์ของส่วนการออกแบบของปีกจะถูกวาดโดยวางคานและเสากระโดงที่มีหมายเลขไว้ (รูปที่ 10) เครื่องสายควรวางไว้ที่จมูกและส่วนท้ายของโครงโดยมีระยะห่างที่มากกว่าระหว่างเสากระโดง การคำนวณส่วนปีกสำหรับการดัดงอทำได้โดยใช้วิธีลดค่าสัมประสิทธิ์และการประมาณต่อเนื่อง

1 ขั้นตอนการคำนวณการประมาณค่าแรก

พื้นที่หน้าตัดที่ลดลงของซี่โครงตามยาว (เอ็น, ส่วนประกอบด้านข้าง) ที่มีผิวหนังติดอยู่จะถูกพิจารณาว่าเป็นการประมาณครั้งแรก

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

หากวัสดุของหน้าแปลนของเสากระโดงและคานแตกต่างกัน ควรลดขนาดให้กับวัสดุชนิดเดียวผ่านค่าสัมประสิทธิ์การลดในแง่ของโมดูลัสยืดหยุ่น

โมดูลัสของวัสดุขององค์ประกอบ i อยู่ที่ไหน - โมดูลของวัสดุที่โครงสร้างลดลง (ตามกฎแล้วนี่คือวัสดุของสายพานของสปาร์ที่รับน้ำหนักมากที่สุด) แล้ว

ในกรณีที่วัสดุข้างและคานข้างต่างกัน ให้ใช้สูตร (6.1) แทน

เรากำหนดพิกัดและจุดศูนย์ถ่วงของส่วนขององค์ประกอบโปรไฟล์ตามยาวที่สัมพันธ์กับแกนที่เลือกโดยพลการ x และ y และคำนวณโมเมนต์คงที่ขององค์ประกอบ และ

เรากำหนดพิกัดของจุดศูนย์ถ่วงของส่วนการประมาณแรกโดยใช้สูตร:

เราวาดแกนผ่านจุดศูนย์ถ่วงที่พบและ (สะดวกในการเลือกแกนที่ขนานกับคอร์ดของส่วน) และกำหนดพิกัดของจุดศูนย์ถ่วงขององค์ประกอบทั้งหมดของส่วนที่สัมพันธ์กับแกนใหม่

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 ซึ่งได้จากการคำนวณการโก่งทั่วไปและเฉพาะจุด

ในระหว่างกระบวนการลดขนาดจำเป็นต้องคำนึงถึงสิ่งต่อไปนี้: หากความเค้นในหน้าแปลนที่ถูกบีบอัดของสปาร์กลายเป็นมากกว่าหรือเท่ากับค่าทำลายล้างในการประมาณค่าใด ๆ โครงสร้างปีกจะไม่สามารถ เพื่อรองรับภาระการออกแบบและต้องเสริมกำลัง

บรรณานุกรม

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

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

การกำหนดลักษณะมวลและเรขาคณิตของเครื่องบินที่จำเป็นสำหรับการคำนวณน้ำหนักตามต้นแบบที่เลือก 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;

ข. ข้าวโพด - คอร์ดรากปีก

บีคอน - คอร์ดท้ายปีก;

ฉ - ปัจจัยด้านความปลอดภัย

- โอเวอร์โหลดการปฏิบัติงานสูงสุดในทิศทางของแกน Y

- การหมุนเวียนสัมพัทธ์ของปีกแบนตรง

- การไหลเวียนของปีกสัมพัทธ์โดยคำนึงถึงการกวาด

q aer - โหลดแอโรไดนามิกเชิงเส้นบนปีก

Q aer - แรงเฉือนในส่วนปีกเนื่องจากภาระตามหลักอากาศพลศาสตร์

M aer - โมเมนต์ของภาระแอโรไดนามิกในส่วนปีก

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;

เอ - 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 ในระยะแรกจะกำหนดภาระที่กระทำต่อปีก ข้อมูลที่จำเป็นสำหรับสิ่งนี้จะถูกป้อนลงในพีซีในโหมดโต้ตอบเพื่อตอบสนองต่อคำขอที่ปรากฏบนหน้าจอคอมพิวเตอร์หลังจากเปิดตัวโปรแกรม NAGR.EXE ต่อจากนั้น ไฟล์ข้อมูล NAGR.DAT จะถูกสร้างขึ้น โดยที่ข้อมูลที่ป้อนถูกป้อน และในการคำนวณครั้งต่อไป คุณสามารถเปลี่ยนข้อมูลเริ่มต้นในไฟล์ข้อมูลได้

ก่อนที่จะใช้โปรแกรม NAGR.EXE จำเป็นต้องเตรียมข้อมูลเบื้องต้นสำหรับการคำนวณน้ำหนักบรรทุกซึ่งรวมถึงการเลือกต้นแบบเครื่องบิน การสร้างลักษณะมวลและเรขาคณิตของเครื่องบิน เค้าโครงปีก การกำหนดค่าโอเวอร์โหลดในการปฏิบัติงาน และปัจจัยด้านความปลอดภัย

เมื่อคำนวณโหลด พารามิเตอร์ต่อไปนี้จะถูกป้อนลงในพีซี (อินพุตที่ไม่มีรูปแบบ):

คอร์ดรูทและเทอร์มินัล [m];

ปีกกว้าง [m];

ปัจจัยด้านความปลอดภัย [b/r];

น้ำหนักบินขึ้นของเครื่องบิน [t];

การทำงานเกินพิกัด [b/r];

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

มุมกวาดตามแนวคอร์ดส่วนปีก [องศา];

ความหนาสัมพัทธ์ของโปรไฟล์ในส่วนรากและส่วนปลาย [b/r];

น้ำหนักปีก [t];

จำนวนถังเชื้อเพลิงในปีก [b/r];

ความถ่วงจำเพาะของเชื้อเพลิง [t/m 3 ];

พิกัดสัมพัทธ์ของคอร์ดเริ่มต้นและจุดสิ้นสุดของรถถัง [b/r];

คอร์ดเริ่มต้นของรถถัง [m];

สิ้นสุดคอร์ดของรถถัง [m];

ระยะห่างจากแกนธรรมดา (รูปที่ 1) ถึงเส้นกึ่งกลาง เชื้อเพลิงในส่วนรากและส่วนปลายของปีก [m];

จำนวนหน่วย [b/r];

น้ำหนักหน่วย [t];

พิกัดสัมพัทธ์ของมวลรวม [b/r];

ระยะห่างจากแกนตามเงื่อนไขถึงจุดศูนย์ถ่วง หน่วย [ม.];

ระยะห่างจากแกนเงื่อนไขถึงเส้น c d. ในส่วนรากและส่วนท้ายของปีก [m];

ระยะห่างจากแกนเงื่อนไขถึงเส้น c และ. ในส่วนรากและส่วนปลายของปีก [m];

ระยะห่างจากแกนเงื่อนไขถึงเส้น c เสื้อ ในส่วนรากและส่วนท้ายของปีก [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 ];

ความหนาของผิวหนังบริเวณแผงปีกบนและล่าง [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 โดยมีค่าต่อไปนี้สำหรับแต่ละการวนซ้ำ:

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 ระบบสินค้าต่างๆ 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

น้ำหนักตามหลักอากาศพลศาสตร์จะกระจายไปตามช่วงปีกตามการเปลี่ยนแปลงของการไหลเวียนสัมพัทธ์
(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. - ตามผลการคำนวณ ไดอะแกรมจะถูกสร้างขึ้น

4.2.2 การหาค่าแรงกระจายจากน้ำหนักถังน้ำมันเชื้อเพลิง โหลดมวลเชิงเส้นแบบกระจายจากถังเชื้อเพลิง

โดยที่ γ คือความถ่วงจำเพาะของเชื้อเพลิง B คือระยะห่างระหว่างส่วนประกอบด้านข้างซึ่งเป็นผนังถัง (รูปที่ 3)

ความหนาของโปรไฟล์สัมพัทธ์ในส่วน

4.2.3 การสร้างแผนภาพแรงรวมศูนย์ แรงเฉื่อยที่เข้มข้นจากหน่วยและน้ำหนักที่อยู่ในปีกและยึดติดกับปีกจะถูกใช้ที่จุดศูนย์ถ่วงและถูกนำไปขนานกับแรงแอโรไดนามิก การออกแบบโหลดที่มีความเข้มข้น

ผลลัพธ์จะถูกนำเสนอในรูปแบบของไดอะแกรม Q comp และเอ็มคอมพ์ - ไดอะแกรมรวมของ Q Σ และ M xΣ จากแรงทั้งหมดที่ใช้กับปีกถูกสร้างขึ้น โดยคำนึงถึงสัญญาณของพวกมัน:

4.3 การคำนวณโมเมนต์ที่สัมพันธ์กับแกนทั่วไป

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
- ขึ้นอยู่กับการคำนวณ แผนภาพ 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

ประเภทของแผนกำลังโครงสร้างของปีกได้รับการคัดเลือกโดยใช้คำแนะนำที่กำหนดไว้ในการบรรยายและผลงาน

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 - ด้วยเครื่องหมายลบ

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
.

จำนวน stringers ในพาเนลที่ถูกบีบอัด

,

ที่ไหน - ความยาวส่วนโค้งของผิวหนังแผงที่ถูกบีบอัด

จำนวนคานในแผงที่ยืดออกควรลดลง 20% ตามที่ระบุไว้ข้างต้น ระยะห่างระหว่างซี่โครง
.

5.3.4 การหาพื้นที่หน้าตัดของคาน พื้นที่หน้าตัดของคานในโซนบีบอัดเป็นการประมาณครั้งแรก

,

ที่ไหน
- ความเค้นวิกฤตของสตริงเกอร์ในโซนบีบอัด (เป็นการประมาณครั้งแรก
).

พื้นที่หน้าตัดของคานในโซนยืด

,

ค่าความต้านทานแรงดึงของวัสดุคานอยู่ที่ไหน

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 ควรถือว่าผนังทั้งสี่ด้านได้รับการสนับสนุนอย่างง่าย:

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) เครื่องสายควรวางไว้ที่จมูกและส่วนท้ายของโครงโดยมีระยะห่างที่มากกว่าระหว่างเสากระโดง 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
คำนวณโดยใช้สูตรเชิงเส้นกำกับ (10) ซึ่ง

โดยที่ k σ คือค่าสัมประสิทธิ์ขึ้นอยู่กับเงื่อนไขการรับน้ำหนักและการรองรับของแผ่น  с คือความหนาของหน้าแปลนอิสระของคาน

สำหรับกรณีที่อยู่ระหว่างการพิจารณา

.

สำหรับการเปรียบเทียบกับความเค้นจริงที่ได้รับจากการลด จะมีการเลือกความเค้นที่น้อยกว่า ซึ่งได้จากการคำนวณการโก่งทั่วไปและเฉพาะจุด

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 .

