КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВАЯ СХЕМА КРЫЛА

Стр 1 из 2Следующая ⇒

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

(МИНТРАНС РОССИИ)

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА

(РОСАВИАЦИЯ)

ФГБОУ ВПО «САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ

УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ»

Факультет_АИТОП___

Кафедра ___№ 24___

РЕФЕРАТ

По дисциплине: Конструкция и прочность ВС

Тема: Особенности конструкции и работы трапециевидногокрыла на примере воздушного судна типаАн-26

САНКТ-ПЕТЕРБУРГ

Г.

ОГЛАВЛЕНИЕ

АННОТАЦИЯ.. 3

ВСТУПЛЕНИЕ.. 4

АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ И ФОРМЫ КРЫЛА В ПЛАНЕ НА ЕГО АЭРОДИНОМИЧЕСКИЕ, ВЕСОВЫЕ И ЖЁСТКОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИ.. 8

КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВАЯ СХЕМА КРЫЛА.. 11

ЗАКЛЮЧЕНИЕ.. 18

СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМЫХ ИСТОЧНИКОВ.. 19

АННОТАЦИЯ

Целью реферата является рассказать об особенности конструкции и работы трапециевидного крыла на примере воздушного судна типа Ан-26.

Объектом исследования является крыло трапециевидной формы на примере Ан-26.

В реферате содержатся:

- количество страниц - 19;

- количество рисунков - 13;

- количество таблиц – 1.

ВСТУПЛЕНИЕ

Развитие авиационной техники, в частности, авиационной техники гражданского назначения, привело к созданию новых авиационных конструкций. Претерпели изменения и конструкции крыла самолета.

Главной несущей поверхностью самолёта является крыло, которое служит для создания подъёмной силы. Форма крыла характеризуется его профилем, формой в плане, поперечной формой и закрученностью.

Рис.1. Крыло трапецеидальной формы в плане

Крыло трапециевидной формы в плане по (Рис.1) величине воздушного сопротивления приближается к эллиптическому. Широко применялось в конструкциях серийных самолетов. Технологичность ниже, чем у прямоугольного крыла. Получение приемлемых срывных характеристик также требует некоторых конструкторских ухищрений. Однако крыло трапецеидальной формы и правильной конструкции обеспечивает минимальную массу крыла при прочих равных условиях.

Многолетний опыт проектирования и эксплуатации самолетов различных классов и типов позволил выработать ряд аналитических и статистических методов, обеспечивающих приемлемые решения по формированию геометрии крыла.

В современных условиях разработки новых базовых самолетов и их модификаций используют глубокий и всесторонний анализ решений, принимаемых на всех этапах проектирования, поскольку только такой подход позволяет изначально заложить наиболее приемлемые параметры, существенно снизить сроки и затраты на проведение испытаний, доводку и внедрение самолета в серийное производство.

Рис. 2. Несущия поверхность самолета транспортной категорииF-27

Основными агрегатами систем несущих поверхностей являются крылья дозвуковых пассажирских и транспортных самолетов, формы которых по виду в плане образованы одной трапецией (простое трапециевидное крыло), (рис. 3, а, в), либо сочетанием нескольких трапеций (составное трапециевидное крыло), (рис. 3, б, г).

Типичными представителями простых трапециевидных крыльев являются крылья таких самолетов, как Ан-12 и Ан-140. По виду в плане такой тип крылахарактеризуется общей площадью S, корневой и концевой хордами, углом стреловидности χ.

Создатели современных пассажирских и транспортных самолетов широко используют и так называемые составные крылья. Такой тип крыла, состоящий из двух трапеций и (рис. 3, б), имеет по полуразмаху одну координату излома , которая обозначает положение хорды , принадлежащей обеим трапециям.

Рис. 3. Основные геометрические параметры (по виду в плане):

а, в – простых; б, г – составных трапециевидных крыльев

Характерным признаком крупноразмерных пассажирских и транспортных самолетов, летающих с дозвуковыми скоростями, является применение составных крыльев (рис. 3, г), полуразмах которых по виду в плане образован тремя трапециями. А это значит, что такое крыло имеет две координаты излома по оси – и .

