7.1 Нагрузки, действующие на закрылок

На закрылок в полете действуют аэродинамические силы. Величина и распределение нагрузки определяются по результатам продувок в аэродинамической трубе при неотклоненном и отклоненном положении закрылка. Силами тяжести конструкции закрылка ввиду их малости пренебрегают.

При отсутствии результатов продувки используют распределение нагрузки по размаху и по хорде закрылка показанное на рис 7.2 Распределение нагрузки по хорде берется по трапеции, причем высота ординаты нагрузки у передней кромки равна , а у задней кромки равна [7]. Распределение нагрузки по размаху - пропорционально хордам.

Рис.7.2 Распределение нагрузки

Определим величину скоростного напора для закрылка:

, (7.1)

где - плотность воздуха, кг/м³;

- максимальная скорость самолета, м/с;

а величину по формуле:

(7.2)

Па;

Па.

Определим распределение нагрузки на закрылок по размаху:

Н/м (7.3)

где - хорда закрылка.

Величина нагрузки по размаху будет иметь постоянное значение Н/м.

В связи с тем, что элерон и закрылок схожи, как по своей форме, так и по методике расчета, дальнейшие расчеты проводятся аналогично элерону. Поскольку на закрылок действуют нагрузки в несколько раз меньше, параметры продольно-поперечного набора и обшивки закрылка принимаются такими же, как и у элерона.

Ширина полок по длине балки для лонжерона закрылка принимается .

Значения верхней и нижней полок 0,96 мм (8 слоев)

Толщина стенки лонжерона 0,96 мм (8 слоев)

Толщину обшивки принимаем равную 1мм.

Заключение

В данной работе произведен расчет лонжеронов (переднего, заднего), подкосов, узлов крепления подкосов к крылу, основных элементов продольно-поперечного набора крыла самолета: силовых нервюр, элерона, закрылка, дифференциальной качалки, тяг управления, узлов крепления. Были выбраны конструктивно-технологические решения для нервюр, носка крыла, кронштейнов элерона и закрылка, качалки, обшивки. Носок крыла был сделан съемным для обслуживания качалки и тяг управления. Обшивка крыла была принята гладкой. Все элементы подбирались не только из условия минимум массы и максимальной прочности, но и простоты изготовлении, экономичности.

Также в данной работе были предусмотрены эксплуатационные люки под слив и залив топлива, замену топливного бака, а также для обеспечения простоты сборки и ремонта крыла.

Список использованной литературы

1. Анурьев В.И. Справочник конструктора-машиностроителя. - М.: Машиностроение. 1980.

2. Войт Е.С., Ендогур А.И. Проектирование конструкций самолетов. - М. "Машиностроение", 1987г. - 415с.

3. Бычков С.А. Карпов Я.С. Мудрый А.А. Проектирование и конструктивно-технологические решения балок и лонжеронов из композиционных материалов. - Харьков: ХАИ, 1997. - 85с.

4. Гребенъков О.А. Конструкция самолетов: Учеб. пособие для авиационных вузов. - М. Машиностроение, 1984. - 240с.

5. Егер С.М., Мишин В.Ф., Лисейцев Н.К. и др. Проектирование самолетов: Учебник для вузов/. Под ред.С.М. Егера. - 3-е изд., перераб. и доп.1: Машиностроение, 1983, - 616с.

6. Карпов Я.С. Проектирование и конструирование стержней из композиционных материалов. - Харьков: ХАИ, 1996. - 38с.

7. Руководство для конструкторов. - Бюро новой техники НКАП, 1943. - 1053с.

8. Чумак П.И., Кривокрысенко В.Ф. Расчет, проектирование и постройка "Сверхлегких самолетов. - М.: Патриот, 1991. - 238 с, ил.

Размещено на Allbest.ru