课程设计报告飞机襟翼设计

课程设计(论文)

院（系）名称航空科学与工程学院专业名称飞行器设计与工程题目名称襟翼结构初步设计学生姓名

班级/学号

指导教师王立峰

成绩

2012年9 月

北京航空航天大学

本科生课程设计（论文）任务书

Ⅰ、课程设计（论文）题目：襟翼结构初步设计

Ⅱ、课程设计（论文）使用的原始资料（数据）及设计技术要求：

图1

1 机翼翼型参数（翼型，根弦长度br ，尖弦长度bt ，展长l ，后掠角A ）

2 襟翼基本参数(相对弦长b 襟翼/b 机翼，相对展长 l 襟翼/l 机翼，偏角 As) 襟翼离翼根均为30cm ；

3 襟翼设计载荷（前缘气动载荷P ，载荷分布直线，最大载荷点距襟翼前缘5cm ）

Ⅲ、课程设计（论文）工作内容：

2、分析和确定襟翼的运动方式，画出运动图

3、根据给定的设计载荷设计襟翼结构。

4、选择3个以上关键部件进行强度分析。重量估算。

5、根据设计结果，绘制襟翼的装配图。选择3个以上的零件画出零件图。

图纸必须 6、符合规范。

序号

翼型

根弦长度br 尖弦长度bt 展长l 后掠角A （25度弦线） 相对弦长b 襟翼/b 机

翼 相对展长 l 襟翼/l 机翼 偏转角 As 前缘气动载荷P （襟翼展向 根部） 前缘气动载荷P （襟翼展向 尖部） 8 23016

2.4

1.5

18

10

0.30

0.25

35

850

750

襟翼型式及载荷分布示意图

7、完成课程设计报告。

一、襟翼的常见结构和载荷情况：

1.1 襟翼的常见结构：

图2

简单襟翼：简单襟翼与副翼形状相似,放下简单襟翼,相当于改变了机切面形状,使机翼更加弯曲。这样,空气流过机翼上表面,流速加快,压力降低;而流过机翼下表面,流速减慢,压力提高。因而机翼上、下压力差增大,升力增大。可是,襟翼放下之后,机翼后缘涡流区扩大,机翼前后压力差增大,故阻力同时增大。襟翼放下角度越大,升力和阻力也增大得越多。

分裂襟翼

这种襟翼本身象一块薄板,紧贴于机翼后缘。放下襟翼,在后缘和机翼之间,形成涡流区,压力降低,对机翼上表面的气流有吸引作用,使其流速增大,上下压差增大,既增大了升力,同时又延缓了气流分离。另一方面,放下襟翼,机翼翼剖面变得更弯曲,使上、下表面压力差增大,升力增大。由于以上两方面的原因,放下分裂襟翼的增升效果相当好,一般最大升力系数可增大75-85%。但因大迎角放下襟翼,上表面的最

低压力点的压力更小了,使气流更易提前分离,故临界迎角有所减小。开缝襟翼

开缝襟翼是在简单襟翼的基础上改进而成的。放下开缝襟翼,一方面襟翼前缘和机翼后缘之间形成缝隙,下表面高压气流,通过缝隙高速流向上表面后缘,使上翼面附面层中空气流速加大,延缓了气流的分离,提高最大升力系数。另一方面,放下开缝襟翼,使机翼更加弯曲,也有提高升力的作用。所以开缝襟翼的增升效果比较好,最大升力系数一般可增大85-95%,而临界迎角降低不多。因此它是中、小型飞机主要采用的类型。

设计：后缘襟翼。

分类：简单襟翼：偏角不宜大于15度

固定铰链单缝襟翼：有效偏角40度，用于轻型飞机

有导轨单缝襟翼：用于轻中型运输机，增升特点比固定铰链单缝襟翼好

固定铰链和导流片双缝襟翼：大偏角时优于单缝襟翼，但起飞时阻力大

三缝襟翼：高翼载的运输机增生效果好，阻力小，但结构复杂，质量重

富勒式襟翼：可偏转较大角度，减少阻力，但结构复杂，质量重，设计困难

吹风襟翼：高压气流从小缝吹出，延迟气流分离。增生效果极佳。

翼梁主要结构：单梁，双梁，三梁，小间距多肋组合结构。抗疲劳能力强

在襟翼导轨和制动器连接的位置，必须设置加强肋。。其他翼肋一般为带有减轻空的弯板肋或者桁架肋。蒙皮一般经化学铣工和机械加工。连接部位带加强凸台，也可用等厚蒙皮加锯齿形带板与梁缘条相连。蒙皮一般可拆卸。翼梁可以选用挤压型材，腹板和立柱铆接梁，也可以是弯板槽形梁，加立柱和减轻孔。襟翼后梁采用蜂窝夹心结构。

1.2 襟翼的载荷情况：

A、弯矩和剪力分析

本方案设计的是

单缝襟翼，襟翼展长

为4m，设置三个铰

支点。采用单梁式结

构。为方便计算将襟

翼简化成后缘一个

多支点梁。承受着剪

力、弯矩和扭矩。并

将所受载荷简化为

图3 载荷分布

弯矩和剪力由襟翼主梁完全承担。而扭矩则由襟翼截面闭室全部承担。剪力由梁腹板承担，正应力由梁的上下缘条承担。如图3。

设计原始数据：

B 、作用在襟翼上的分布载荷

由给定的翼型数据，最大载荷点距襟翼前缘为5cm 。现在要确定襟翼主梁的位置，主梁应不承受扭矩。如图七。

以襟翼根部截面为研究对象，b 根=2，4×0.30=0.72m 设主梁距前缘为acm

解得 a=0.226m 相对于根部弦长，位于31.5%处 以襟翼尖部截面为研究对象，b 尖=1.5×0.30=0.45m 尖部所受合力

解，得 b=0.18m 相对于尖部弦长，位于40%处

由于载荷沿展向为线性分布，故可以确定集中力的等效位置，大概位于各弦

序号

翼型 根弦长度br

尖弦长度bt

展长l

后掠角A （25度弦线）

相对弦

长b 襟

翼

/b 机翼

相对展

长 l 襟翼/l

机翼

偏转角 As 前缘气动载荷P （襟翼展向 根部）

前缘气动载荷

P （襟翼展向 尖部）

8 23016 2.4 1.5 18 10 0.30 0.25 35 850 750

图4 翼面载荷分布