課程設(shè)計報告----襟翼結(jié)構(gòu)初步設(shè)計

1、<p><b>　　課程設(shè)計(論文)</b></p><p>　　2011年 9 月 </p><p>　院（系）名稱航空科學(xué)與工程學(xué)院</p><p>　專業(yè)名稱飛行器設(shè)計與工程</p><p>　題目名稱襟翼結(jié)構(gòu)初步設(shè)計</p><p>　學(xué)生姓名</p><p&

2、gt;　班級/學(xué)號</p><p>　指導(dǎo)教師</p><p>　成績</p><p>　　本科生課程設(shè)計（論文）任務(wù)書</p><p>　?、?、課程設(shè)計（論文）題目：襟翼結(jié)構(gòu)初步設(shè)計 </p><p>　　Ⅱ、課程設(shè)計（論文）使用的原始資料（數(shù)據(jù)）及設(shè)計技術(shù)要求： </p><p>　　1 機

3、翼翼型參數(shù)（翼型，根弦長度br，尖弦長度bt，展長l，后掠角A）</p><p>　　2 襟翼基本參數(shù)(相對弦長b襟翼/b機翼，相對展長 l襟翼/l機翼，偏角 As) 襟翼離翼根均為30cm；</p><p>　　3 襟翼設(shè)計載荷（前緣氣動載荷P，載荷分布直線，最大載荷點距襟翼前緣5cm）</p><p>　?、蟆⒄n程設(shè)計（論文）工作內(nèi)容：</p>&

4、lt;p>　　分析襟翼的常見結(jié)構(gòu)和載荷情況</p><p>　　分析和確定襟翼的運動方式，畫出運動圖</p><p>　　根據(jù)給定的設(shè)計載荷設(shè)計襟翼結(jié)構(gòu)。</p><p>　　選擇3個以上關(guān)鍵部件進行強度分析。重量估算。</p><p>　　根據(jù)設(shè)計結(jié)果，繪制襟翼的裝配圖。選擇3個以上的零件畫出零件圖。圖紙必須</p>&

5、lt;p><b>　　符合規(guī)范。</b></p><p><b>　　完成課程設(shè)計報告。</b></p><p>　　一、襟翼的常見結(jié)構(gòu)和載荷情況：</p><p>　　1.1 襟翼的常見結(jié)構(gòu)：</p><p>　　襟翼特指現(xiàn)代機翼邊緣部分的一種翼面形可動裝置，襟翼可裝在機翼后緣或前緣，可向下

6、偏轉(zhuǎn)向后(前)滑動，其基本效用是在飛行中增加升力。 依據(jù)所安裝部位和具體作用的不同，襟翼可分為前緣襟翼、后緣襟翼、開縫襟翼等。如圖一。</p><p>　　位于機翼前緣的襟翼叫前緣襟翼。如圖二。這種襟翼廣泛用于超音速飛機上。因為超音速飛機一般采用前緣尖削,相對厚度小的薄機翼。在大迎角飛行,機翼上表面前緣就開始產(chǎn)生氣流分離,最大升力系數(shù)大大降低。大迎角飛行時,放下前緣襟翼,一方面可減小前緣與相對氣流之間的角度,使氣

7、流能夠平順地沿上翼面流過。另一方面也增大了翼切面的彎度。這樣,氣流分離就能延緩,而且最大升力系數(shù)和臨界迎角也都得到提高。屬于前緣襟翼的還有一種叫克魯格襟翼,裝在前緣下部向前下方翻轉(zhuǎn),既增大機翼面積,又增大了翼切面的彎度,所以具有很好的增升效果,構(gòu)造也很簡單。如圖三。這是最新研制的一種增升裝置。波音噴氣客機都使用了此種襟翼。 </p><p>　　現(xiàn)代中型或大型客機和高速軍用飛機,為提高增升效果,往往同時采用幾種增

