3Расчет крыла.

Исходными данными для расчета крыла являются взлетный вес самолета, максимальная эксплуатационная перегрузка, вес крыла. Далее выбираются расчетные случаи. Для курсового проекта достаточно провести расчет для одного из расчетых случаев (как правило выбирается случай A или A’). В то время как для дипломного проекта необходимо рассмотреть несколько расчетных случаев. Также исходными данными являются геометрические параметры крыла.

3.1Геометрические параметры крыла.

Из описания самолета прототипа получаем основные характеристики крыла:

• Корневая хорда крыла b_корн;

• Концевая хорда крыла b_конц;

• Размах крыла L;

• Угол стреловидности крыла по линии 25% хорд .

На основе этих данных также определяются относительные параметры:

• Относительное сужение крыла: ;

• П лощадь крыла: ;

• Удлинение крыла: .

Рис. 3.1.

На основе этих данных выполняется эскиз полукрыла (консоли) в плане в удобном масштабе. Для стреловидного крыла изображается эквивалентное по площади прямое крыло путем поворота исходного стреловидного так, чтобы линия 25% хорд была перпендикулярна оси фюзеляжа. При этом концевая и корневая хорды соответственно уменьшаются, а полуразмах крыла L/2 увеличивается. Пример эскиза показан на Рис. 3.1.

На эскизе необходимо изобразить:

1. Ось Z, перпендикулярную оси симметрии самолета с началом в передней кромке среднего сечения крыла.

2. Линия центров давления (ц.д.).

3. Линия центров тяжести (ц.т.).

4. Центры тяжести всех грузов, находящихся в крыле.

5. Расчетное сечение.

Линия центров давления определяется по формуле

, (3.1)

где – наклон прямой по ;

– коэффициент момента при .

Все эти параметры даются в задании в качестве характеристик крыла (вернее профиля крыла), а либо определяется заданием, либо вычисляется по формуле ,

где – коэффициент эксплуатационной перегрузки;

G – вес самолета;

S – площадь крыла;

q – скоростной напор.

Линия центров тяжести определяется как

. (3.2)

3.2Определение нагрузок на крыло.

В общем случае на крыло воздействуют следующие нагрузки:

1. Аэродинамические нагрузки, распределенные по поверхности крыла.

2. Объемные массовые силы от конструкции крыла и топлива, размещенного в крыле, а также сосредоточенные силы от масс агрегатов, расположенных на крыле.

3. Тепловой нагрев от скоростного напора.

4. Ударные или импульсные нагрузки, такие как отдача от выстрелов авиационного оружия или пуска ракет.

В расчете будем учитывать только первые два вида нагрузки аэродинамическую и массовую.

3.2.1Определение аэродинамических нагрузок на крыло.

Величина подъемной силы крыла определяется по формуле

, (3.3)

где – коэффициент подъемной силы крыла;

S – площадь крыла;

– скоростной напор.

Для определения характера нагружения крыла необходимо знать две из трех величин: Y, , q. В нормах для каждого расчетного случая так и сделано. Задается эксплуатационная перегрузка n_э и коэффициент безопасности f, по которым легко можно получить значение подъемной силы

, (3.4)

где G – вес самолета.

Приравнивая (3.3) и (3.4) получаем:

. (3.5)

Дополнительно к эксплуатационной перегрузке и коэффициенту безопасности задается либо , либо q. При наличии непосредственно по (3.5) определяется q, а при наличии q определяем .