Курсовая работа: Проектировочный расчет крыла самолёта на прочность Су-26
nэ мin 
=0,37
1,5
1.3 Нагрузки при болтанке
Величина болтаночной перегрузки определяется по формуле
, (1)
где кg = 
- коэффициент ослабления порыва; 
- массовый параметр самолета; S - площадь крыла, м2 ; l - размах крыла, м; bсгх = 
- средняя геометрическая хорда крыла, bсгх = 1,567 м; 
- плотность воздуха, 
=0,93 кг/м3 при Н = 3000 м; 
- производная коэффициента подъемной силы крыла по углу атаки, рад-1 : берём приближенно = 0,55; W — эффективная скорость вертикального порыва, м/с; V - индикаторная скорость полета самолета, м/с.
Определяем величины болтаночной перегрузки при разных скоростях.
Скорость вертикальных воздушных порывов для однократной болтанки принимаем W = 10м/с ([2], с.22). Рассчитаем массовый параметр самолета при V = 69,44 м/с (250 км/ч); 80,6 м/с (290 км/ч); 86,11 м/с (310 км/ч).
кg = 
при V = 69,44 м/с (250 км/ч);
при V = 80,56 м/с (290 км/ч);
при V = 86,11 м/с (310 км/ч);
Затем строим диаграммы "скорости-перегрузки" при маневре и при болтанке - V-n (Приложение 1 и 2), которые называются диаграммами ICАО.
Условие прочности самолета должно соблюдаться при всех комбинациях воздушной скорости (скоростного напора) и перегрузок на границе и внутри области диаграмм при совершении маневров и в болтанку.
Теоретический аэродинамический контур крыла самолета «Су-26» строим согласно таблицы геометрии контура крыла и аэродинамических характеристик профиля (таблицы 2 [1]), необходимые расчетные данные сводим в таблицу 5.
При отсутствии продувок в области отрицательных углов атаки можем принять су min = -су max (для симметричных профилей).
2. Определение нагрузок на крыло
Приведенный метод расчета применим для двухлонжеронных стреловидных и трапециевидной формы в плане крыльев, но все нагрузки рассчитываем для настоящего крыла Су-26.
При определении величины подъемной силы Y и распределения её по размаху крыла в виде аэродинамической нагрузки 
в расчет вводится полная площадь крыла, включая подфюзеляжную часть.
Таблица 5 – Геометрические характеристики профиля NACA – 009
|
|
|
- |
х, м |
ув , м |
- ун , м |
|
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
0 |
|
2,5 |
1,96 |
К-во Просмотров: 742
Бесплатно скачать Курсовая работа: Проектировочный расчет крыла самолёта на прочность Су-26
|
, 