8、升裝置(叫組合式增升)。</p><p>　　機翼上安裝后緣襟翼可以增加機翼面積，提高機翼的升力系數(shù)。襟翼的種類很多，常用的有簡單襟翼、分裂襟翼、開縫襟翼和后退襟翼等等。一般的襟翼均位于機翼后緣，靠近機身，在副翼的內(nèi)側(cè)。當(dāng)襟翼下放時，升力增大，同時阻力也增大，因此一般用于起飛和著陸階段，以便獲得較大的升力，減少起飛和著陸滑跑距離。 </p><p>　　簡單襟翼的形狀與副翼相似，其構(gòu)造比較

9、簡單。簡單襟翼在不偏轉(zhuǎn)時形成機翼后緣的一部分，當(dāng)放下(即向下偏轉(zhuǎn))時，相當(dāng)于增大了機翼翼型的彎度，從而使升力增大。當(dāng)它在著陸偏轉(zhuǎn)50～60度時，大約能使升力系數(shù)增大65％～75％。 </p><p>　　分裂襟翼（也稱為開裂襟翼）像一塊薄板，緊貼于機翼后緣下表面并形成機翼的一部分。如圖四。使用時放下(即向下旋轉(zhuǎn))，在后緣與機翼之間形成一個低壓區(qū)，對機翼上表面的氣流有吸引作用，使氣流流速增大，從而增大了機翼上下表面

10、的壓強差，使升力增大。除此之外，襟翼下放后，增大了機翼翼型的彎度，同樣可提高升力。這種襟翼一般可把機翼的升力系數(shù)提高75％～85％。 </p><p>　　它是在簡單襟翼的基礎(chǔ)上改進而成的。除了起簡單襟翼的作用外，還具有類似于前緣縫翼的作用，因為在開縫襟翼與機翼之間有一道縫隙，下面的高壓氣流通過這道縫隙以高速流向上面，延緩氣流分離，從而達到增升目的。開縫襟翼的增升效果較好，一般可使升力系數(shù)增大85％～95％。 &

11、lt;/p><p>　　后退襟翼在下放前是機翼后緣的一部分，當(dāng)其下放時，一邊向下偏轉(zhuǎn)一邊向后移動，既加大了機翼翼型的彎度，又增大了機翼面積，從而使升力增大。如圖五。此外它還有開裂襟翼的效果。這種襟翼的增升效果比前三種的增升效果都好，一般可使翼型的升力系數(shù)增加110％～140％。 </p><p>　　除了上面提到的四種后緣襟翼以外，還有后退開縫襟翼和后退多縫襟翼，它們的增升效果更好，但同時構(gòu)造

12、也更加復(fù)雜。</p><p>　　1.2 襟翼的載荷情況：</p><p><b>　　A、彎矩和剪力分析</b></p><p>　　本方案設(shè)計的是單縫襟翼，襟翼展長為4m，設(shè)置三個鉸支點。采用單梁式結(jié)構(gòu)。為方便計算將襟翼簡化成后緣一個多支點梁。承受著剪力、彎矩和扭矩。并將所受載荷簡化為彎矩和剪力由襟翼主梁完全承擔(dān)。而扭矩則由襟翼截面閉室全部

13、承擔(dān)。剪力由梁腹板承擔(dān)，正應(yīng)力由梁的上下緣條承擔(dān)。如圖六。</p><p><b>　　設(shè)計原始數(shù)據(jù)：</b></p><p><b>　　襟翼截面載荷分布</b></p><p>　　B、作用在襟翼上的分布載荷</p><p>　　由給定的翼型數(shù)據(jù)，最大載荷點距襟翼前緣為5cm?，F(xiàn)在要確定襟翼主梁

14、的位置，主梁應(yīng)不承受扭矩。如圖七。</p><p>　　以襟翼根部截面為研究對象，b根=1.8×0.35=0.63m</p><p><b>　　根部所受合力：</b></p><p>　　F=+=141.75kg/m</p><p>　　設(shè)主梁距前緣為acm</p><p>　　則F*

