Определяются моменты от сосредоточенных сил:

(15)

где z_j - плечо сосредоточенной силы от точки приложения до центральной оси самолета.

1.2.2. Построение эпюры крутящих моментов

Построение эпюры крутящих моментов производится для случая С, так как профиль крыла моментный (С_m0 ≠0), крутящий момент в этом случае получится наибольшим.

Для расчетного случая С: отвесное пикирование с предельно допустимым скоростным напором q_{max max} и резким отклонением элерона:

q_С = q_{max max} ;

n^э_с=0 → Y_a=0;

f_С = 2 - коэффициент безопасности.

Для крыла с моментным профилем погонный крутящий момент определяется для случая С по формулам:

для сечений, не проходящих через элерон,

(16)

для сечений, проходящих через отклоненный элерон,

(17)

где С_m0 = -0,042 коэффициент момента профиля без учета влияния сжимаемости воздуха;

С_m0M - коэффициент момента профиля при нулевой подъемной силе, взятый c учетом сжимаемости;

∆С_m0M - приращение коэффициента момента профиля, обусловленное отклонением элерона на угол δ^.

Определяется коэффициент С_m0M:

(18)

где F₁(М) - поправочный коэффициент, позволяющий учесть влияние сжимаемости воздуха на аэродинамические характеристики профиля.

где a_Н = 295 м/с - скорость звука в воздухе на высоте полета самолета H = 13000 м.

принимается F₁ (M) = 1,75, по графику в зависимости от числа Маха [2].

Таким образом, коэффициент С_m0M:

Определяется приращение коэффициента момента ∆C_m0М:

(19)

(20)

где dC_m0/d =0,00983 [2] - производная по углу отклонения элерона ^ от коэффициента аэродинамического момента профиля при нулевой подъемной силе без учета влияния сжимаемости воздуха, определяется по графику в зависимости от отношения хорды элерона b_э к хорде крыла b:

δ^*_эф. - эффективный угол отклонения элерона в градусах, равный

(21)

Определяется угол отклонения элерона ^, согласно нормам прочности:

_o = 100(0,05+0,6С_м0 )  2^, (22)

_o = 100(0,05+0,6(-0,0455)) = 2,27^ 2^,

таким образом, приращение коэффициента момента ∆C_m0М:

По формулам 16 и 17 рассчитываются значения погонных крутящих моментов в выбранных сечениях крыла и заносятся в таблицу 2.

Величина крутящего момента в сечении z_i определяется последовательным суммированием приращений M_{z i} на выделенных ранее участках z_i от свободного конца крыла до рассматриваемого сечения z_i.

(23)

(24)

где

Результаты расчетов заносятся в таблицу 2. Соответствующие эпюры крутящих моментов m_{z i} и M_{z i} представлены на рисунке 6 и 7.

Таблица 2 – Расчет крутящих моментов для крыла m ^p_zi и M ^p_zi .

i	m pzi без элер.	m pzi с элер.	(m pzi-1+m pzi)/2	∆M pzi	M pzi
-	Н	Н	Н	Нм	Нм
0	-5924,19696	-12357,45197			0
1		-21319,71923	-16838,5856	50953,56	-50953,56003
2		-26377,69212	-23848,70568	33960,56	-84914,11691
3	-15681,6702	-32710,84467	-29544,2684	47329,92	-132244,0349
4	-21425,5499		-18553,61009	49207,88	-181451,9195
5	-25373,5315		-23399,54073	37902,58	-219354,4956
6	-30096,749		-27735,14028	49368,55	-268723,0453
7	-34165,4161		-32131,0826	45754,66	-314477,7069
8	-39050,8905		-36608,15334	58646,26	-373123,9686
9	-43614,2067		-41332,54862	58196,23	-431320,197
10	-47918,5805		-45766,39362	57757,19	-489077,3858
11	-53018,6897		-50468,63512	71867,34	-560944,7222
12	-59756,4425		-56387,5661	100369,9	-661314,5899
13	-69866,1803		-64811,31139	161509,8	-822824,3778
14	-81331,3172		-75598,74874	197811,7	-1020636,064
15	-95062,3049		-88196,81106	255894,2	-1276530,291

1.3 Выбор силовой схемы крыла

Для заданного самолета принимается моноблочная схема крыла.

В моноблочном крыле основная доля изгибающего момента (60...70%) воспринимается обшивкой. Согласно рекомендациями по расположению элементов продольного набора, принимается:

передний лонжерон располагается на расстоянии 0,18b(z) от носка сечения, а задний - на 0,6b(z);

расстояние между соседними стрингерами, b_стр =89 мм из интервала 0,080 - 0,160м;

расстояние между нервюрами, а = 700 мм.

Хвостовая часть крыла не рассматривается, так как она практически не участвует в восприятии основных силовых факторов, действующих на крыло, и занята, как правило, механизацией крыла.