ด้วยเหตุนี้ เราจึงได้ค่าสัมประสิทธิ์การลดแบบละเอียดใหม่ของการประมาณค่าที่ตามมา
- ต่อไป เราจะคำนวณการประมาณถัดไปในลำดับเดียวกันและปรับแต่งค่าสัมประสิทธิ์การลดอีกครั้ง การคำนวณจะดำเนินต่อไปจนกว่าค่าสัมประสิทธิ์การลดของการประมาณค่าที่ตามมาทั้งสองจะตรงกัน (ภายใน 5%)

7. การคำนวณส่วนปีกสำหรับแรงเฉือน

การคำนวณส่วนปีกสำหรับแรงเฉือนนั้นดำเนินการโดยไม่คำนึงถึงผลกระทบของแรงบิด (ถือว่าแรงตามขวางถูกนำไปใช้ที่กึ่งกลางของความแข็งของส่วนโดยสมมติว่าผนังของสมาชิกด้านข้างและผิวหนังทำหน้าที่ บนแรงเฉือน)

7.1 ขั้นตอนการคำนวณ

ในการคำนวณส่วนตัดขวางแบบหลายส่วนสำหรับแรงเฉือน จะทำการตัดตามยาวในแผงเพื่อให้โครงร่างเปิดออก สำหรับส่วนของปีกจะสะดวกในการตัดในระนาบของคอร์ดที่ปลายปีกและในผนังของเสากระโดง (รูปที่ 15) ในบริเวณที่มีการตัด 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

,

จากนั้นในการคำนวณเราจะใช้ค่าของสัมประสิทธิ์การลดที่แสดงในรูปที่ 1 15. ค่าสัมประสิทธิ์ของผิวหนังที่ทำจากวัสดุอื่นควรคูณด้วย - การไหลของแรงสัมผัสเชิงเส้นในรูปทรงเปิดของส่วนปีกเนื่องจากแรงเฉือน

จากผลการคำนวณ เราสร้างแผนภาพรวมของการไหลของแรงสัมผัสเชิงเส้นจากแรงเฉือนและแรงบิดตามแนวเส้นโครงร่างของส่วนการออกแบบของปีก 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 แรงสั่นสะเทือน 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...

การคำนวณปีกที่มีรูปทรงโค้ง

ยูริ อาร์ซูมันยัน (yuri_la)

ก่อนที่จะแก้ไขปัญหา คุณต้องเข้าใจว่าคุณจะทำอย่างไรกับผลลัพธ์ที่ได้

ปัญหาสามารถแก้ไขได้สองวิธี: ด้วยปริพันธ์หรือเศษส่วน ผลลัพธ์ก็เหมือนเดิม แต่เศษส่วนจะง่ายกว่า...

การแนะนำ

ปัญหาการคำนวณ เขตซาร์(Average Aerodynamic Chord) ของปีก เกิดขึ้นในการฝึกของนักสร้างโมเดลเครื่องบินค่อนข้างบ่อย มี GOST 22833-77 ซึ่งกำหนดไว้ เขตซาร์และมีสูตรทั่วไปในการคำนวณให้ จริงอยู่ GOST ไม่ได้อธิบายว่าทำไมจึงใช้สูตรเฉพาะนี้และวิธีใช้งานจริง อย่างไรก็ตาม ในกรณีส่วนใหญ่ที่ล้นหลาม เมื่อพิจารณาปีกที่มีรูปร่างเรียบง่ายในแผนซึ่งมีขอบตรง เช่น สี่เหลี่ยมคางหมู สามเหลี่ยม ฯลฯ ไม่จำเป็นต้องเข้าสู่วิชาคณิตศาสตร์ เมื่อไม่มีคอมพิวเตอร์ เขตซาร์กำหนดเป็นกราฟิก แม้แต่โปสเตอร์พิเศษก็ยังใช้เป็นสื่อการสอนซึ่งแสดงอยู่บนผนังของส่วนการสร้างแบบจำลองเครื่องบินและวงกลม

ข้าว. 1.คู่มือโปสเตอร์การศึกษา

ขณะนี้มีเครื่องคิดเลข (โปรแกรม) แบบธรรมดาที่สามารถติดตั้งบนคอมพิวเตอร์หรือใช้ออนไลน์ได้ บน RC - การบิน ตัวอย่างเช่น สามารถใช้ได้ .

แต่ยังขาดความสามารถในการคำนวณ เขตซาร์ปีกที่มีรูปทรงโค้งมน และบางครั้งนั่นคือสิ่งที่คุณต้องการ เช่น “มังกร” ที่นิยมในหมู่มือใหม่ (ในกรณีนี้คือ Wing Dragon 500) โดย อาร์ต-เทค (รูปที่ 2) ปีกของมันกวาดเล็กน้อยไปตามขอบนำที่ซี่โครงราก แล้วปัดไปทางปลาย

ข้าว. 2. "มังกร"

บางทีอาจมีโปรแกรมคอมพิวเตอร์ที่จริงจังมากกว่าเครื่องคิดเลขแบบจำลองธรรมดาที่ฉันพูดถึง ซึ่งหากมีภาพกราฟิกของรูปร่างปีก (การฉายภาพ) ที่ป้อนเข้าไปในคอมพิวเตอร์ ก็ให้ความเป็นไปได้นี้แม้ว่าจะไม่มีสูตรสำหรับความโค้งของขอบก็ตาม แล้วถ้าคุณยังไม่มีรูปร่างแบบนี้ล่ะ? คุณยังคงวาดโครงร่างของปีกและต้องการสำรวจตัวเลือกต่างๆ หรือไม่

ดังนั้น วัตถุประสงค์ของบทความนี้จึงไม่ใช่เพียงเพื่อให้ได้สูตรสุดท้ายในการคำนวณเท่านั้น เขตซาร์ปีกดังกล่าว แต่ยังรวมถึงการเปิดเผยอัลกอริธึมการคำนวณทั่วไป กล่าวอีกนัยหนึ่ง ฉันต้องการแสดงให้เห็นว่าสิ่งนี้ทำอย่างไรเพื่อทำความเข้าใจผลลัพธ์ที่ได้รับ

ฉันเสนอวิธีเดียวที่เป็นไปได้ในการประมาณเส้นโค้งโดยใช้ เส้นโค้งเบซิเยร์แต่วิธีนี้ไม่ใช่วิธีเดียวที่เป็นไปได้ เป็นที่น่าสังเกตว่าฉันลองใช้วิธีต่างๆ โดยเฉพาะอย่างยิ่ง วิธีการที่ชัดเจนคือการใช้การประมาณเส้นโค้ง การใช้ฟังก์ชันกำลัง ฯลฯ วิธีการเหล่านี้ไม่เหมาะกับฉัน เนื่องจากรูปร่างของปีกบิดเบี้ยวอย่างรุนแรงด้วยการผสมผสานข้อมูลเริ่มต้นบางอย่าง หรือเนื่องจากความยุ่งยากและความซับซ้อนในการคำนวณ วิธีใช้กำลังสองเส้นโค้งเบซิเยร์ สำหรับฉันดูเหมือนว่าเป็นที่ยอมรับมากที่สุดสำหรับเงื่อนไขและชุดข้อมูลเริ่มต้นที่ผู้สร้างแบบจำลองเครื่องบินอาจมีเมื่อทำการวัดแบบจำลองที่เสร็จสมบูรณ์หรือออกแบบของเขาเอง ฉันขอย้ำอีกครั้งว่ามันใช้ได้แม่นยำเมื่อไม่ทราบสมการของเส้นโค้งที่อธิบายรูปร่างโค้ง หลังจากอ่านบทความนี้แล้ว บางทีอาจมีบางคนแนะนำวิธีการประมาณที่ดีกว่า แต่ตอนนี้ฉันหยุดอยู่แค่นั้นแล้ว

ทฤษฎีเล็กน้อย

คอร์ดแอโรไดนามิกโดยเฉลี่ยถือเป็นคอร์ด เทียบเท่าปีกทรงสี่เหลี่ยมผืนผ้า ซึ่งมีลักษณะอากาศพลศาสตร์คล้ายคลึงกับปีกดั้งเดิม และตำแหน่งของจุดศูนย์ถ่วง (CG) ของเครื่องบินในด้านอากาศพลศาสตร์และพลศาสตร์การบินมักจะวัดเป็นเปอร์เซ็นต์ของ เขตซาร์- สิ่งนี้ช่วยให้คุณหลีกหนีจากรูปร่างปีกที่หลากหลายในแผนและนำไปเป็น "ตัวส่วนร่วม" สุดท้ายนี้ มันสะดวกในทางปฏิบัติจริงๆ

เรากำลังพูดถึงปีกเครื่องบินและได้รับการออกแบบเพื่อสร้างแรงยกซึ่งเกิดขึ้นเนื่องจากการมีปฏิสัมพันธ์ของการไหลของอากาศกับปีก ธรรมชาติของการโต้ตอบนี้มีความซับซ้อนมากและเราจะไม่เข้าไปในกลไกในการสร้างแรงยกของปีกที่นี่ เช่นเดียวกับที่เราจะไม่คำนึงถึงองค์ประกอบรับน้ำหนักอื่น ๆ ของโครงสร้าง แม้ว่าข้อสรุปที่ได้รับจะนำไปใช้ได้ ไปยังเครื่องบินรับน้ำหนักอีกลำหนึ่ง ให้เราสังเกตเฉพาะประเด็นต่อไปนี้:

- แรงยกของปีกนั้นถูกสร้างขึ้นจากพื้นผิวทั้งหมด ซึ่งก็คือ มันคือนั่นเอง กระจายและไม่ใช่โหลดตามหลักอากาศพลศาสตร์แบบจุด

- การกระจายน้ำหนักนี้ไปทั่วทั้งพื้นผิวของปีก ไม่สม่ำเสมอทั้งแนวคอร์ดและแนวสแปน ขึ้นอยู่กับปัจจัยหลายประการ เช่น แผนผังของปีก ลักษณะ (รูปร่างของซี่โครง) การบิดตัวของปีก การรบกวนของปีกและลำตัว กระแสน้ำวนที่ปลาย ความขรุขระของพื้นผิว ความเร็วและระดับความสูงในการบิน มุมของการโจมตี เป็นต้น และอื่น ๆ

ในความเป็นจริง แทบจะเป็นไปไม่ได้เลยที่จะคำนึงถึงปัจจัยทั้งหมดที่ระบุไว้ในทางทฤษฎี โดยเฉพาะอย่างยิ่งในขั้นตอนการออกแบบ เมื่อยังไม่มีเครื่องบิน อย่างไรก็ตาม เนื่องจาก เขตซาร์เป็น มีเงื่อนไขค่าอ้างอิง ขอแนะนำให้ละทิ้งปัจจัยทั้งหมดนี้ที่ทำให้ภาพบิดเบี้ยวและยอมรับปัจจัยหนึ่ง สมมติฐานระดับโลกปีกนั้นแบนราบและมีการกระจายน้ำหนักตามหลักอากาศพลศาสตร์ไปทั่วพื้นที่ เท่าๆ กัน- จากนั้นจึงทำการคำนวณ เขตซาร์เป็นไปได้ในรูปแบบการวิเคราะห์ กล่าวคือ ด้วยความช่วยเหลือของสูตร

ในทางกลศาสตร์ เป็นเรื่องปกติในกรณีที่จำเป็น ที่จะแทนที่โหลดแบบกระจายด้วยแรงลัพธ์ที่กระทำที่จุดนั้นของพื้นผิวรับน้ำหนัก ซึ่งการกระทำของแรงจุดดังกล่าวจะสร้างภาระที่เท่ากันบนตัวถัง ก เขตซาร์เราจำเป็นต้องใช้มันเพื่อระบุตำแหน่งบนปีกที่จะใช้แรงแอโรไดนามิกที่เป็นผลลัพธ์ตามจินตนาการมากที่สุด ในการค้นหาสถานที่นี้ เราจำเป็นต้องคำนวณระยะห่างจากแกนสมมาตรของปีก (arm เขตซาร์) และค่าของมันเอง เขตซาร์เนื่องจากเป็นคอร์ดของปีกสี่เหลี่ยมที่เท่ากัน จุดศูนย์กลางของแรงกด (ผลลัพธ์เดียวกัน) จึงถูกใช้ตรงกลางคอร์ดพอดี

นี่คือสิ่งที่เราจะได้รับ

วิธีการคำนวณ

ภาพประกอบต่อไปนี้แสดงมุมมองตามแนวแกนตามยาวของเครื่องบินที่เป็นปีกแบนตรง มีการกำหนดแกนตามยาวในระบบพิกัดของเครื่องบิน X, แนวตั้ง Y และแนวขวาง (ตามช่วงปีก) –ซี.

