Нагружение крыла. Определение и распределение воздушной нагрузки крыла.

Рассмотрим вкратце характер работы при определении поверхностной нагрузки крыла.

Известно, что подъемная сила крыла определяется формулой

, (1.18)

Где С_у – коэффициент подъемной силы крыла,

S – площадь крыла,

– скоростной напор.

Чтобы полностью определить характер нагружения крыла, нужно задать две из трех величин Р, С_у, , связанных с режимом полета. Именно так и сделано в нормах прочности. Задается эксплуатационная перегрузка в направлении подъемной силы n_э, а, тем самым, и эксплуатационная подъемная сила

(1.19)

и либо С_у, либо скоростной напор.

Так, в случае А, например, регламентируется и .

Из формулы (1.18) находится скоростной напор:

По заданному С_у (в данном случае С_{у max}) определяется угол атаки.

В других случаях (например А’ и D’) задается n_э и . По формуле (1.18) тогда определяется С_у, а по нему угол атаки.

Распределение подъемной силы по размаху крыла рекомендуется производить в соответствие с данными продувок. Когда таких продувок нет, допускается использование теоретических приемов аэродинамики или специальных графиков, рекомендуемых нормами. Погонная подъемная сила крыла t_y в любом сечении по аэродинамической теории тонкого профиля может быть записана так:

(1.20)

где С_усеч – коэффициент подъемной силы в данном сечении,

b_сеч – длина соответствующей хорды.

Подъемная сила всего крыла (1.19) с помощью (1.18) определится формулой:

Определив отсюда скоростной напор : ,

Подставим в (1.20), приняв во внимание, что

(здесь b_ср – средняя хорда крыла; L – размах крыла)

Тогда

(1.21)

Мы пришли к формуле, которая позволяет распределить заданную подъемную силу по размаху крыла.

Видно что величина

(1.22)

есть средняя погонная нагрузка крыла, а дробный коэффициент при ней характеризует неравномерность циркуляции по размаху.

Обозначим

относительную циркуляцию в сечении крыла, так что

теперь формула (1.21) запишется так:

Для плоского трапециевидного крыла различных сужений, с различными по длине центропланами в нормах прочности и в справочной литературе по аэродинамике даются таблицы и графики кривых Г по размаху.

Таким образом, распределение заданной подъемной силы по размаху плоского крыла сводится практически к подбору соответствующей кривой Г и простому умножению ее ординат на постоянный множитель (1.22). При необходимости допускается интерполяция.

В том случае, когда крыло имеет геометрическую или аэродинамическую крутку, в коэффициент Г вносится поправка. Она так же дается в справочной литературе в виде таблиц и кривых. Подобным образом вносятся коррективы в кривую Г вследствие влияния на крыла фюзеляжа и гондол двигателя, а так же отклонения элеронов или щитков.