Геометрические параметры крыла

Министерство общего и профессионального образования

Российской Федерации

 

Самарский государственный аэрокосмический университет

Имени академика С. П. Королёва

 

 

Кафедра прочности летательных аппаратов

 

Пассажирский самолёт BOEING 747-400

 

 

Пояснительная записка к курсовому проекту

 

Студент        А. А. Парамончев

Группа      1401    

Руководитель проекта      Ю. Л. Тарасов

 

2008

Задание

Реферат

Содержание

 

Введение

Определение геометрии сечений основных силовых элементов конструкции крыла.

 

Цель расчёта – определение геометрических характеристик сечений основных элементов силовой схемы крыла (площадей сечений стрингеров, толщины обшивки и стенок лонжеронов) с учётом ограничений по их прочности и устойчивости.

 

Максимальное число Маха полёта самолёта - прототипа на высоте  - .

Определению подлежит максимальная скорость полёта самолёта – прототипа:

,                                (1)

где  - скорость звука на высоте .

 

Значение предельного скоростного напора может быть определено из выражения:

                                                      ,                                            (2)

где  - плотность воздуха на высоте ;

        - предельная скорость, которая фиксируется в конце отвесного пикирования, соответствующая величине .

 

Эта скорость, согласно рекомендациям, предложенным в /1/, может быть определена из выражения:

                          .     (3)

 

Тогда согласно формуле (2):

.                      (4)

 

Число Маха, соответствующее скорости , определится из выражения:

 

.                          (5)

 

Геометрические параметры крыла.

Согласно заданию, крыло имеет следующие геометрические характеристики:

размер концевой хорды крыла: ,

размер корневой хорды крыла: ,

размер размаха крыла: ,

площадь крыла:

,                 (6)

 

относительное удлинение крыла:

,                                            (7)

 

относительное сужение крыла:

                                                      .                                                   (8)

 

Согласно заданию расчётное сечение крыла соответствует координате . Величина хорды крыла в этом сечении может быть определены согласно формуле:

 

,  (9)

 

где  - относительная координата, которая может быть определена по формуле:

.                                              (10)

 

Толщины крыла в концевом и корневом сечениях определятся из выражений:

,                                  (11)

.                                           (12)

 

Толщина крыла в сечении  может быть найдена из выражения:

.  (13)

           

С учётом выражений (9) и (13) будет построен профиль крыла в расчётном сечении (см. приложение 1). Координаты эпюрного профиля  и  приведены в задании.

Координаты профиля крыла в расчётном сечении могут быть определены из выражений:

,                                                                  (14)

.                                                     (15)