3.3.2Распределение массовых нагрузок.

Вес конструкции крыла G_кр задан в задании (без агрегатов). Распределение его по размаху производится либо на основании существующих взвешиваний или расчетов., а при отсутствии таковых на основании статистики. Для выполнения курсового расчета допускается использование распределения массы по длине крыла пропорционально хордам

, (3.26)

где G_кр – вес крыла;

b – величина хорды в данном сечении;

S – площадь крыла.

С учетом угла атаки и угла между векторами равнодействующей аэродинамической силы и вектором подъемной силы получаем

. (3.27)

где  – угол атаки крыла;

 – угол между вектором равнодействующей аэродинамических сил и вектором подъемной силы крыла – .

Для стреловидного крыла дополнительно учитываем стреловидность

, (3.28)

где  – угол стреловидности по линии 25% хорд.

С учетом (3.23) получаем

. (3.29)

3.4Построение эпюр перерезыващих сил, изгибающих и крутящих моментов.

Первоначально определяем суммарную погонную нагрузку

, (3.30)

где – погонная аэродинамическая нагрузка перпендикулярная хорде крыла с учетом поправок на стреловидность, вычисленная по формуле (3.25);

– погонная массовая нагрузка перпендикулярная хорде крыла с учетом поправок на стреловидность, вычисленная по формуле (3.29).

Удобно все вычисления производить при помощи таблицы аналогичной таблице 3.1. Крыло вдоль размаха делим на N сечений (или на N-1 отсек), начиная от оси симметрии самолета. После чего последовательно заполняем столбцы таблицы.

Таблица 3.2

Номер сечения, i					qi
1	2	3	4	5	6
1	0.0
2
…	…	…	…	…	…
…	…	…	…	…	…
N	1.0	0.0	0.0	0.0	0.0

3.4.1Построение эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов.

Для определения распределения перерезывающих сил Q_y и изгибающих моментов M_x необходимо вычислить значение интегралов

и

Вычисление этих интегралов удобно производить методом трапеций по следующим формулам

, (3.31)

, (3.32)

, (3.33)

, (3.34)

, (3.35)

. (3.36)

Для вычислений пользуемся таблицей аналогичной таблице 3.2.

Таблица 3.3

Номер сечения, i			qi
1	2	3	4	5	6	7	8
1	0.0		q1		Qy1		Mx1
2			q2		Qy2		Mx2
…	…	…	…	…	…	…	…
…	…	…	…	…	…	…	…
N-1			qN-1		QyN-1		MxN-1
N	1.0	0.0	0.0	0.0	0.0	0.0	0.0

Вычисления по этой таблице необходимо вести снизу вверх (то есть от конца крыла к оси симметрии).

Дополнительно необходимо учитывать массовые силы от агрегатов находящихся на крыле. Величина усилия в направлении перпендикулярном хорде вычисляется так

, (3.37)

где G_агрi – вес i-го агрегата;

 – угол атаки крыла;

 – угол между вектором равнодействующей аэродинамических сил и вектором подъемной силы крыла – .

Каждый агрегат дает в своем сечении скачок эпюры перерезывающих сил Q_y на величину . Также каждый агрегат вносит поправку в эпюру изгибающих моментов M_x. Величина поправки

, (3.38)

где Z_i – координата сечения;

Z_агрi – координата агрегата.

После заполнения таблицы и внесения поправок от сосредоточенных сил строим эпюру перерезывающих сил Q_y и изгибающих моментов M_x в удобном масштабе. Пример эпюр показан на рис. 3.3.

Рис. 3.3.