Подобный тип крыла по виду в плане имеют такие тяжелые самолеты, как L-1011, Ан-124, Ан-225, В-747, А-380 (рис. 4), поскольку он дает существенное преимущество при полетах этих самолетов на линиях большой протяженности. Особенности форм составных крыльев отображаются и в записи основных их геометрических размеров и параметров.

Рис. 4. Геометрия крыльев самолетов Airbus по их виду в плане:

а – с одной координатой излома ; б – с двумя координатами излома и

АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ И ФОРМЫ КРЫЛА В ПЛАНЕ НА ЕГО АЭРОДИНОМИЧЕСКИЕ, ВЕСОВЫЕ И ЖЁСТКОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИ

На долю крыла приходиться значительная часть веса полного лобового сопротивления самолета.

Внешние формы крыла характеризуются:

1.Профилями сечений крыла.

Форму профиля (Рис.5) характеризуют очертания верхнего и нижнего обводов и безразмерные параметры (относительная толщина ; относительное расстояние максимальной толщины по хорде ; относительный радиус кривизны передней и задней кромки )

Рис.5. Геометрические характеристики профиля крыла

2.Очертание крыла в плане.

Наибольшее распространение имеет трапециевидная форма крыла в плане обычно с закругленными концами (Рис.6, а).

Трапециевидное крыло характеризуется:

- Удлинение ;

- Сужение ;

- Углом стреловидности по линии фокусов .

Рис.6. Вид в плане и основные размеры крыльев

Крыло называется стреловидным при .

Трапециевидное крыло молого удлинения и большого сужения, имеющее заднюю кромку, перпендикулярную продольной оси самолета, называется треугольным (Рис.6, б).

Увелечение может привести к расну веса крыла из-за увеличения изгибающего момента и уменьшения строительной высоты крыла.

3.Очертание крыла при виде спереди.

Основным параметром характеризующим вид крыла с переди, является угол yмежду плоскостью хорд крыла и плоскостью, перпендикулярной к плоскости симметрии самолета и проходящей через бортовую хорду, характеризует поперечное "V"крыла(рис.7).

Рис.7. Формы крыльев при виде спереди

Значение и знак угла поперечного Vкрыла - y определяют поперечную устойчивость самолета.

Сцелью улучшения аэродинамических характеристик, устойчивости и управляемости самолета, а также для уменьшения массы крыла, применяется набор по размаху крыла профилей разных типов с различными `с,`f,`х_си`х_f . Это так называемая аэродинамическая крутка крыла, которая иногда в сочетается с геометрической круткой.

КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВАЯ СХЕМА КРЫЛА

Легкий военно-транспортный самолет Ан-26 с двумя турбовинтовыми двигателями АИ-24ВТ и вспомогательной силовой установкой РУ19А-300 (Рис.8) предназначен для десантирования и транспортировки личного состава, различных грузов и боевой техники вооруженных сил, а также для перевозки раненых и больных.

Рис.8. Схема самолета

Крылосамолета – высокорасположенное, свободнонесущее, прямоугольной формы в плане на участке между нервюрами № 7 и трапециевидной формы на участках от нервюр № 7 до законцовок. Крыло имеет разъемы по нервюрам № 7 и № 12 и делится на центроплан, две средние (СЧК) и две отъемные части (ОЧК). Отъемные части крыла установлены с отрицательным поперечным V крыла для получения хорошего соотношения поперечной и путевой устойчивости самолета, а также снижения интенсивности кренения самолета в сторону отказавшего двигателя. Центроплан несет на себе два отклоняющихся однощелевых закрылка, средние части крыла - по одному двухщелевому выдвижному закрылку, отъемные части крыла - по две секции элеронов. Стыковка частей крыла между собой осуществляется при помощи профилей разъема (по панелям), фитингов (по полкам лонжеронов) и стыковочных угольников (по стенкам лонжеронов). Большинство элементов конструкции крыла выполнены из алюминиевых сплавов. Стыковка крыла с фюзеляжем и отдельных частей крыла между собой осуществляется болтами и гайками из сталей .

