3.4. Расчет положения центров давления в сечениях крыла.
Положение центра давления в сечении крыла определяется относительной координатой д. Величина относительной координаты д определяется по формуле ( 3.4.2. )
д
= - (
+
)
Величины аэродинамических коэффициентов профиля сечения крыла m z0 и принимаются в соответствии с соотношениями ( 3.4.3. ) и (3.4.4.)
m z0 = - 0,15 = - 0,25
С учетом ( 3.4.3. ) и ( 3.4.4. ) формула ( 3.4.2. ) принимает вид
д
= - (
+
) = - ( - 0,25 -
) =
=
0,25 +
= 0,25 +
Величина C y сеч. определяется по формуле ( 3.4.5. )
C
y
сеч.
=
Для расчетного случая скоростной напор определяется из соотношения ( 3.4.6. )
q = q max.max. = 1 736 даН /м 2
С учетом ( 3.4.6. ) формула ( 3.4.5. ) принимает вид
C
y
сеч.
=
=
=
Расчет значений C y сеч. и д выполняется для всех сечений крыла, в которых заданы значения циркуляции Г( ). Значения Г( ) определяются по графику на рис. 3.1.
Расчет сводится в таблицу 3.2.
Таблица 3.2.
Расчет относительных координат центров давления в сечениях крыла.
|
z м
|
k b z м
|
b м
|
Г( )
|
1/м
|
C y сеч.
|
|
д
|
0
0,125
0,249
0,368
0,482
0,588
0,684
0,770
0,844
0,905
0,951
1,0 |
0
3,025
6,026
8,906
11,664
14,230
16,553
18,634
20,425
21,901
23,014
24,200
|
0
0,672
1,340
1,980
2,593
3,163
3,680
4,142
4,540
4,869
5,116
5,380
|
8,070
7,398
6,730
6,090
5,477
4,907
4,390
3,928
3,530
3,201
2,954
2,690
|
1,237
1,241
1,219
1,170
1,103
1,023
0,932
0,833
0,723
0,597
0,451
0
|
0,1533
0,1677
0,1811
0,1921
0,2014
0,2085
0,2123
0,2121
0,2048
0,1865
0,1527
0
|
0,6294
0,6886
0,7436
0,7888
0,8269
0,8561
0,8717
0,8709
0,8409
0,7658
0,6270
0
|
0,2240
0,2048
0,1896
0,1788
0,1705
0,1647
0,1618
0,1619
0,1677
0,1841
0,2249
|
0,4740
0,4548
0,4396
0,4288
0,4205
0,4147
0,4118
0,4119
0,4177
0,4341
0,4749
|
По результатам расчета строятся графики зависимостей величин Г( ), C y сеч. и д от относительной координаты ( см. рис. 3.1. ).
3.5. Расчет погонных нагрузок на крыло от аэродинамических сил.
Погонные нагрузки в сечениях крыла от аэродинамических сил определяются по формуле ( 3.5.1. )
q
эа
=
=
= 7 128 Г(
)
3.6. Расчет погонных нагрузок на крыло от массово-инерционных сил конструкции крыла.
Погонные нагрузки в сечениях крыла от массово-инерционных сил его конструкции определяются по формуле ( 3.6.1. )
q эк = - n эy g к = - 2,3g к
Погонный вес конструкции в сечении крыла g к определяется по формуле ( 3.6.2. )
g
к
=
b1,5
где
G кр. = 12 000 даН - вес конструкции крыла.
Коэффициент k к в ( 3.6.2. ) определяется по формуле ( 3.6.4. )
k
к
= 2
Величина k кi определяется в соответствии с методом трапеций по формуле ( 3.6.5. )
k кi = [ b1,5i + b1,5(i + 1) ] z
Расчет коэффициента k к сводится в таблицу 3.3.
Таблица 3.3.