15、a = + </p><p>　　解得 a=0.23m 相對于根部弦長，位于36.5%處</p><p>　　以襟翼尖部截面為研究對象，b尖=1×0.35=0.35m</p><p><b>　　尖部所受合力</b></p><p>　　F=+=66.5kg/m</p><p>　　

16、設(shè)主梁距前緣為bcm</p><p>　　則F*b = + </p><p>　　解，得 b=0.133m 相對于尖部弦長，位于38%處</p><p>　　由于載荷沿展向為線性分布，故可以確定集中力的等效位置，大概位于各弦長的36%到38%左右處。由于差距較小，為方便計算，故選取統(tǒng)一的位置為37%處。為了減少主梁的受力，可將主梁安置與集中力載荷處，這樣受到的

17、等效扭矩可以忽略。</p><p>　　選取合適的三點鉸支位置</p><p>　　懸掛點數(shù)量和位置確定的基本原則是：保證使用可靠、轉(zhuǎn)動靈活、操縱面和懸臂接頭的綜合質(zhì)量輕。增加懸掛點的數(shù)量可以使操縱面受到的彎矩減小，減輕了操縱面的質(zhì)量，但增加了懸臂接頭的質(zhì)量和運動協(xié)調(diào)的難度；減少懸掛點的數(shù)目，運動協(xié)調(diào)容易，但操縱面上的彎矩大，且不符合損傷容限設(shè)計思想。在本設(shè)計案例中，因襟翼展長為全翼展長的

18、25%，且出于降低結(jié)構(gòu)靜不定度數(shù)以簡化計算的考慮，選取的懸掛點數(shù)目為3，則襟翼近似為一多支點梁受力模型，為一度靜不定問題。為避免開口區(qū)不能傳遞剪流引起的補強問題，及由此導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)重量的增加，盡量減少開口區(qū)。故將兩個懸掛點布置在襟翼兩端，置于機翼里，另一懸掛點位于襟翼展長中間位置。為保證在機翼受載發(fā)生彎曲變形時不致出現(xiàn)襟翼卡死的現(xiàn)象，故懸掛接頭一般有設(shè)計補償。即除一個接頭完全固定外，其余接頭都有設(shè)計補償，以便裝配可調(diào)和運動協(xié)調(diào)。</

19、p><p>　　沿展向從襟翼根部到尖部，襟翼展長l襟翼=16×0.25=4m，單位展向長度截面所受合力</p><p>　　F=0.5×b截×P截=0.5×(-)×(-)</p><p>　　=0.6125t2-21.2625t+141.75 (0≤t≤4，t=0對應(yīng)于襟翼根部)</p><p>

20、;　　載荷沿展向分布大致如下</p><p>　　采用3處鉸接，如圖八</p><p>　　該問題變?yōu)?度靜不定問題，利用材料力學(xué)中的力法原理，將問題轉(zhuǎn)化：解除中間鉸接，用向下的力代替其作用，約束條件為中部鉸接處位移為0。</p><p>　　經(jīng)計算得剪力及彎矩圖如下：</p><p>　　圖9 襟翼在設(shè)計載荷下的剪力圖

21、 圖10 襟翼在設(shè)計載荷下的彎矩圖</p><p>　　二、襟翼載荷（剪流）分析</p><p>　　進一步簡化襟翼截面：認為襟翼只有一根梁。則襟翼截面將只有兩個閉室。由飛行器結(jié)構(gòu)力學(xué)可知：如果前緣閉室的面積和扭轉(zhuǎn)剛度足夠大，作用在襟翼上的絕大部分扭矩將由前緣閉室承擔(dān)。</p><p>　　下面，我們將按照單閉室結(jié)構(gòu)，用工程梁理論計算襟翼剖面上的剪流：</p

22、><p>　　首先，得把截面氣動載荷簡化成集中力，并找到它的作用點，這也是襟翼剪力在截面上的作用點。如圖十一。</p><p>　　在截面x軸上取一點x0，對這點取矩：得到集中力的作用點</p><p>　　把主梁布置在1/3弦長處。為保證前緣閉室的剛度，我們假設(shè)前緣蒙皮和主梁腹板都足夠厚。（根據(jù)經(jīng)驗，小飛機的襟翼的蒙皮3mm厚即可）。</p><p

