2.2. Расчет нагрузок, действующих на крыло в различных условиях эксплуатации.

В полете крыло нагружается аэродинамической распределенной нагрузкой и массовой силой от веса собственной конструкции крыла и размещенного в нем топлива.

Аэродинамическая нагрузка распределяется по размаху крыла по закону, близкому к параболическому. Для упрощения заменим его трапециевидным законом (Рис.2.2). Если принять допущение, что С_y постоянен по размаху крыла, то закон изменения аэродинамической силы q_az пропорционален хорде крыла b_z :

, Н/м (2.10)

где Y – подъемная сила создаваемая крылом;

S_k – несущая площадь полукрыльев, равная Sk = S - b0dф = 61;

dф – диаметр фюзеляжа;

b0 - хорда корневой нервюры;

bz – значение текущей хорды.

Значение текущей хорды крыла bz вычислим из предлагаемой формулы:

, м (2.11)

где bк – хорда концевой нервюры;

;

- длина полукрыла без центроплана, равная ;

Подставив в (2.10) уравнение (2.11), получим:

, Н/м (2.12)

Считаем, что топливо распределено по крылу равномерно, тогда распределенная нагрузка от массовых сил крыла (его собственного веса и топлива) изменяется по его размаху тоже пропорционально хорде bz:

, Н/м (2.13)

где m_k – масса конструкции полукрыльев, равная m_k= m_km_взл=8050;

m_Т – масса топлива, равная m_Т = 0,85m_Tmax = 3400;

g – ускорение свободного падения, равная g = 9,81.

Получим:

, Н/м (2.14)

Рис.2.2. Способы замены истинного закона изменения аэродинамической силы

по размаху крыла кусочно-прямоугольным и трапециевидным

Произведем расчет распределенных аэродинамических q_az и массовых нагрузок q_крz в концевой, корневой части крыла и (к примеру) в районе элеронов:

1. Расчет распределенной нагрузки на конце крыла, т.е. при Z=0:

Н/м

Н/м

Результирующая нагрузка будет равна: Н/м

2. Расчет распределенной нагрузки в корневом сечении, т.е. при Z==11,3:

Н/м

Н/м

Результирующая нагрузка будет равна: Н/м

3. Расчет распределенной нагрузки в районе элеронов, т.е. при Z==2,7:

Н/м

Н/м

Результирующая нагрузка будет равна: Н/м

Рис.2.3. Схема возникновения крутящего момента в сечении крыла

Поэтому погонный крутящий момент от распределенных аэродинамических qaz и массовых сил крыла qкрz равен:

, Нм/м (2.15)

Приводим подобные, и получим:

, Нм/м (2.16)

Обычно топливо в крыле расположено в передней части крыла, поэтому ц.м. топлива совпадает с ц.м. крыла. С учетом этого предположения формула (2.15) будет иметь вид:

или

, Нм/м (2.17)

Подставим известные величины в формулу (2.17), получим:

, Нм/м (2.18)

Теперь произведем расчет крутящего момента в концевой, корневой части крыла и в районе элеронов:

1. Расчет крутящего момента на конце крыла, т.е. при Z=0:

Нм/м

2. Расчет крутящего момента в корневой части крыла, т.е. при Z=11,3:

Нм/м

3) Расчет крутящего момента в районе элеронов, т.е. при Z=2,7:

Нм/м