Расчет погонных весов конструкции в сечениях крыла.
z м
|
z м
|
k b z м
|
b м
|
b1,5 м1,5
|
k к м2,5 |
0
1,0
2,0
3.0
4,0
5,0
6,0
8,0
10,0
|
1,0
1,0
1,0
1,0
1,0
1,0
2,0
2,0
|
0
0,222
0,445
0,667
0,889
1,112
1,334
1,778
2,223
|
8,070
7,848
7,625
7,403
7,181
6,958
6,736
6,292
5,847
|
22,92
21,99
21,06
20,14
19,24
18,35
17,48
15,78
14,14
|
22,45
21,52
20,6
19,69
18,79
17,92
33,26
29,92
|
Таблица 3.3.
Окончание.
z м
|
z м
|
k b z м
|
b м
|
b1,5 м1,5
|
k к м2,5 |
12,0
14,0
16,0
18,0
20,0
22,0
24,2
|
2,0
2,0
2,0
2,0
2,0
2,0
2,2
|
2,668
3,112
3,557
4,0
4,446
4,891
5,38
|
5,402
4,958
4,513
4,07
3,624
3,179
2,69
|
12,56
11,04
9,59
8,21
6,9
5,67
4,41
|
26,7
23,6
20,63
17,8
15,11
12,57
11,09
|
|
311,6 |
||||
По данным таблицы 3.3.
= 311,6
Отсюда
k к = 2 311,6 = 623,2 м2,5
Тогда формула ( 3.6.2. ) приводится к виду
g
к
=
b1,5
= 19,26 b1,5
3.7. Расчет погонных нагрузок на крыло от массово-инерционных сил топлива.
Погонные нагрузки в сечениях крыла от массово-инерционных сил топлива действуют только на участках крыла, занятых топливными баками, и определяются по формуле ( 3.7.1. )
q эт = - n эy g т = - 2,3g т
В сечениях крыла, не занятых топливными баками, в соответствии с (3.7.2.)
q эт = 0
Погонные веса топлива в сечениях крыла, занятых топливными баками, определяются по формуле ( 2.7.1. ), которая приводится к виду
g т = 40,88 b2
3.8. Расчет суммарных погонных нагрузок на крыло.
Суммарные эксплуатационные погонные нагрузки в сечениях крыла определяются по формуле ( 3.8.1. )
q э = q эа + q эк + q эт
Суммарные расчетные погонные нагрузки в сечениях крыла определяются по формуле ( 3.8.2. )
q р = q э f
Для расчетного случая коэффициент безопасности f определяется из ( 3.8.3. )
f = 1,5
Расчет всех погонных нагрузок в сечениях крыла выполняется совместно и сводится в таблицу 3.4.
Таблица 3.4.
Расчет погонных нагрузок в сечениях крыла.
z м
|
|
Г( )
|
b1,5 м 1,5
|
g к даН/м
|
g т даН/м
|
q эа даН/м
|
q эк даН/м
|
q эт даН/м
|
q э даН/м
|
q р даН/м |
0
1,0
|
0
0,041
|
1,237
1,238
|
22,92
21,99
|
441
424
|
0
0
|
8 817
8 824
|
- 1 014
- 975
|
0
0
|
7 803
7 849
|
11 704
11 773
|
Таблица 3.4.
Окончание.
z м
|
|
Г( )
|
b1,5 м 1,5
|
g к кг/м
|
g т кг/м
|
q эа кг/м
|
q эк кг/м
|
q эт кг/м
|
q э кг/м
|
q р к г/м
|
19,3 19,3
20,0
21,0
22,0
23,0
24,2
|
0,798 0,798
0,826
0,868
0,909
0,95
1,0
|
0,791 0,791
0,75
0,673
0,584
0,454
0
|
7,35 7,35
6,9
6,27
5,67
5,09
4,41 |
142 142
133
121
109
98
85
|
584 0
0
0
0
0
0
|
5 638 5 638
5 346
4 797
4 163
3 236
0
|
- 327 - 327
- 306
- 278
- 251
- 225
- 195
|
- 1 343 0
0
0
0
0
0
|
3 968 5 311
5 040
4 519
3 912
3 011
- 195
|
5 952 7 966
7 560
6 778
5 868
4 516
- 292
|
По результатам расчета на рис. 3.2. построены эпюры распределения по размаху крыла погонных нагрузок от аэродинамических сил, массово-инерционных сил конструкции крыла, массово-инерционных сил топлива и суммарных эксплуатационных погонных нагрузок.