เมื่อทำการคำนวณ แรงและโมเมนต์ทั้งหมดที่กระทำต่อเครื่องบินจะเป็นดังนี้ ฉายภาพลงบนแกนหรือระนาบอ้างอิงของระบบพิกัดที่เลือก- เลือกระบบพิกัดสำหรับงาน ในกรณีของเรา นี่คือระบบพิกัดคู่ การฉายภาพลงบนระนาบฐานจะกล่าวถึงด้านล่าง แต่สำหรับตอนนี้ เราจะพิจารณาปีกที่มีรูปร่างเรียบง่ายซึ่งอยู่ในระนาบฐาน Oเอ็กซ์แซด

ข้าว. 3. การบรรทุกปีก

คอนโซลปีกขวาแสดงการกระจายน้ำหนักตามหลักอากาศพลศาสตร์พร้อมความเข้มข้นถาม- มิติของมันคือแรงหารด้วยพื้นที่นั่นคือความดัน คอนโซลด้านซ้ายแสดงแรงที่มีสมาธิเท่ากันใช่ซึ่งใช้ ณ จุดที่อยู่ห่างจากแกนด้วยระยะห่าง (แขน)แลคซ์- จากความเท่าเทียมกันของการโหลดดังกล่าว ปีกจึงอยู่ในภาวะสมดุล นั่นคือผลรวมของโมเมนต์รอบแกน X (จุดกำเนิด) เท่ากับศูนย์

จากนั้นทางด้านซ้ายของสมการสามารถเขียนโมเมนต์เป็นผลคูณได้ใช่บน แลคซ์และทางขวา - หาพื้นที่เบื้องต้นที่เล็กที่สุด คูณพื้นที่ของมันดีเอสเกี่ยวกับความเข้มในการโหลดถาม, และระยะห่างจากพื้นที่เบื้องต้นนี้ถึงแกนนั่นคือพิกัดz- พื้นที่เบื้องต้นจะมีจำนวนอนันต์ และเพื่อที่จะไม่รวมทั้งหมด เราจำเป็นต้องหาอินทิกรัลสามัญเหนือพื้นที่ ตามความเป็นจริง มันเป็นอินทิกรัลนี้ที่เขียนไว้ในคำจำกัดความ เขตซาร์ใน GOST ที่กล่าวถึงข้างต้น

ดังนั้นสมการสมดุลจึงสามารถเขียนได้ดังนี้

แต่ตั้งแต่ ใช่แสดงถึงแรงที่ “รวบรวม” จากพื้นที่คอนโซลปีกทั้งหมดสามารถรับได้โดยเพียงแค่คูณความเข้มของภาระตามหลักอากาศพลศาสตร์ถามทั่วทั้งบริเวณคอนโซลส- แล้ว ถามทางซ้ายและขวาของสมการจะลดลง และจะเหลือเพียงพารามิเตอร์ทางเรขาคณิตเท่านั้น

ในทางกลับกันพื้นที่ของไซต์ประถมศึกษาดีเอสสามารถคำนวณได้ตามปกติในวิชาคณิตศาสตร์ เช่น พื้นที่ของสี่เหลี่ยมปฐมภูมิขนาดเล็กที่มีความสูงเท่ากับค่าของฟังก์ชันx = ฉ( z) บนพิกัด zคูณด้วยความยาวของฐานของสี่เหลี่ยมนี้ดีซ- เพื่อความชัดเจน ดังแสดงในรูปที่ 1 4.

ข้าว. 4. คอนโซลปีกอยู่ในแผน

จากนั้นสมการสมดุลสามารถเขียนใหม่ได้ดังนี้:

ที่นี่ ล- ครึ่งปีก

ปริพันธ์เรียกว่า โมเมนต์คงที่ของพื้นที่- ในนิพจน์นี้เราไม่ทราบรูปแบบของสมการx = ฉ( z) - นอกจากนี้เรายังไม่ทราบพื้นที่ของคอนโซลอีกด้วยส- หากรูปร่างของปีกเกิดจากเส้นตรง เราก็จะได้สมการง่ายๆ ของเส้นตรง และพื้นที่จะคำนวณเป็นพื้นที่ของรูปทรงเรขาคณิตอย่างง่าย (สี่เหลี่ยมคางหมู สามเหลี่ยม สี่เหลี่ยมด้านขนาน ฯลฯ) . จากนั้นการรับอินทิกรัลก็ไม่ใช่เรื่องยากและด้วยเหตุนี้จึงได้สิ่งที่ต้องการแลคซ์- จากนี้ขั้นตอนต่อไปคือการคำนวณค่าที่ต้องการ เขตซาร์:

มี.ค. =ฉ( แลคซ์)

ดังนั้น เครื่องคิดเลขแบบจำลอง เขตซาร์เหล่านี้เป็นสูตรที่ใช้ ก่อนที่จะสรุปต่อ ฉันจะนำเสนอสูตรเหล่านี้ทันทีเพื่อให้คุณมีไว้ใช้หากจำเป็น

ลแคกซ์= L[(H + 2ชม.)/(H + ชม.)]/3

มี.ค. =ชม – ( ชม – ชม.) แลคซ์/ ล

หากทราบสูตรวิเคราะห์ที่อธิบายรูปร่างของปีกก็เป็นไปได้ที่จะคำนวณด้วยวิธีนี้ เขตซาร์สำหรับปีกที่ซับซ้อนยิ่งขึ้นในแผน ตัวอย่างเช่น สำหรับปีกทรงรี (วงรีปกติ ไม่ใช่วงรี "โดยประมาณ")

หรือประมาณ ล แคกซ์ = 0,212 ล; เขตซาร์ = 0,905 ชม- โดยวิธีการในรูป 1 ที่ด้านขวาสุดในแถวบนสุด ปีกทรงรีจะปรากฏขึ้น และจะมีการให้ค่าไว้ เขตซาร์- ที่นั่นเท่านั้น ลนี่คือปีกนก และในที่นี้กำหนดให้เป็นครึ่งปีกนก ดังนั้นค่าจึงเท่ากัน ถ้าปีกเป็นวงกลม ก็แสดงว่าสูตรนั้นใช้แทนกันได้ เอช=แอล=ร, ที่ไหน ร– รัศมีของวงกลม

แต่รูปร่างของปีกของเรานั้นไม่ได้อธิบายไว้ในสูตรการวิเคราะห์ ซึ่งสามารถนำมาบูรณาการได้อย่างง่ายดายเช่นกัน ไม่ว่าในกรณีใด เราไม่ทราบรูปแบบของสูตรนี้ และเราจำเป็นต้องเลือกสมการที่จำเป็นซึ่งอธิบายโครงร่างนี้

การหาสูตร

ผู้อ่านที่ไม่คุ้นเคยกับแคลคูลัสอินทิกรัลและดิฟเฟอเรนเชียลสามารถข้ามส่วนนี้ได้

ดังนั้นฉันจึงเลือกเส้นโค้งเบซิเยร์ และนิพจน์สำหรับเส้นโค้งเบซิเยร์กำลังสองเขียนในรูปแบบพาราเมตริกดังนี้:

ที่นี่ ที– พารามิเตอร์ที่อยู่ในช่วงเวลา

ในความเป็นจริง ในรูปแบบพาราเมตริกสำหรับการระบุเส้นโค้งบนระนาบ นิพจน์ข้างต้นจะรวมสมการสองสมการเข้าด้วยกัน โดยแต่ละสมการสำหรับแกนของมันเองของระบบพิกัดที่เลือก ราคาต่อรอง– จุดอ้างอิงของเส้นโค้ง – ระบุค่าสัมประสิทธิ์ของแต่ละแกนอย่างแม่นยำซึ่งเราจะดูด้านล่าง

จุดเริ่มต้นและจุดสิ้นสุดของเรามีพิกัดดังนี้:

พิกัดจุดกึ่งกลางเราไม่เป็นที่รู้จักและยังคงต้องพิจารณาต่อไป แทนที่ค่าพิกัดของจุดอ้างอิงเราจะได้สมการพาราเมตริกสองตัวบนระนาบ

ในการคำนวณเพิ่มเติม เราไม่จำเป็นต้องมีดัชนี เนื่องจากมีเพียงจุดที่ไม่รู้จักเพียงจุดเดียว ดังนั้นฉันจะปล่อยพวกเขาออกไปตอนนี้

แล้วคุณควรเลือกจุดไหนเป็นจุดกึ่งกลางที่ไม่รู้จัก? ผมถือว่าการกวาดมุมของรากและปลายซี่โครงวและ ยู(รูปที่ 4) เรารู้จัก (วัดจากปีกจริง) หรือเราจะตั้งเองถ้ายังไม่มีปีก จากนั้นพิกัดจะเป็นพิกัดของจุดตัดของแทนเจนต์กับรูปร่างที่วาดจากจุดเริ่มต้นและจุดสิ้นสุด (รูปที่ 5) โปรดทราบว่ามุมกวาดทั้งสองวและ ยูมีที่นี่ เชิงลบค่าต่างๆ เนื่องจากในทางคณิตศาสตร์ เป็นเรื่องปกติที่จะต้องพิจารณาทิศทางทวนเข็มนาฬิกาเป็นทิศทางบวกของมุม

ข้าว. 5. เพื่อกำหนดพิกัดของจุดอ้างอิงตรงกลาง

ค่าของพิกัดเหล่านี้มีดังนี้:

อย่างไรก็ตาม มีสิ่งหนึ่งที่อยู่ที่นี่ ข้อจำกัด- หากปลายปีกโค้งแหลมและเป็นมุมยูเข้าใกล้เก้าสิบองศาแล้วทีจี( ยู) จะกลายเป็นอนันต์ น่าแปลกที่ในกรณีนี้สถานการณ์ง่ายกว่า คุณเพียงแค่ต้องใส่z = ล. สูตรที่สองไม่เปลี่ยนแปลง รูปร่างปีกที่มีขอบท้ายโค้งสูงชันแสดงไว้ในรูปที่ 1 6.