23、>　　計算剪流時可能還會遇上同時使用不同材料的問題。進一步簡化襟翼模型：</p><p>　　1、認為襟翼是全鋁合金結(jié)構(gòu)的。主梁由一塊鋁板彎邊得到。故各部件的減縮系數(shù)Φ都等于1，放心計算！</p><p>　　2、認為只有主梁承受正應(yīng)力，簡化的計算。</p><p>　　3、按照結(jié)構(gòu)力學(xué)課程講義重新定義坐標系，并忽略腹板高度與襟翼最大高度（也就是前緣直徑）之間

24、的差別。</p><p>　　簡化后的截面圖見下面。</p><p>　　* ： ，；Q由前面的剪力圖讀取。</p><p>　　，， </p><p><b>　　于是：{</b></p><p><b>　　*</b></p>&

25、lt;p><b>　　其中，這里，，</b></p><p>　　綜上所述：，前緣蒙皮的剪流為：</p><p>　　主梁腹板上的剪流為：</p><p><b>　　三、襟翼結(jié)構(gòu)的設(shè)計</b></p><p>　　由前面載荷計算的假設(shè)，我們大致知道了所要設(shè)計的襟翼的輪廓。襟翼上的氣動載荷與機

26、翼上的相比，是相當(dāng)小的。小飛機的襟翼一般采用單梁式結(jié)構(gòu)，采用較強的前緣閉室，后緣采用鋁蜂窩結(jié)構(gòu)。如圖十二。這樣的襟翼工藝性較好，配重可以布置于前緣閉室中，且后部較輕，有利于配平。右圖是襟翼形式的初定：前緣蒙皮做得比后閉室蒙皮稍厚一些，后閉室僅起維形作用。各個部分都由鉚釘鉚接。</p><p>　　前緣閉室布置八個肋，如圖十三。翼肋后端翻邊接主梁。</p><p>　　襟翼兩端懸掛接頭與主梁

27、一體成型， </p><p>　　還有一個問題，就是襟翼前緣的中部還有一個懸掛接頭。這里的蒙皮存在開口區(qū)不能傳遞剪流的問題。我們在主梁后面布置一對斜肋。斜肋與主梁構(gòu)成一副三角架，可以傳遞扭矩。我們給出開口區(qū)的草圖：請注意，與第一張總體布置圖相比，前閉室蒙皮后面多了一上一下兩塊三角形帶板。陰影區(qū)即為蜂窩夾層。斜肋與主梁，蒙皮帶板都是鉚接的。</p><p>　　四、主要尺寸的確定及重量估算&

28、lt;/p><p>　　4.1 確定主要尺寸</p><p>　　襟翼主要承力部件是主梁（緣條+腹板）和前緣閉室（蒙皮+腹板）。在這一節(jié)，我們只計算腹板、緣條和前緣蒙皮的尺寸。由于飛機設(shè)計手冊關(guān)于結(jié)構(gòu)設(shè)計的部分未給出具體的計算公式，忽略鉚釘孔對這些構(gòu)件造成的削弱。</p><p><b>　　A、腹板：</b></p><p&g

29、t;<b>　　按照剪切破壞模式</b></p><p>　　在這，Q——計算截面的剪力（見前面）</p><p><b>　　h——腹板高度</b></p><p>　　——材料剪切強度極限</p><p>　　按剪切失穩(wěn)破壞模式，我們查到的公式邊界條件與這里的不符，故忽略。</p>

30、<p>　　因為前緣閉室可看作受純剪切：按第三強度準則，有 </p><p><b>　　數(shù)據(jù)代入：</b></p><p>　　材料初選LY-12M：有MPa，MPa</p><p>　　近似認為腹板高度(36mm)</p><p><b>　　則</b></p>&

