2.3. Выбор положения лонжеронов и определение положения оси жесткости крыла.

Принимаются следующие значения относительных координат лонжеронов по оси х :

- передний лонжерон = 0,18

- задний лонжерон = 0,65

Относительная координата оси жесткости крыла по оси х определяется по формуле ( 2.3.1. )

= + ( - )

Относительные высоты переднего и заднего лонжеронов определяются по формулам ( 2.3.2. )

= -

= -

Относительные координаты , , и определяются линейной интерполяцией между двумя ближайшими соседними точками.

Для определения относительных координат и интерполяция выполняется между точками с относительными координатами = 0,15 и = 0,2

= 0,102 + ( 0,18 - 0,15 ) = 0,102 + 0,16 0,03 = 0,107

= - 0,045 + ( 0,18 - 0,15 ) = - 0,045 - 0,04 0,03 = - 0,046

Для определения относительных координат и интерполяция выполняется между точками с относительными координатами = 0,6 и = 0,7

= 0,5 ( 0,078 + 0,06 ) = 0,069

= - 0,5 ( 0,034 + 0,026 ) = - 0,03

Из ( 2.3.2. )

= 0,107 + 0,046 = 0,153

= 0,069 + 0,03 = 0,099

Тогда из ( 2.3.1. ) получаем

= 0,18 + ( 0,65 – 0,18 ) =

= 0,18 + 0,47 =

= 0,18 + 0,47 = 0,18 + 0,139 = 0,319

Схема размещения лонжеронов в сечении крыла приведена на рис. 2.1.

2.4. Вычерчивание профиля крыла.

Профиль крыла с нанесенными на нем теоретическими плоскостями лонжеронов и центром жесткости сечения, приведен на рис. 2.1.

2.5. Вычерчивание схемы крыла в плане.

Контур крыла в плане вычерчивается в соответствии с размерами b ₀ = 8,07 м, b _к = 2,69 м, l/2 = 24,2 м и углом стреловидности крыла по передней кромке ^о = 20^о.

Оси лонжеронов наносятся в соответствии с размерами x_п.л.0, x_п.л.к, x_з.л.0, x _з.л.к, которые определяются по формулам ( 2.5.1. )

x_п.л.0 = b₀ = 0,18 8,07 = 1,453 м

x_п.л.к = b_к = 0,18 2,69 = 0,484 м

x_з.л.0 = b₀ = 0,65 8,07 = 5,245 м

x_з.л.к = b_к = 0,65 2,69 = 1,748 м

Ось жесткости крыла наносится в соответствии с размерами x_о.ж.0 и x_о.ж.к, которые определяются по формулам ( 2.5.2. )

x_о.ж.0 = b₀ = 0,319 8,07 = 2,566 м

x_о.ж.к = b_к = 0,319 2,69 = 0,855 м

Угол стреловидности крыла по оси жесткости определяется по формуле ( 2.5.3. )

= arc tg [ tg - ( x_о.ж.0 - x_о.ж.к ) ] =

= arc tg [ tg 20 ^о - ( 2,566 - 0,855 ) ] =

= arc tg ( 0,364 - 0,04132 1,711 ) = arc tg ( 0,364 - 0,0707 ) =

= arc tg 0,2933 = 16,345^о

Контур фюзеляжа наносится в соответствии с диаметром фюзеляжа d_ф, который принимается в соответствии с ( 2.5.4. )

d_ф = 4 м

Оси двигателей наносятся в соответствии с размерами z_дв.1 и z_дв.2, которые принимаются

в соответствии с ( 2.5.5. ) равными

z_дв.1 = ( 0,1 0,2 ) l = ( 0,1 0,2 ) 48,4 = 4,84 м 9,68 м

z _дв.2 = ( 0,2 0,3 ) l = ( 0,2 0,3 ) 48,4 = 9,68 м 14,52 м

Принимается

z _дв.1 = 8,0 м

z _дв.2 = 14,0 м

Контуры мотогондол наносятся в соответствии с диаметром мотогондол d _м.г., который принимается в соответствии с ( 2.5.6. )

d _м.г. = 2,0 м

Центр тяжести двигателя принимается находящимся на оси двигателя впереди передней кромки крыла на расстоянии x _дв. от нее, определяемом по формуле ( 2.5.7. ) Хорда крыла в сечении по оси двигателя определяется по формуле ( 2.5.8. )

Для внутреннего двигателя из ( 2.5.8. ) и ( 2.5.7. )

z _дв.1 = 8,0 м

b _дв.1 = 8,07 - 0,2223 8,0 = 6,292 м

x _дв.1 = ( 0,2 0,3 ) b _дв.1 = ( 0,2 0,3 ) 6,292 = 1,258 м 1,888 м

Для внешнего двигателя из ( 2.5.8. ) и ( 2.5.7. )

z _дв.2 = 14,0 м

b _дв.2 = 8,07 - 0,2223 14,0 = 4,958 м

x _дв.2 = ( 0,2 0,3 ) b _дв.2 = ( 0,2 0,3 ) 4,958 = 0,992 м 1,487 м

Принимается

x _дв.1 = 1,26 м

x _дв.2 = 1,48 м

Принимается, что все топливо на самолете размещается в трех крыльевых баках на каждой из консолей. Крыльевые баки занимают межлонжеронную часть крыла. Границы баков по оси z определяются размерами z _н.б.1, z _к.б.1, z _н.б.2, z _к.б.2, z _н.б.3, и z _к.б.3 ( см. рис. 2.2. ), которые назначаются конструктивно. При этом в соответствии с ( 2.5.9. )

z _к.б.3 0,4 l = 0,4 48,4 = 19,36 м

С учетом ( 2.5.9. ) принимается

z _н.б.1 = 2,0 м z _к.б.1 = 7,5 м

z _н.б.2 = 8,5 м z _к.б.2 = 13,5 м

z _н.б.3 = 14,5 м z _к.б.3 = 19,3 м

Принимается, что главные стойки шасси убираются в гондолы внутренних двигателей. Центр тяжести главной стойки шасси принимается находящимся на оси двигателя на расстоянии x _ш от передней кромки крыла равном в соответствии с ( 2.5.10. )

x _ш = ( 0,7 0,8 ) b _дв.1 = ( 0,7 0,8 ) 6,292 = 4,404 м 5,034 м

Принимается

x _ш = 5,0 м

Схема крыла в плане приведена на рис. 2.2.

2.6. Расчет весов конструкции крыла, двигателя и шасси.

Веса конструкции крыла, двигателя и шасси определяются по статистическим данным в зависимости от взлетного веса самолета.

Вес конструкции крыла ( двух консолей ) определяется из соотношения ( 2.6.1. )

G _кр. = ( 0,08 0,12 ) G = ( 0,08 0,12 ) 150 000 =12000даН 18000даН

где

G = 150 000 даН - взлетный вес самолета.

Принимается

G _кр. = 12 000 даН

Вес одного двигателя ( со всеми закрепленными на нем агрегатами ) и мотогондолы определяется при n _дв. = 4 из соотношения ( 2.6.3. )

G _дв.=(0,015 0,025)G = ( 0,015 0,025 ) 150 000 =2250 даН 3750 даН

Принимается

G _дв. = 2 500 даН

Вес одной главной стойки шасси определяется из соотношения (2.6.4.)

G _ш = 0,02 G = 0,02 150 000 = 3 000 даН