ตอนนี้เราสามารถใช้นิพจน์ผลลัพธ์เพื่อคำนวณอินทิกรัลได้ อย่างไรก็ตามในสมการสำหรับแลคซ์ยังไม่ทราบบริเวณปีกสดังนั้น คุณจะต้องคำนวณอินทิกรัลสองตัว: อันหนึ่งสำหรับพื้นที่ และอีกอันสำหรับโมเมนต์คงที่ อินทิกรัลสำหรับพื้นที่เมื่อระบุเส้นโค้งในรูปแบบพาราเมตริกจะถูกเขียนดังนี้:

ที่นี่

การคำนวณอินทิกรัลดังกล่าวไม่ได้นำเสนอปัญหาใด ๆ มันเป็นเพียงขั้นตอนประจำที่ต้องใช้แรงงานมากดังนั้นฉันจะไม่ทำการคำนวณเพื่อไม่ให้ผู้อ่านเบื่อ สูตรผลลัพธ์:

ตอนนี้เราต้องค้นหาแลคซ์- สูตรการคำนวณ:

เป็นขั้นตอนประจำที่ยาวนานของการคูณพหุนามและการหาปริพันธ์ ฉันละเว้นการคำนวณ ผลลัพธ์คือ:

ผู้ที่ต้องการสามารถตรวจสอบฉันอีกครั้งได้ด้วยตัวเอง

สำหรับขอบโค้งมนที่สูงชัน ในกรณีนี้คือด้านหลัง ดังในรูป 6 นั่นคือเมื่อใดz = ลสูตรจะง่ายขึ้น

ดังนั้นไหล่ เขตซาร์เราพบว่า. แต่ค่านี้วัดตามแกนซี- และตอนนี้ฉันต้องค้นหามันเอง เขตซาร์ซึ่งวัดตามแนวแกนเอ็กซ์- เพราะว่า xได้มาจากสมการพาราเมตริก จากนั้นเราจำเป็นต้องค้นหาค่าของพารามิเตอร์ทีซึ่งสอดคล้องกับแลคซ์. การทดแทน แลคซ์ลงในสมการสำหรับ z( ที) และแก้ปัญหาได้ค่อนข้างมากทีเราจะได้สูตรดังนี้:

ตอนนี้เราพบแล้วจริงๆ เขตซาร์.

แก้ไขปัญหา! เพื่อให้ได้ผลลัพธ์ เราต้องการเพียงสี่สูตรเท่านั้น ยิ่งกว่านั้นหนึ่งในนั้น "กำลังผ่าน" ให้พื้นที่คอนโซลแก่เรา!

ตัวอย่างเชิงตัวเลข

ลองใช้ปีกแบบในรูป 5. ข้อมูลเบื้องต้นมีดังนี้:

ครึ่งช่วง ล= 5 เดซิเมตร; คอร์ดราก เอ็น= 3 เดซิเมตร; คอร์ดเทอร์มินัลชม.= 1 เดซิเมตร; มุมกวาดที่ซี่โครงรากว= -3 องศา; มุมกวาดที่ปลายซี่โครงยู = -45 องศา

จุดตัดของเส้นสัมผัสกันให้พิกัดเดียวกันกับจุดอ้างอิงที่สามสำหรับสมการพาราเมตริกของเส้นโค้งที่อธิบายขอบนำของปีก ฉันขอเตือนคุณว่าดัชนีถูกละเว้นในสูตรการคำนวณ

ในกรณีของเรา: dm; DM.

มาคำนวณพื้นที่คอนโซลและแลคซ์:

ส= 11.674 ตร.ม. DM; แลคซ์= 2.162 ลบ.ม.

และตอนนี้จริงๆ แล้วซีเอเอ็กซ์= 2.604 ลบ.ม

ตำแหน่ง เขตซาร์แสดงบนกราฟเป็นเส้นแนวตั้ง

เราก็แก้ไขปัญหาได้แล้ว และที่สำคัญที่สุดคือเราลดอินทิกรัลให้เป็นเศษส่วน... แต่การมีเศษส่วนจะง่ายกว่า!

แต่นั่นไม่ใช่จุดสิ้นสุดของเรื่องราว จะเกิดอะไรขึ้นถ้าเรามีขอบท้ายโค้งด้วย? แล้วถ้า “ความโค้ง” ของมันแตกต่างออกไปล่ะ? ดูตามภาพครับ. 6.

ข้าว. 6. ตัวอย่างปีกที่มีขอบโค้งทั้งนำหน้าและต่อท้าย

ให้ฉันทราบทันทีว่างานนี้ไม่มีอะไรซับซ้อน เรามีชุดเครื่องมือทั้งหมดสำหรับแก้ไขแล้ว ปีกของเราแบ่งออกเป็นสองส่วน: เหนือแกนซีและด้านล่าง ฉันจงใจเลือกขอบท้ายที่โค้งมนเพื่อแสดงให้เห็นถึงความสามารถในการควบคุมด้วยรูปทรงปีกอิสระ

ดังนั้นสำหรับส่วนบน (ด้านหน้า) ของปีกเรารู้อยู่แล้วว่าต้องทำอะไร สำหรับส่วนล่าง (ด้านหลัง) เราก็ทำเช่นเดียวกัน ลักษณะเฉพาะจะประกอบด้วยเฉพาะในความจริงที่ว่าสำหรับมันค่านิยมชมและ ชม.จะเป็นลบเนื่องจากมันอยู่ใต้แกน x และมุมกวาดเป็นบวก ดังนั้นเราจึงทำการคำนวณอีกครั้งด้วยค่าใหม่ และเราได้พารามิเตอร์สำหรับส่วนล่างของปีก แต่พื้นที่ของเซ็กเมนต์จะกลายเป็นลบ! แน่นอนว่าสิ่งนี้ไม่สามารถเกิดขึ้นได้ในความเป็นจริง เพียงแต่เราเลือกแกนพิกัดที่ "ไม่สำเร็จ" เท่านั้น ลองคำนึงถึงสถานการณ์นี้เมื่อคำนวณพื้นที่ของคอนโซล

จะทำอย่างไรต่อไป? เรามีสองส่วนที่เราจะกำหนดดัชนี วี– สำหรับด้านบน (ด้านหน้า) และ n– สำหรับด้านล่าง (ด้านหลัง) โดยคำนึงถึงป้ายพื้นที่รวมของคอนโซลสเท่ากับ:

เราก็มีเช่นกัน แลคซ์- ตอนนี้เราต้องคำนวณแลคซ์สำหรับคอนโซลทั้งหมดโดยใช้สูตรต่อไปนี้

จากนั้นสำหรับส่วนบนสุด:

ตามด้านล่าง:

พิกัดมาอีกแล้ว.จะกลายเป็นลบ ดังนั้นในที่สุด เขตซาร์คำนวณโดยสูตร:

ตัวอย่าง

เรามาต่อจากตัวอย่างข้างต้น (รูปที่ 6) ด้วยค่าต่อไปนี้ของค่าเริ่มต้นสำหรับส่วนล่างของคอนโซล ส่วนบนไม่เปลี่ยนแปลง

คอร์ดราก เอ็น= -3 เดซิเมตร; คอร์ดเทอร์มินัลชม.= 0 เดม

มุมกวาดที่ซี่โครงรากว= 0 องศา; ในตอนท้ายยู = 90 องศา

เราได้รับ:

และในที่สุดก็:

เขตซาร์= 5.591 ตรม

ในรูป 6 แสดง เขตซาร์สำหรับส่วนบนและส่วนล่างของคอนโซล ผลลัพท์ที่ได้ เขตซาร์ฉันไม่ได้แสดงเพราะมันอยู่ใกล้สองตัวนี้และจะรวมเข้ากับภาพ สะดวกในการคำนวณทั้งหมดค่ะเอ็กเซล และสร้างกราฟเส้นชั้นความสูงได้ทันที สิ่งนี้จะแสดงอย่างชัดเจนว่ารูปร่างของคุณคล้ายกับรูปร่างที่ต้องการหรือไม่ และหากจำเป็น จะเปิดเผยข้อผิดพลาดในการคำนวณ

บทสรุป

โปรดทราบว่าระหว่างทางเรา โดยพื้นฐานแล้วแก้ไขปัญหาการคำนวณ เขตซาร์สำหรับปีกหลายส่วน ท้ายที่สุดแล้วการแบ่งปีกออกเป็นส่วน ๆ นั้นเป็นอะนาล็อกของปีกแบบหลายส่วนซึ่งตัวอย่างเช่นรูปร่างของส่วนตรงกลางคอนโซลหรือส่วนปลายจะเปลี่ยนไปอย่างรวดเร็ว เฉพาะมุมของการผันเส้นโค้งที่ทางแยกของส่วนต่างๆ เท่านั้นที่จะแตกต่างกัน มีคุณสมบัติอื่น ๆ ในการคำนวณหากส่วนปีกไม่ได้อยู่ตามคอร์ด แต่อยู่ตามช่วง

ต่อไป คุณต้องพิจารณาว่าหากปีกของคุณมีแนวขวางวี ในขณะที่ปีกหงิกงอเพียงปีกเดียว (โครงร่างปีกด้านบนบนโปสเตอร์รูปที่ 1) ดังนั้นสูตรที่ได้รับข้างต้นยังคงใช้ได้เมื่อทำการคำนวณ เขตซาร์- หากปีกมีข้อบกพร่องตั้งแต่สองตัวขึ้นไป (โครงร่างด้านล่างของปีกบนโปสเตอร์รูปที่ 1) จากนั้นเมื่อทำการคำนวณ เขตซาร์เราจะต้องไปยังส่วนที่ยื่นออกมาของปีกบนระนาบฐาน

แต่เกี่ยวกับทั้งหมดนี้อีกครั้ง ...

