1.2. Геометрические характеристики силовых элементов крыла

Относительная толщина крыла ċ 0,145

Расстояние от ц.ж. крыла до подъемной силы элерона r_э, м 1,35

Толщина верхней панели обшивки δ_ов, см 0,25

Толщина нижней панели обшивки δ_он, см 0,22

Площадь стрингера прилегающего к верхней панели обшивки f _стр.в, см² 2,8

Число стрингеров на верхней панели n_стр.в, шт. 8

Площадь стрингера прилегающего к нижней панели обшивки f стр.н, см² 2,2

Число стрингеров на верхней панели nстр.н, шт. 7

Площадь передне - верхней полки лонжерона fп.-п.в., см² 3,8

Площадь задне - верхней полки лонжерона fп.-з.в., см² 4,0

Площадь переднее - нижней полки лонжерона fп.-п.н., см² 3,5

Площадь задне - нижней полки лонжерона fп.-з.н., см² 3,5

Толщина передней стенки лонжерона δст. п., см 0,22

Толщина задней стенки лонжерона δст. з., см 0,25

0. 1.3.Преобразование прямоугольного-трапециевидного полукрыла в трапециевидное.

В методических указаниях для упрощения дальнейших расчетов нам предлагают стреловидное крыло нашего самолета преобразовать в прямое трапециевидное методом “поворота вперед”. Такой необходимости нам не понадобиться, так как у Як-40 крыло и есть - прямое трапециевидное (Рис.1.):

Рис.1.1. Полукрыло самолета

2. Расчет

2.1 Расчет нагрузок в горизонтальном полете в турбулентной атмосфере.

Вертикальная перегрузка при полете в турбулентной атмосфере nу вычисляется для заданной высоты полета Hпол, плотности воздуха ρн и крейсерской скорости Vкрейс соответствующей данному типу ВС по рекомендуемой формуле:

, (2.1)

где n_у – вертикальная эксплуатационная перегрузка, измеренная в центре масс ВС при

действии вертикального восходящего порыва со скоростью W, м/с.;

ρ_н – плотность воздуха, кг/м³;

Vкрейс – скорость полета ВС;

g = 9,81 м/с²;

C_у – производная от коэффициента подъемной силы по углу атаки.

Вычисляется C_у по рекомендуемой формуле:

,(2.2)

где λ – относительное удлинение крыла, равное = 8,928

С учетом выше приведенных формул получим:

, (2.3)

(2.4)

Перегрузка получилась меньше, чем допустимая по Руководству Летной Эксплуатации.

Неизвестные нам силы Y и Y_го , вычисляются из составленных уравнений равновесия:

, (2.5)

Домножем второе уравнение на ∆x и вычтем из первого получившееся уравнение:

, (2.6)

Из формулы (2.6) находим Yго:

,Н (2.7)

Суммарная тяга двигателей вычисляется по предлагаемой формуле:

, Н (2.8)

Теперь из второго уравнения системы (2.5) найдем подъемную силу Y создаваемую крылом:

, Н (2.9)

Консоли крыла нагружаются симметрично!

Рис.2.1. Силы, действующие на самолет в горизонтальном полете при действии

вертикального порыва