Таблица 2

Общие данные крыла

Параметр	Значение
Размах	29,2 м
Площадь	74,98 м²
Средняя аэродинамическая хорда (САХ)	2,813 м
Удлинение (l)	11,37
Угол поперечного V: на участке центроплана и СЧК на участке ОЧК	0^о -2^о
Стреловидность по линии ¼ хорды	6^о50
Угол установки крыла	+3^о
Количество основных нервюр	2х23
Количество лонжеронов	2

Крыло самолета (Рис.9,10) цельнометаллическое, высокорасположенное свободнонесущее, имеет прямоугольную форму в плане на участке между нервюрами № 7 и трапецеевидную на остальной части.

С точки зрения силовой схемы крыло кессонного типа, состоит из двух лонжеронов, двадцати трех нервюр, обшивки и стрингеров, образующих панели, носовых и хвостовых частей и концевых обтекателей. Кессон крыла образован лонжеронами, нервюрами и панелями обшивки. Обшивка крыла имеет различную толщину на разных участках. Носки крыла для предотвращения обледенения имеют воздушный обогрев. В хвостовых частях крыла размещены трансмиссия управления закрылками и тяги управления элеронами.

Лонжероны крыла воспринимают значительную часть изгибающего момента и поперечную силу. При этом пояса (полки) лонжеронов нагружаются осевыми силами, а стенки поперечными силами от изгиба и кручения. Стрингеры воспринимают осевые нагрузки от изгиба, подкрепляют обшивку и работают совместно с ней.

Нервюры крыла связывают в одно целое элементы продольного набора и обшивку и воспринимают касательные напряжения от изгиба и кручения.

Крыло имеет технологические разъемы по нервюрам № 7 и № 12, которые делят его на центроплан 3, две средние части (СЧК) 4 и две отъемные части (ОЧК) 1, 5.

Рис.9. Крыло

где:1,5 – отъемные части крыла; 2,4 – средние части крыла; 3 – центроплан; 6 – корневая секция элерона; 7 – концевая секция элерона; 8,11 – сервокомпенсаторы элеронов; 9 – двухщелевой закрылок; 10 – однощелевой закрылок; 12 – триммер; 13 – законцовка крыла.

Центроплан состоит из кессона, носовой и хвостовой частей. Кессон состоит из двух лонжеронов, набора нервюр и панелей обшивки, изготовленных совместно со стрингерами. Нижние панели центроплана, верхние, примыкающие к лонжеронам, не съемные, а верхние средние съемные. Все нервюры центроплана силовые. По нервюрам № 1 и № 2 осуществляется стыковка крыла с фюзеляжем. На нервюрах № 3 и № 4 3 навешены закрылки 10. На нервюрах № 5 и № 6 расположены узлы крепления двигателей и основных опор шасси. В районе нервюр № 4 находятся гнезда под опоры наземных гидроподъемников. Между нервюрами № 1 и № 6 установлены десять мягких топливных баков. На верхней панели обшивки расположены две заправочные горловины топливных баков и четыре люка для датчиков топливомера, а на нижней панели – два сливных крана. К нервюрам № 7 крепятся две средние части крыла.

Рис.10. Схема крыла

где:1,5 – гидроподъемник закрылок; 2,4 – однощелевой и двухщелевой закрылки; 3 – кронштейн подвески закрылка; 6 – монорельс навески закрылка; 7 – сервокомпенсатор элерона; 8,9 – корневая и конфевая сек-ции элерона; 10 –законцовка.

Средняя часть крыласостоит из кессона, носовой и хвостовой частей. Кессон СЧК выполнен герметичным и используется в качестве топливного бака. Кессон состоит из двух лонжеронов, набора нервюр и панелей обшивки. Верхняя средняя панель является съемной, все остальные панели несъемные. На верхней панели имеются люки для установки датчиков топливомера, заливной горловины, поплавкового клапана перекачки топлива, отверстие для трубопровода дренажа и лючок для топливомерной линейки. На нижней панели расположены два сливных крана, три топливных насоса, а также посадочно-рулежные фары ПРФ-4. Нервюры № 8 и № 11 являются усиленными, так как они воспринимают нагрузку от узлов крепления монорельсов 6 (Рис. 10) закрылков. Стенка нервюры № 8а выполнена герметичной, а в верхней ее части имеются отверстия для перетекания топлива и дренажа. На хвостовых частях СЧК сверху и снизу устанавливаются строевые огни ПССО-45М. К нервюрам № 12 крепятся ОЧК.