ตัวอย่างงานของหลักสูตรการคำนวณส่วนปีกเครื่องบินสำหรับการดัดงอ

ข้อมูลเบื้องต้น

น้ำหนักรับ-ส่ง กก. 34500

น้ำหนักปีกกก. 2715

มวลเชื้อเพลิงกก. 12950

น้ำหนักกำลัง

ค่าติดตั้ง กก. 1200 2=2400

ปีกกว้าง ม. 32.00 น

คอร์ดกลาง ม.6.00

จบคอร์ด ม.2.00

การดำเนินงาน

โอเวอร์โหลด n E 4.5

ค่าสัมประสิทธิ์

ความปลอดภัย f 1.5

ข้าว. 5.1 ภาพร่างเครื่องบิน

การสร้างไดอะแกรมที่คำนวณได้ของน้ำหนักปีก

5.2.1. การสร้างปีกที่เทียบเท่ากัน

มาร่างปีกตามแผนกัน โดยการหมุนเส้นคอร์ด 50% ไปยังตำแหน่งที่ตั้งฉากกับแกนสมมาตรของเครื่องบิน และทำการก่อสร้างเบื้องต้นให้ชัดเจนจากรูปที่ 5.2 เราจะได้ปีกตรงที่เท่ากัน จากข้อมูลเริ่มต้นโดยใช้แบบร่างของเครื่องบินเราจะกำหนดค่าของพารามิเตอร์ทางเรขาคณิตของปีก:

; ;

; (5.1)

รูปที่ 5.2 ปีกที่เท่ากัน

ลองแบ่งค่าออกเป็นส่วนเท่า ๆ กัน:

ม, (5.2)

จึงได้รับ ส่วน: = … , ที่ไหน - หมายเลขส่วน ขนาดของคอร์ดในแต่ละส่วนถูกกำหนดโดยสูตร:

. (5.3)

ผลการคำนวณแสดงอยู่ในตาราง 5.1

5.2.2 มีการกำหนดโหลดสำหรับกรณีการออกแบบ ปัจจัยด้านความปลอดภัย

เราคำนวณการยกของปีกโดยใช้สูตร:

, n. (5.4)

เรากระจายโหลดอากาศเชิงเส้นตามแนวปีกตามสัดส่วนของคอร์ด:

ที่ไหน , ม. 2- บริเวณปีกตามรูป 5.3.ก)

ผลการคำนวณถูกป้อนลงในตารางที่ 5.1 แผนภาพแสดงในรูปที่ 1 5.3.ข)

เรากระจายน้ำหนักจากน้ำหนักของโครงสร้างปีกไปตามช่วงปีกตามสัดส่วนของคอร์ด:

. (5.6)

ผลการคำนวณจะถูกป้อนลงในตารางที่ 5.1 แผนภาพแสดงในรูป 5.3.ค)

เรากระจายน้ำหนักจากน้ำหนักของเชื้อเพลิงที่วางอยู่บนปีกตลอดช่วงปีกตามสัดส่วนของคอร์ด:

. (5.7)

ผลการคำนวณจะถูกป้อนลงในตารางที่ 5.1 แผนภาพแสดงในรูป 5.3.ง)

ให้เราสรุปไดอะแกรมของโหลดที่กระจายไปตามช่วงปีก:

ผลการคำนวณจะถูกป้อนลงในตารางที่ 5.1 แผนภาพแสดงในรูป 5.3.ง)

เมื่อรวมแผนภาพเข้าด้วยกัน เราได้แผนภาพของแรงตามขวาง:

.

การรวมไดอะแกรมควรดำเนินการโดยใช้วิธีสี่เหลี่ยมคางหมูโดยเริ่มจากส่วนท้าย:

, n. (5.9)

แผนภาพของโหลดแบบกระจายแสดงในรูปที่ 5.3.e)

แรงที่รวมศูนย์จากน้ำหนักของเครื่องยนต์ทำให้เกิดการกระโดดในแผนภาพ ขนาดที่กำหนดโดยน้ำหนักของเครื่องยนต์และการโอเวอร์โหลด:

, n. (5.10)

ผลการคำนวณจะถูกป้อนลงในตารางที่ 5.1 รูปที่ 5.3.ก) แสดงแผนภาพโดยคำนึงถึงแรงรวมศูนย์จากน้ำหนักของเครื่องยนต์

เมื่อรวมไดอะแกรม (รูปที่ 5.3.g)) เราจะได้ไดอะแกรมของโมเมนต์การดัด:

.

การรวมแผนภาพควรทำโดยใช้วิธีสี่เหลี่ยมคางหมู โดยเริ่มจากส่วนท้าย:

ผลการคำนวณในตารางที่ 5.1

ผลการคำนวณไดอะแกรมน้ำหนักบรรทุกปีกตารางที่ 5.1

การออกแบบการคำนวณส่วนปีก

5.3.1. เราจะใช้ส่วนที่สองของปีกเป็นแบบดีไซน์ ซึ่งเป็นส่วนที่ใกล้กับข้อต่อมากที่สุดระหว่างส่วนที่ถอดออกได้ของปีก (คอนโซล) และส่วนตรงกลาง พิจารณาลักษณะทางเรขาคณิตของส่วนนี้ ขนาดของคอร์ดในส่วนการออกแบบ (ดูตารางที่ 5.1) เท่ากับ ม - เมื่อใช้แผนที่โปรไฟล์เครื่องบิน เราจะเลือกโปรไฟล์ตามหลักอากาศพลศาสตร์ที่เหมาะสมสำหรับเครื่องบินประเภทนี้ เช่น โปรไฟล์ NACA-2409 9% ลักษณะทางเรขาคณิตของโปรไฟล์แสดงไว้ในตารางที่ 5.2 เฉพาะส่วนอินเตอร์สปาร์ของส่วนปีก (ส่วนของโปรไฟล์ส่วนที่อยู่ระหว่างสปาร์ด้านหน้าและด้านหลัง) เท่านั้นที่ใช้สำหรับการดัดงอได้ ให้เราจำกัดพิกัดของจุดโปรไฟล์ที่อยู่ในบริเวณนี้เท่านั้น เราจะออกแบบปีกสองสปาร์ โดยสปาร์อันแรกจะวางบน สปาร์จะวางบน , ที่ไหน , ม – ความยาวของคอร์ดวิงในส่วนที่สอง

พิกัดจุดโปรไฟล์ของส่วนการออกแบบตารางที่ 5.2

ข้าว. 5.3.a), b), c), d), e) ไดอะแกรมของโหลดเชิงเส้น:

ข้าว. 5.3.f), ก), ซ) แผนภาพแรงเฉือนและโมเมนต์ดัด

ความยาวคอร์ดโปรไฟล์ในส่วนการออกแบบ b2 = 5.2 ม .

ความสูงของเสากระโดงที่ 1: ส 1 =0.302+0.145=0.447 ม .

ความสูงของเสากระโดงที่ 2: ส 2 =0.247+0.075=0.322 ม .

ความสูงโปรไฟล์สูงสุด: N MAX =0.332+0.136=0.468 ม .

ระยะห่างระหว่างสมาชิกข้าง: บ=0.45b 2 =0.45*5.2=2.34 ม .

รูปร่างภายนอกของโปรไฟล์แสดงในรูปที่ 5.4.a)

เศษส่วนของโมเมนต์การโก่งตัวที่ถูกดูดซับโดยสมาชิกด้านข้าง โวลต์ =0.4

วัสดุก่อสร้างเป็นอลูมิเนียมอัลลอยด์ความแข็งแรงสูง D16AT

ความแข็งแรงของผลผลิตสำหรับ D16AT ส 0 , 2 =380 *10 6 พ่อ, E=72 *109, ปา .

ข้อมูลเบื้องต้นที่กำหนดให้เพียงพอสำหรับการคำนวณการออกแบบส่วนปีก

5.3.2. คอร์ดบนและล่างของส่วนอินเทอร์สปาร์ของท่อนที่แสดงในรูปที่ 5.4.a) จะแสดงเป็นรูปสี่เหลี่ยมผืนผ้า ดังแสดงในรูปที่ 5.4.b)

ระยะห่างระหว่างจุดศูนย์ถ่วงของสายพานแบบง่ายนั้นถูกกำหนดโดยสูตร:

=0.412 ม. (5.12)

ที่ไหน: 0,95 - ตัวคูณที่แนะนำเนื่องจากในตัวเศษ (5.12)

ใช้มิติที่เกี่ยวข้องกับรูปร่างภายนอกของส่วน

เราแทนที่การกระทำของโมเมนต์การโค้งงอด้วยแรงคู่หนึ่งและ:

= = 1.817*10 6, น (5.13)

ข้าว. 5.4 การแสดงส่วนเริ่มต้น

5.3.3. เรากำลังออกแบบคอร์ดปีกบน

พื้นที่หน้าตัดของคอร์ดบน:

= = 5.033*10 -3 ม.2, (5.14)

ที่ไหน: 0,95 - ตัวคูณที่นำมาใช้ในตัวส่วนเนื่องจากความจริงที่ว่าสายพานส่วนบนทำงานในการบีบอัดและการสูญเสียความมั่นคงเกิดขึ้น

โดยปกติก่อนที่แรงดันไฟฟ้าจะถึงค่าขีดจำกัด

ความลื่นไหล

สัดส่วน โวลต์เศษส่วนของโมเมนต์การดัดที่สมาชิกด้านข้างรับรู้เรากำหนดพื้นที่รวมของหน้าแปลนด้านบนของสมาชิกด้านข้าง:

= = 2.0.13*10 -3 ม. 2. (5,15)

ดังนั้น สกินและเอ็นที่รวมอยู่ในโซนด้านบนของส่วนปีกจึงมีส่วนแบ่งเท่ากับ:

= .= 3.020*10 -3 ม.2 (5.16)

กำหนดระดับเสียงของสตริงเกอร์ ในช่วง…

(เพื่อความสะดวกในการคำนวณพิกัดของสตริงเกอร์ เราจะใช้ความสัมพันธ์ , โดยที่ = 5,2 ,ม - คอร์ดโปรไฟล์ของส่วนการออกแบบของปีก a - จำนวนเต็ม):

= 0.05*5.2/2 = 0.13 ม. (5.17)

เมื่อทราบระยะห่างของ stringers เราจะกำหนดจำนวน stringers บน:

= .= 17 . (5.18)

แนะนำโดยอัตราส่วน:

; ;

(ดูรูปที่ 5.5) กำหนดความหนาของผิวหนังส่วนบนโดยการแก้สมการ:

(35*17+60)ง ข 2 = 3.020*10 -3, ม. 2 (5.19)

ค่าผลลัพธ์ของความหนาของผิวจะถูกปัดเศษขึ้นเป็นผลคูณของ 0.1 มม.

เดซิเบล = 2,2*10 -3 , ม . (5.20)

กับ อัตราส่วนของขนาดของขนาดของหน้าแปลนสมาชิกด้านข้าง

ปลอกและสายรัด

เราพิจารณาความหนาขั้นต่ำที่ต้องการของผิวหนังโดยประมาณจากสภาพของปีกที่ทำงานเป็นแรงบิด โดยใช้สูตร Bredt ที่รู้จักกันดี:

.

หากไม่มีข้อมูลที่แม่นยำกว่านี้ในขั้นตอนการคำนวณนี้ เราจะถือว่าแรงตามขวางกระทำตามเส้นตรง 25%ข จากส่วนปลายโปรไฟล์และจุดศูนย์กลางของความแข็งแกร่งของส่วนนั้นอยู่ที่ระยะห่าง 50%ข จากนิ้วเท้าโปรไฟล์ จากนั้นขนาดของแรงบิดในส่วนจะเท่ากับ:

= 26,74*10 4 *0,25*5,2 = 34,76*10 4 ,n ม. (5.21)

KR โดยรวม = 34.76*10 4 / (2*2.34*0.412*0.5*380*10 6) = 0.95*10 -3, ม. (5.22)

เมื่อเปรียบเทียบ (5.20) และ (5.22) เราจะเลือกค่าความหนาของผิวหนังที่มากขึ้น ซึ่งได้จากสภาพการงอของปีก เดซิเบล = 2,2*10 -3 , ม.

ลองใช้ความหนาของคานเท่ากับความหนาของผิวหนัง พิจารณาความสูงของคานโดยใช้ความสัมพันธ์ที่แสดงในรูปที่ 5.5:

,

ชั่วโมง หน้า B = 5*2.2*10 3 = 11*10 -3, ม. (5.23)

กระจายพื้นที่ ระหว่างหน้าแปลนด้านบนของสมาชิกด้านที่ 1 และ 2 ตามสัดส่วนความสูง:

= 2,013*10 - 3*0,447/0,769 = 1,17*10 -3 , ม. 2. (5.24)

.= 2,013*10 -3 *0,322/0,769 = 0,842*10 -3 , ม. 2. (5.25)

ใช้ได้กับหน้าแปลนทั้งหมดของสปาร์ที่ออกแบบตามสูตรด้านล่างเราจะกำหนดขนาดของหน้าแปลนด้านบนของสปาร์ที่หนึ่งและที่สอง:

; ; ; .