31、lt;p>　　出于防止失穩(wěn)考慮，實際上的腹板厚度4mm，可見氣動載荷對腹板的影響很小。</p><p><b>　　B、前緣蒙皮：</b></p><p>　　把第3組數(shù)據(jù)代入剪流計算公式，得腹板剪（SI），蒙皮剪流（SI）</p><p><b>　　，=110MPa</b></p><p>

32、;<b>　　mm</b></p><p>　　故根據(jù)經(jīng)驗取t=3mm。后閉室基本不參與傳扭，僅從防失穩(wěn)考慮，取t=2mm。</p><p><b>　　C、主梁緣條：</b></p><p>　　認為彎矩全部由主梁角鋁的兩個彎邊承受。設(shè)彎邊的寬度為B。則對主梁：</p><p><b>

33、　　抗彎截面系數(shù)</b></p><p><b>　　則，</b></p><p>　　以第3組數(shù)據(jù)代入：MPa(LY-12M)</p><p>　　這樣，緣條的寬度改由工藝性決定，取2mm。</p><p>　　質(zhì)量平衡及鉸鏈位置的計算</p><p>　　質(zhì)量平衡可以減少襟翼與翼面

34、耦合顫振的可能性。通常襟翼鉸鏈位置靠前，靜力平衡要求在襟翼前緣加配重。下圖我們重申一下襟翼的構(gòu)成（為簡化計算，忽略了斜肋）。</p><p>　　前緣閉室：前緣蒙皮：3mm</p><p>　　前閉室肋╳8：2mm</p><p><b>　　主梁：角鋁：3mm</b></p><p>　　后閉室：后緣蒙皮2mm<

35、/p><p><b>　　斜肋╳2：2mm</b></p><p>　　蜂窩夾層：ρ=40kg/m2</p><p><b>　　楔形塊</b></p><p>　　除蜂窩夾層外，其余部件材料都是LY-12, ρ=2700kg/m2</p><p><b>　

36、　4.2 質(zhì)量估算：</b></p><p><b>　　A、前緣蒙皮：</b></p><p>　　忽略中央鉸鏈開口和補強斜肋用的帶板，忽略后緣角。如圖十四。前緣蒙皮質(zhì)量</p><p><b>　　代入數(shù)據(jù)得：</b></p><p><b>　　B、前閉室肋：</b

37、></p><p><b>　　肋面積，</b></p><p><b>　　單個肋的質(zhì)量，</b></p><p><b>　　代入數(shù)據(jù)，</b></p><p>　　8個肋共計0.2274kg。</p><p><b>　　C、主梁：

38、</b></p><p>　　不考慮兩端吊耳，簡化成如圖十五結(jié)構(gòu)。</p><p><b>　　代入數(shù)據(jù)，</b></p><p><b>　　D、后閉室蒙皮：</b></p><p>　　共兩塊（一上一下），近似計算。</p><p><b>　　代入

39、數(shù)據(jù)，</b></p><p>　　上下兩片共10.08kg</p><p><b>　　E、蜂窩夾層：</b></p><p>　　一般的鋁蜂窩夾層密度從25kg/m3到 63 kg/m3 不等，如圖十六。在此取40 kg/m3 </p><p><b>　　代入數(shù)據(jù)</b></

40、p><p><b>　　F、楔形塊：</b></p><p>　　未定，但為了做重心計算，作如下假設(shè)：認為楔形塊的弦向長度為襟翼弦長的1/6，也就是。如圖十七。那么，楔形塊前端的高度</p><p><b>　　代入數(shù)據(jù)，</b></p><p>　　五、零件圖和裝配圖的繪制</p>&l

41、t;p><b>　　見附圖。</b></p><p><b>　　六、參考文獻：</b></p><p>　　《飛行器結(jié)構(gòu)學(xué)》，酈正能主編，北航出版社</p><p>　　《現(xiàn)代飛機結(jié)構(gòu)綜合設(shè)計》，陶梅貞主編，西工大出版社</p><p>　　《飛機總體設(shè)計》，顧誦芬主編，北航出版社</