Отъемная часть крылапо конструкции аналогична СЧК, но ее кессон выполнен негерметичным. На нервюрах № 13, 16, 18, 21 навешены элероны 8, 9 (Рис. 10). В отсеке переднего лонжерона имеются отверстия для выхода теплого воздуха из носка ОЧК в концевой обтекатель при работе ПОС. На хвостовых частях ОЧК сверху и снизу устанавливаются строевые огни. К нервюре № 23 крепится концевой обтекатель 13, на котором установлен аэронавигационный огонь БАНО-57, а также имеются жалюзи для выхода теплого воздуха из носков крыла в атмосферу.

Однощелевые отклоняющиеся закрылки (Рис.11) установлены в хвостовой части центроплана между нервюрами № 2 и № 5. Каждый закрылок состоит из лонжерона, набора нервюр и обшивки.

Рис.11. Однощелевой отклоняющийся закрылок:

где:1 – рама; 2 – задний лонжерон; 3 – кронштейн подвески закрылка; 4 – раскос; 5, 6, 9, 11, 13 , 17 – кронштейны; 7 – щиток; 8 – закрылок; 10 – винтовой подъемник; 12 – направляющая; 14 – обтекатель; 15 – ролик; 16 – петля.

Двухщелевые выдвижные закрылки (Рис.12) установлены в хвостовой части СЧК между нервюрами № 7 и № 12. По конструкции закрылки 5 аналогичны закрылкам центроплана, но к ним в носовой части с помощью диафрагм крепится профилированный дефлектор 6. К лонжерону закрылка крепятся две каретки и два кронштейна 8 для винтовых подъемников. К заднему лонжерону СЧК 1 в районе нервюр № 8 и № 11 крепятся два изогнутых монорельса4, а между нервюрами № 7 и № 8, № 10 и № 11 – два винтовых подъемника. Выпуск и уборка закрылков производится винтовыми подъемниками, при этом каретки движутся по нижним полкам монорельсов.

Рис.12. Двухщелевой закрылок:

где:1 – задний лонжерон крыла; 2 – раскос; 3 – подкос; 4 – монорельс; 5 – закрылок; 6 – дефлектор; 7 – каретка закрылка; 8 – кронштейн.

Двухсекционные разрезные элероны(Рис.13) установлены в хвостовой части ОЧК на участке между нервюрами № 12 и№ 23. Крепятся к заднему лонжерону ОЧК 1: корневые секции в районе нервюр № 13 и № 16, концевые – в районе № 18 и № 21. В конструкцию элерона входит лонжерон, нервюра и обшивка. На корневой секции левого элерона установлены сервокомпенсатор 5 и триммер, а правого только сервокомпенсатор. Сервокомпенсатор состоит из лонжерона, набора нервюр, обшивки и пенопластового наполнителя. Триммер по конструкции аналогичен сервокомпенсатору. Элероны имеют осевую аэродинамическую компенсацию и стопроцентную весовую балансировку. Предельное отклонение элеронов ограничено упорами на кронштейнах концевых секций элеронов.

Рис.13. Элерон:

где:1 – задний лонжерон крыла; 2 – кронштейн элерона; 3 – обтекатель; 4 – крон-штейн подвески сервокомпенсатора; 5 – сервокомпенсатор.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Трапециевидное крыло по аэродинамическим характеристикам лучше прямоугольного, но несколько сложнее в изготовлении.

Крыло трапецеидальной формы в плане по (Рис.1) величине воздушного сопротивления приближается к эллиптическому. Широко применялось в конструкциях серийных самолетов. Технологичность ниже, чем у прямоугольного крыла. Получение приемлемых срывных характеристик также требует некоторых конструкторских ухищрений. Однако крыло трапецеидальной формы и правильной конструкции обеспечивает минимальную массу крыла при прочих равных условиях.

Дата добавления: 2018-02-18; просмотров: 2738; Мы поможем в написании вашей работы!

Поделиться с друзьями:

12 Следующая ⇒

Мы поможем в написании ваших работ!