ชั่วโมง l.v.1 =12.1*10 -3 , ม; b l.v.1 = 96.8*10 -3, ม;

b’ l.v.1 = 2.2*1.5*10 -3 = 3.3*10 -3 , ม; (5.26)

ชั่วโมง l.v.1 = 3.3*8*10 -3 = 26.4*10 -3 , ม.

; ; ; .

H l.v.2 =10.3*10 -3 , ม; b.v.2 = 82.1*10 -3, ม (5.27)

B' เลเวล 2 + 3.3*10-3, ม; h’ l.v.2 = 26.4*10 -3, ม .

ใน (5.20), (5.23), (5.26), (5.27) กำหนดขนาดหน้าตัดทั้งหมดขององค์ประกอบของคอร์ดด้านบนของปีก คุณควรคำนวณความเค้นวิกฤตในการบีบอัดซี่โครงตามยาวของคอร์ดด้านบนทันที

หน้าแปลนด้านบนของเสากระโดงแรก

รูปที่ 5.7 แสดงภาพร่างส่วนของซี่โครงที่เกิดจากหน้าแปลนของสปาร์ด้วยแถบ ปลอกที่แนบมาแบ่งตามอัตภาพออกเป็นสามสี่เหลี่ยมพื้นฐาน (การหุ้ม, ชั้นวาง, เท้า) ให้เราคำนวณพิกัดของจุดศูนย์ถ่วงของหน้าตัดและโมเมนต์ความเฉื่อยตามแนวแกนขั้นต่ำสำหรับซี่โครงนี้ โดยใช้สูตรที่ทราบจากหลักสูตรเรื่องความแข็งแรงของวัสดุ

ข้าว. 5.7 หน้าแปลนด้านบนของสปาร์ที่มีผิวติด

ระยะห่างจากพื้นผิวด้านนอกของผิวหนังถึงจุดศูนย์ถ่วงของซี่โครงที่เกิดจากหน้าแปลนสปาร์และแถบ ปลอกที่แนบมา:

โมเมนต์ความเฉื่อยขั้นต่ำของซี่โครงที่เกิดจากหน้าแปลนสปาร์และแถบ ปลอกที่แนบมา:

. (5.29)

เมื่อทำการคำนวณโดยใช้สูตร (5.28) และ (5.29) โดยใช้ขนาดของหน้าแปลนด้านบนของสปาร์แรก (5.26) เราได้รับ:

กรัม lv.1 = 8.01*10 -3, ม; ผม l.v.1 = 66.26*10 -9, ม. 4. (5.30)

โดยใช้สูตรของออยเลอร์ (2.13) เราคำนวณความเค้นโก่งวิกฤตของหน้าแปลนด้านบนของสปาร์ที่ 1 ภายใต้การบีบอัด:

,

ที่ไหน: l = 5t หน้า =5*0,13=0,65 , ม – ระยะห่างระหว่างซี่โครง

กับ– ค่าสัมประสิทธิ์ขึ้นอยู่กับวิธีการยึดปลายซี่โครง ถือว่าปลายของหน้าแปลนสมาชิกด้านข้างถูกบีบ (เนื่องจากมีผนัง) (รูปที่ 2.5) สล =4 ; รองรับปลายของคาน (รูปที่ 2.5) จากหน้า=2.

= 288.7*10 6 , ป้า. (5.31)

เมื่อทำการคำนวณโดยใช้สูตร (5.28) และ (5.29) โดยใช้ขนาดของหน้าแปลนด้านบนของสปาร์ที่สอง (5.27) เราได้รับ:

F l.v.2 = 0,1186*10 -2 , ม. 2 ;

ก.v.2 = 7.36*10 -3, ม; ผม l.v.2 =51.86*10 -9, ม. 4 . (5.32)

= 294,2*10 6 , ป่า; (5.33)

(สี่เหลี่ยม F l.v.2 ปลอกที่แนบมา).

ตามภาพร่างของส่วนคาน (ดูรูปที่ 5.5) เราจะกำหนดระยะห่างจากพื้นผิวด้านนอกของผิวหนังถึงจุดศูนย์ถ่วงของคานส่วนบนและค่าความเค้นโก่งวิกฤตในการบีบอัด

= 1,694*10 -4 , ม. 2 . (5.34)

=2,043*10 -3 , ม. (5.35)

=1,206*10 -9 , ม. 4. (5.36)

=. (5.37),

มาวิเคราะห์ผลลัพธ์กัน:

s l.v.1.KR = 288.7*10 6 , ป้า;

s l.v.2.KR = 293,6*10 6 , ป้า ; (5.38)

หน้า V.KR = 47,9*10 6 , ป้า

ค่าความเค้นวิกฤติของหน้าแปลนด้านบนของสปาร์ที่ 1 นั้นไม่เพียงพอ ความจริงก็คือที่แรงดันไฟฟ้าใกล้กับค่านี้หน้าแปลนด้านล่างที่ยืดออกของสปาร์ที่ 1 ก็ใช้งานได้เช่นกันและนี่น้อยกว่าความแข็งแรงของผลผลิตสำหรับวัสดุโครงสร้างอย่างมาก ( 380*10 6 ,ปา - เสากระโดงจะมีน้ำหนักเกิน ปีกจะมีน้ำหนักเกิน

ค่าของความเค้นวิกฤติสำหรับคานบนก็มีน้อยเช่นกัน วัสดุของคานคานไม่ทำงานอย่างมีประสิทธิภาพ

มาเพิ่มความเค้นวิกฤตให้กับหน้าแปลนของสปาร์ที่ 1 โดยการเสริมความแข็งแกร่งให้กับแท็บ ในกรณีนี้คือโมเมนต์ความเฉื่อยของหน้าแปลนสปาร์ ฉัน x l.v.1 จะเพิ่มขึ้นอย่างมากและพื้นที่หน้าตัด F l.v.1 จะเพิ่มขึ้นเล็กน้อย 380/289 =1,31 กล่าวคือ เป็นที่พึงปรารถนาที่จะเพิ่มแรงดันไฟฟ้าวิกฤตสำหรับชั้นวาง

สปายครั้งที่ 1 แล้ว 35% - เพิ่มความหนาของเท้าด้วย 14% , เรามารักษาสัดส่วนที่แนะนำในรูปที่ 5.6 แล้วทำการคำนวณซ้ำ เราได้รับ:

b’ l.v.1 =3.76*10 -3 , ม; h’ l.v.1 =30.1*10 -3, ม.

ฉ l.v.1 = 0,157*10 -2 ,ม. 2; ก.v.1=8.471*10 -3 , ม; (5.39)

ฉัน l.v.1 = 87,87*10 -9 , ม 4 ; ส l.v.1 KR=376,5*10 6 , ป่า;

(สี่เหลี่ยม F l.v.1 ระบุโดยคำนึงถึงพื้นที่หน้าตัดของแถบ ปลอกที่แนบมา).

นอกจากนี้เรายังจะเสริมความแข็งแกร่งของคานด้านบน โดยเพิ่มความหนา 1.5 เท่า และรักษาสัดส่วนที่แสดงในรูปที่ 1 5.5. เป็นผลให้เราได้รับ:

ข หน้า B = 3,3*10 -3 , ม; h หน้า B=16.5*10 -3 , ม;

F หน้า B = 1.997*10 -4 , ม. 2; g หน้า B=3.65*10 -3 , ม; (5.40)

ฉันหน้า B = 4.756 *10 -9 , ม. 4 ; เพจ V.KR=160*10 6 , ป้า ;

(สี่เหลี่ยม F หน้า B ระบุโดยคำนึงถึงพื้นที่หน้าตัดของแถบ ปลอกที่แนบมา).

ควรกล่าวว่าเป็นไปไม่ได้ที่จะให้คำแนะนำที่ชัดเจนสำหรับการปรับเปลี่ยนการออกแบบเพื่อให้ได้ผลลัพธ์ที่ดีที่สุด (5.39), (5.40) ในที่นี้จำเป็นต้องทำการประมาณค่าต่างๆ (ซึ่งสะท้อนถึงลักษณะเฉพาะของการออกแบบปีก)

5.3.4. การออกแบบคอร์ดปีกล่าง เมื่อทำซ้ำขั้นตอนทั้งหมดที่ดำเนินการในย่อหน้า 5.3.3 แล้ว เราจะกำหนดขนาดหน้าตัดขององค์ประกอบของคอร์ดปีกล่าง:

= = 0,4782*10 -2 ,ม. 2 ;

พื้นที่หน้าตัดรวมของหน้าแปลนด้านล่างของสมาชิกด้านข้าง:

= 0,4*0,4782*10 -2 = 0,1913*10 -2 , ม. 2 ;

ขั้นตอนสำคัญประการหนึ่งในการสร้างแบบจำลองเครื่องบินคือการคำนวณและการออกแบบปีก เพื่อการออกแบบปีกอย่างเหมาะสม ต้องคำนึงถึงหลายประเด็น: การเลือกรูท airfoils และส่วนปลายที่ถูกต้อง การเลือกอย่างถูกต้องตามน้ำหนักที่จัดมาให้ และการออกแบบ airfoils ตรงกลางอย่างถูกต้องด้วย

การออกแบบปีกเริ่มต้นที่ไหน?

ในช่วงเริ่มต้นของการก่อสร้าง มีการสร้างภาพร่างเบื้องต้นของเครื่องบินขนาดเท่าจริงบนกระดาษลอกลาย ในระหว่างขั้นตอนนี้ ฉันตัดสินใจเกี่ยวกับขนาดของโมเดลและปีกนก

คำจำกัดความของขอบเขต

เมื่อยืนยันช่วงปีกเบื้องต้นแล้ว ก็ถึงเวลากำหนดน้ำหนัก การคำนวณส่วนนี้มีความสำคัญเป็นพิเศษ แผนเดิมมีปีกกว้าง 115 ซม. อย่างไรก็ตาม การคำนวณเบื้องต้นแสดงให้เห็นว่าน้ำหนักบนปีกจะสูงเกินไป ดังนั้นฉันจึงปรับขนาดโมเดลให้มีระยะ 147 ซม. โดยไม่คำนึงถึงปลายปีก การออกแบบนี้ดูเหมาะสมกว่าจากมุมมองทางเทคนิค หลังจากคำนวณเสร็จแล้ว สิ่งที่ฉันต้องทำคือสร้างตารางน้ำหนักพร้อมค่าน้ำหนัก ฉันยังเพิ่มค่าเฉลี่ยของน้ำหนักผิวหนังลงในตารางของฉันด้วย ตัวอย่างเช่น น้ำหนักของสกินบัลซาของเครื่องบินถูกกำหนดโดยฉันเป็นผลคูณของพื้นที่ปีกคูณสอง (สำหรับด้านล่างและด้านบนของปีก) ด้วยน้ำหนัก บัลซาหนึ่งตารางเมตร เช่นเดียวกับส่วนท้ายและลิฟต์ น้ำหนักของลำตัวได้มาจากการคูณพื้นที่ด้านข้างและด้านบนของลำตัวด้วยสองและด้วยความหนาแน่นต่อตารางเมตรของบัลซ่า

เป็นผลให้ฉันได้รับข้อมูลต่อไปนี้:

• Basswood 24 ออนซ์ต่อลูกบาศก์นิ้ว
• Balsa 1/32'', 42 ออนซ์ต่อตารางนิ้ว
• Balsa 1/16'', 85 ออนซ์ต่อตารางนิ้ว

ความยั่งยืน

เมื่อกำหนดน้ำหนักแล้ว จะมีการคำนวณพารามิเตอร์เสถียรภาพเพื่อให้แน่ใจว่าเครื่องบินจะมีเสถียรภาพและทุกชิ้นส่วนจะมีขนาดเพียงพอ

เพื่อการบินที่มั่นคง จำเป็นต้องตรวจสอบเงื่อนไขหลายประการ:

1. เกณฑ์แรกคือค่าของคอร์ดแอโรไดนามิกเฉลี่ย (MAC) สามารถพบได้ในเชิงเรขาคณิตโดยการเพิ่มคอร์ดเอนด์ให้กับคอร์ดรูททั้งสองข้าง และเพิ่มคอร์ดรูทไปที่คอร์ดสุดท้ายทั้งสองด้าน จากนั้นจึงเชื่อมจุดสุดขั้วเข้าด้วยกัน จุดศูนย์กลางของ MAR จะอยู่ที่จุดตัดกัน
2. ค่าโฟกัสตามหลักอากาศพลศาสตร์ของปีกคือ 0.25 ของค่า MAR
3. จะต้องพบศูนย์นี้ทั้งปีกและลิฟต์
4. ถัดไป กำหนดจุดที่เป็นกลางของเครื่องบิน โดยแสดงจุดศูนย์ถ่วงของเครื่องบิน และยังคำนวณร่วมกับจุดศูนย์กลางของแรงกด (ศูนย์กลางของแรงยก)
5. ถัดไป กำหนดขอบเขตแบบคงที่ เกณฑ์นี้ประเมินความเสถียรของเครื่องบิน: ยิ่งสูงเท่าไรก็ยิ่งมีเสถียรภาพมากขึ้นเท่านั้น อย่างไรก็ตาม ยิ่งเครื่องบินมีความเสถียรมากเท่าไร ความคล่องตัวก็จะยิ่งมากขึ้นและควบคุมได้น้อยลงเท่านั้น ในทางกลับกัน คุณไม่สามารถบินเครื่องบินที่ไม่เสถียรเกินไปได้ ค่าเฉลี่ยของพารามิเตอร์นี้คือตั้งแต่ 5 ถึง 15%
6. คำนวณค่าสัมประสิทธิ์ขนนกด้วย ค่าสัมประสิทธิ์เหล่านี้ใช้เพื่อเปรียบเทียบประสิทธิภาพทางอากาศพลศาสตร์ของลิฟต์ผ่านอัตราส่วนของขนาดและระยะห่างจากปีก
7. อัตราส่วนหางแนวตั้งมักจะอยู่ระหว่าง 0.35 ถึง 0.8
8. อัตราส่วนหางแนวนอนมักจะอยู่ระหว่าง 0.02 ถึง 0.05

การเลือกแอร์ฟอยล์ให้เหมาะสม

การเลือกโปรไฟล์ที่เหมาะสมจะเป็นตัวกำหนดพฤติกรรมที่ถูกต้องของเครื่องบินในอากาศ ด้านล่างนี้ ฉันมีลิงก์ไปยังเครื่องมือที่ใช้งานง่ายและเข้าถึงได้สำหรับการตรวจสอบ airfoils โดยพื้นฐานในการเลือกแอร์ฟอยล์ ฉันเลือกแนวคิดที่ว่าความยาวของคอร์ดที่ปลายปีกคือครึ่งหนึ่งของความยาวคอร์ดที่ราก ทางออกที่ดีที่สุดที่ฉันพบเพื่อป้องกันปัญหาปีกค้างคือการค่อยๆ ลดปีกที่ปลายเครื่องบินลงอย่างรวดเร็ว โดยไม่สามารถควบคุมเครื่องบินได้จนกว่าจะถึงความเร็วที่เพียงพอ ฉันทำสิ่งนี้ได้โดยการหมุนปีกลงที่ส่วนปลาย และเลือกโปรไฟล์รากและส่วนปลายอย่างระมัดระวัง

โดยพื้นฐานแล้ว ฉันเลือกแอร์ฟอยล์รุ่น S8036 ที่มีปีกหนา 16% ของความยาวคอร์ด ความหนานี้ทำให้สามารถวางเสากระโดงที่มีความแข็งแรงเพียงพอรวมถึงอุปกรณ์ลงจอดแบบพับเก็บได้ภายในปีก สำหรับส่วนสุดท้าย โปรไฟล์ที่เลือกคือ S8037 ซึ่งมีความหนา 16% ของความหนาของคอร์ดด้วย ปีกดังกล่าวจะหยุดที่ค่าสัมประสิทธิ์การยกที่สูง เช่นเดียวกับที่มุมการโจมตีที่สูงกว่า S8036 ที่หมายเลข Reynolds เดียวกัน (คำนี้ใช้เพื่อเปรียบเทียบ airfoils ที่มีขนาดต่างกัน ยิ่งหมายเลข Reynolds สูงเท่าใด คอร์ดก็จะยิ่งมากขึ้นเท่านั้น ). ซึ่งหมายความว่าด้วยหมายเลขเรย์โนลด์สเดียวกัน แผงลอยจะเกิดขึ้นที่โคนปีกเร็วกว่าที่ปลาย แต่การควบคุมจะยังคงอยู่ อย่างไรก็ตาม แม้ว่าความยาวคอร์ดรูทจะยาวเป็นสองเท่าของความยาวคอร์ดทิป แต่ก็มีจำนวนเป็นสองเท่าของ Reynolds และการเพิ่มจำนวนจะทำให้แผงลอยช้าลง นั่นเป็นสาเหตุที่ฉันพลิกปลายปีกลงเพื่อที่มันจะเข้าไปอยู่ในคอกหลังโคนเท่านั้น

แหล่งข้อมูลสำหรับการกำหนด airfoils: airfoiltools.com

ทฤษฎีพื้นฐานการออกแบบปีก

การออกแบบปีกจะต้องมีการยกที่เพียงพอสำหรับน้ำหนักของเครื่องบินและน้ำหนักเพิ่มเติมที่เกี่ยวข้องกับการหลบหลีก โดยหลักๆ แล้วจะทำสำเร็จได้ด้วยการใช้สปาร์ส่วนกลางซึ่งมีสองคอร์ด ด้านบนและด้านล่าง เฟรม เช่นเดียวกับผิวที่บาง แม้ว่าโครงปีกจะบาง แต่ก็ทำให้ปีกมีความแข็งแรงในการโค้งงอเพียงพอ การออกแบบมักจะมีเสากระโดงเพิ่มเติมเพื่อลดการลากที่ส่วนหน้าของขอบท้าย พวกเขาสามารถดูดซับทั้งแรงดัดงอและเพิ่มความแข็งแกร่งของแรงบิด ในที่สุด ขอบนำสามารถดันกลับไปด้านหลังส่วนประกอบด้านข้างเพื่อสร้างกรอบขวางแบบปิด เรียกว่า D-frame ซึ่งทำหน้าที่ดูดซับแรงบิด รูปภาพแสดงโปรไฟล์ที่พบบ่อยที่สุด

1. ปีกด้านบนมีสปาร์แบบ I-section โดยมีโครงอยู่ตรงกลาง และขอบนำที่มีผิวหนังเรียกว่า D-tube D - Tube ช่วยเพิ่มความแข็งแกร่งในการบิด และสามารถเพิ่มเข้ากับการออกแบบสปาร์อื่นๆ และยังสามารถขยายไปยังขอบท้ายเพื่อสร้างปีกที่มีผิวหนังเต็มตัว สำหรับปีกนี้ สปาร์ด้านหลังเป็นเพียงส่วนรองรับในแนวตั้ง นอกจากนี้ยังมีระนาบควบคุมที่เรียบง่าย กล่าวคือ มีแผ่นพับที่บานพับอยู่ด้านบน การออกแบบนี้ง่ายต่อการทำซ้ำ
2. ปีกที่สองมีสปาร์รูปตัว C ซึ่งมีสปาร์หลักเสริมซึ่งเหมาะสำหรับการดูดซับน้ำหนักด้านหน้ามากกว่า ปีกมีบานพับตรงกลางซึ่งช่วยลดช่องว่างและแรงลากเมื่อเทียบกับบานพับด้านบน
3. โปรไฟล์ที่สามมีสปาร์รูปท่อซึ่งมักทำจากหลอดพลาสติกซึ่งทำได้ง่าย แต่ถ้าหลอดเป็นแบบทางอ้อมหรือบิดงอการบิดปีกอาจเป็นปัญหาได้ ปัญหาสามารถแก้ไขได้บางส่วนโดยใช้ท่อรูปตัว D เพิ่มเติม นอกจากนี้สปาร์ยังทำมาจากโปรไฟล์รูปตัว C ซึ่งเพิ่มความแข็งแกร่งของปีกอย่างมาก บานพับมีลักษณะโค้งมนและมีจุดหมุนอยู่ตรงกลางขอบนำที่โค้งมน เพื่อลดช่องว่างบานพับและเพื่อให้ขอบเรียบ
4. โปรไฟล์ที่สี่มีสปาร์เต็มกล่องพร้อมเฟรมทั้งด้านหน้าและด้านหลัง ช่องว่างมีคุณสมบัติเดียวกันกับโปรไฟล์ก่อนหน้าและมีระนาบควบคุมเดียวกัน แต่มีแฟริ่งด้านบนและด้านล่างเพื่อซ่อนช่องว่าง

การออกแบบปีกทั้งหมดนี้เป็นเรื่องปกติสำหรับสปาร์และสร้างห่วงยึดสำหรับเครื่องบินที่ควบคุมด้วยวิทยุ การออกแบบเหล่านี้ไม่มีข้อยกเว้นเป็นวิธีเดียวที่จะใช้ลิ้นปีกผีเสื้อและปีกในทางเทคนิคได้ และโซลูชันอื่นๆ อีกมากมายก็สามารถปรับเปลี่ยนให้เข้ากับสิ่งเหล่านี้ได้

รูปร่าง C หรือเสากระโดงกล่อง?

สำหรับเครื่องบินของฉัน ฉันเลือกโครงไม้รูปตัว C ที่มีขอบนำที่แข็งแกร่งและเสากระโดงแนวตั้งที่เรียบง่าย ปีกทั้งหมดหุ้มด้วยบัลซาเพื่อความแข็งแกร่งและความสวยงามในการบิด

ไม้ถูกเลือกมาแทนที่ท่อพลาสติก เนื่องจากเครื่องบินได้รับการออกแบบให้ทำมุมภายใน 2 องศา และข้อต่อท่อพลาสติกที่อยู่ตรงกลางปีกจะไม่สามารถทนต่อแรงดัดงอได้นาน โปรไฟล์สปาร์รูปตัว C นั้นเป็นที่นิยมมากกว่าโปรไฟล์ I-beam เนื่องจากจะต้องเจาะรูสปาร์ตามความยาวทั้งหมดเพื่อติดตั้งในกระจังหน้า ความซับซ้อนที่เพิ่มเข้ามานี้ไม่ได้ส่งผลให้อัตราส่วนความแข็งแรงและน้ำหนักของสปาร์เพิ่มขึ้นอย่างเห็นได้ชัด บ็อกซ์สปาร์ก็ถูกปฏิเสธเช่นกันเพราะมันเพิ่มน้ำหนักมาก แต่ก็สร้างได้ไม่ยากและเป็นหนึ่งในสิ่งที่ดีที่สุดในแง่ของความแข็งแกร่ง เสากระโดงแนวตั้งที่เรียบง่ายรวมกับแฟริ่งแบบวนเป็นทางเลือกในการออกแบบปีก เมื่อปีกที่เหลือถูกหุ้มและแข็งแรงเพียงพอโดยไม่ต้องมีอุปกรณ์รองรับเพิ่มเติม

• สปาร์ สปาร์วิงได้รับการออกแบบให้ดูดซับแรงดัดงอจากการยกปีก ไม่ได้ออกแบบมาเพื่อดูดซับแรงบิดที่เกิดจากแรงแอโรไดนามิกของปีก และรับภาระบนผิวหนังของปีก การกระจายโหลดนี้เหมาะสำหรับการบรรทุกที่เบาและมีประสิทธิภาพมาก เนื่องจากแต่ละส่วนจะอยู่ในตำแหน่งที่พอดี
• หน้าแปลนปีกนกทำจากไม้ลินเด็น ขนาด ¼ x ½ x 24'' ไม้เบสวูดถูกเลือกเป็นวัสดุเพราะใช้งานได้ดีและมีความแข็งแรงต่อน้ำหนักได้ดี นอกจากนี้ความสะดวกในการซื้อแท่งขนาดที่เหมาะสมในร้านค้าเฉพาะนั้นน่าดึงดูดใจเนื่องจากฉันไม่มีเครื่องจักรงานไม้สำหรับเลื่อยกระดาน
• โครงปีกทำจากแผ่นลินเด็นหนา 1/32 นิ้ว ซึ่งติดอยู่กับปีกที่ด้านบนและด้านล่าง โครงดังกล่าวมีความจำเป็นเนื่องจากช่วยเพิ่มความแข็งแกร่งและความแข็งแกร่งของปีกได้อย่างมาก แม้จะมีน้ำหนักเบามากก็ตาม
• ขอบท้ายปีก/เสากระโดงหลังทำจากแผ่นบัลซาหนา 1/16 นิ้ว ซึ่งช่วยเพิ่มความแข็งแกร่งในการบิดตัว รวมทั้งทำให้ซี่โครงปีกเป็นอันหนึ่งอันเดียวกัน และติดระนาบควบคุมไว้ที่ด้านหลังของซี่โครง

การออกแบบซี่โครงโดยใช้ AutoCAD

ปรากฎว่าการทำซี่โครงสำหรับปีกสี่เหลี่ยมคางหมูอาจเป็นกิจกรรมที่สร้างแรงบันดาลใจ มีหลายวิธี: วิธีแรกจะขึ้นอยู่กับการตัดส่วนปีกออกโดยใช้ลายฉลุ ขั้นแรกสำหรับส่วนรากและจากนั้นสำหรับปลายปีก ประกอบด้วยการเชื่อมโปรไฟล์ทั้งสองเข้าด้วยกันโดยใช้สลักเกลียวและดึงส่วนอื่นๆ ทั้งหมดเข้าด้วยกัน วิธีนี้ดีเป็นพิเศษสำหรับการทำปีกตรง ข้อจำกัดหลักของวิธีนี้คือเหมาะสำหรับปีกที่ตีบเล็กน้อยเท่านั้น ปัญหาเกิดขึ้นเนื่องจากการเพิ่มขึ้นอย่างรวดเร็วของมุมระหว่างโปรไฟล์โดยมีความแตกต่างอย่างมีนัยสำคัญระหว่างคอร์ดของส่วนปลายและคอร์ดของรากปีก ในกรณีนี้ อาจเกิดปัญหาระหว่างการประกอบเนื่องจากการเสียไม้จำนวนมาก มุมที่แหลมคม และขอบซี่โครงที่ต้องถอดออก ดังนั้นฉันจึงใช้วิธีการของตัวเอง โดยสร้างเทมเพลตของตัวเองสำหรับซี่โครงแต่ละซี่ จากนั้นจึงกลึงเพื่อให้ได้รูปทรงปีกที่สมบูรณ์แบบ งานกลายเป็นเรื่องยากกว่าที่ฉันคาดไว้ เนื่องจากรูปแบบของส่วนรูตแตกต่างอย่างสิ้นเชิงจากส่วนปลาย และโปรไฟล์ทั้งหมดที่อยู่ระหว่างนั้นเป็นการรวมกันของสองส่วนก่อนหน้า พร้อมด้วยการบิดและความตึงเครียด ฉันใช้ Autodesk AutoCAD 2012 Student Addition เป็นโปรแกรมออกแบบของฉัน เพราะในอดีตฉันสนุกมากกับมันเมื่อสร้างโมเดลเครื่องบิน RC การออกแบบซี่โครงเกิดขึ้นในหลายขั้นตอน

ทุกอย่างเริ่มต้นด้วยการนำเข้าข้อมูล วิธีที่เร็วที่สุดที่ฉันพบในการนำเข้า airfoil (โปรไฟล์สามารถพบได้ในฐานข้อมูล airfoil ของ UIUC) ลงใน AutoCAD คือการสร้างไฟล์สเปรดชีต Excel เป็นตารางที่มีคอลัมน์พิกัด x และ y สำหรับจุด airfoil สิ่งเดียวที่ควรตรวจสอบอีกครั้งคือจุดแรกและจุดสุดท้ายสอดคล้องกันหรือไม่: คุณได้รูปทรงปิดหรือไม่ จากนั้นคัดลอกผลลัพธ์กลับไปยังไฟล์ txt แล้วบันทึก เมื่อเสร็จแล้ว คุณควรย้อนกลับและเน้นข้อมูลทั้งหมดในรายการ ในกรณีที่คุณแทรกส่วนหัวโดยไม่ตั้งใจ จากนั้น AutoCAD จะรันคำสั่ง "spline" และ "paste" เพื่อทำเครื่องหมายจุดร่างภาพแรก กด "Enter" จนกระทั่งสิ้นสุดกระบวนการ โดยพื้นฐานแล้วแอร์ฟอยล์ได้รับการประมวลผลในลักษณะที่แต่ละคอร์ดกลายเป็นองค์ประกอบที่แยกจากกัน ซึ่งค่อนข้างสะดวกสำหรับการเปลี่ยนสเกลและเรขาคณิต

การเขียนแบบและตำแหน่งสัมพันธ์ของโปรไฟล์ตามแผน ขอบนำและส่วนประกอบด้านข้างจะต้องได้รับการปรับอย่างระมัดระวังตามขนาดที่ต้องการ โดยคำนึงถึงความหนาของผิวหนังด้วย ดังนั้นในการวาดภาพ เสากระโดงควรแคบกว่าที่เป็นจริง ขอแนะนำให้สร้างเสากระโดงและขอบนำให้สูงกว่าความเป็นจริงเพื่อให้รูปแบบมีความเท่าเทียมกันมากขึ้น นอกจากนี้ร่องบนเสากระโดงจะต้องอยู่ในตำแหน่งในลักษณะที่ส่วนที่เหลือของเสากระโดงพอดีกับซี่โครง แต่ยังคงเป็นสี่เหลี่ยมจัตุรัส

ภาพประกอบนี้แสดงให้เห็นฟองอากาศหลักก่อนที่จะแยกย่อยออกเป็นฟองอากาศที่อยู่ตรงกลาง

เสากระโดงและขอบนำเชื่อมต่อเข้าด้วยกันเพื่อให้สามารถแยกออกจากการก่อสร้างได้ในภายหลัง

ใบพัดอากาศถูกผสมเข้าด้วยกันเพื่อสร้างรูปทรงปีกโดยมองเห็นสปาร์และขอบนำมองเห็นได้

เสากระโดงและขอบนำออกโดยใช้การดำเนินการ "ลบ" และแสดงส่วนที่เหลือของปีก

ปีกถูกขยายโดยใช้ฟังก์ชัน "solidedit" และ "shell" ถัดไป ระนาบของส่วนรากของปีกและส่วนปลายจะถูกเลือกตามลำดับ ลบออก และสิ่งที่ได้คือผิวหนังปีก ดังนั้นผิวหนังปีกด้านในจึงเป็นพื้นฐานของซี่โครง

การใช้ฟังก์ชัน "ระนาบส่วน" จะสร้างภาพร่างของแต่ละโปรไฟล์

หลังจากนี้ภายใต้คำสั่ง "ระนาบส่วน" ให้เลือกการสร้างส่วน ด้วยคำสั่งนี้ โปรไฟล์ที่สร้างขึ้นที่จุดโปรไฟล์ทั้งหมดสามารถแสดงได้ เพื่อช่วยจัดตำแหน่งซี่โครงปีก ฉันขอแนะนำอย่างยิ่งให้สร้างเส้นแนวนอนในแต่ละส่วนตั้งแต่ขอบท้ายของปีกไปจนถึงขอบนำ วิธีนี้จะช่วยให้ปีกอยู่ในแนวที่ถูกต้องหากสร้างด้วยแรงบิดและทำให้มันตรงด้วย

เนื่องจากเทมเพลตเหล่านี้ได้รับการออกแบบมาให้พอดีกับผิวหนังของปีก เส้นด้านในของโปรไฟล์จึงเป็นเส้นที่ถูกต้องสำหรับการสร้างซี่โครง

ตอนนี้ซี่โครงทั้งหมดมีป้ายกำกับโดยใช้คำสั่ง "ข้อความ" ก็พร้อมที่จะพิมพ์แล้ว ในแต่ละหน้าที่มีสัน ฉันวางกล่องแผนผังพร้อมแท่นสำหรับพิมพ์บนเครื่องพิมพ์ ซี่โครงเล็กสามารถพิมพ์บนกระดาษหนาได้ ในขณะที่แอร์ฟอยล์ขนาดใหญ่สามารถพิมพ์บนกระดาษธรรมดาได้ จากนั้นจึงเสริมความแข็งแรงก่อนตัด

อะไหล่ครบชุด

หลังจากออกแบบปีก วิเคราะห์และเลือกชิ้นส่วนทั้งหมดที่จำเป็นสำหรับการผลิตแบบจำลองเครื่องบินแล้ว ก็จัดทำรายการทุกสิ่งที่จำเป็นสำหรับการก่อสร้าง

บ้าน » แร็ค » งานหลักสูตร: การคำนวณความแข็งแกร่งของปีกอัตราส่วนกว้างยาวและอุปกรณ์ลงจอดของเครื่องบินขนส่ง AN-148 การคำนวณแรงยกของปีกเครื่องบิน การหามวลและแรงเฉื่อย