Параметры верхних поясов лонжеронов

№ сечения*	Хорда bi, м	Н1, м	Н2, м	Нср, м	Площадь панели , мм2	, мм2	, мм2
1	2	1	0,8	0,9	1500	70	80
2	1,8	0,8	0,6	0,7	1400	60	70
3

Параметры сжатой панели

№ сечения*	Хорда bi, м	Н1, м	Н2, м	Нср, м	, мм	, мм		, мм	, мм2
1	2	1	0,8	0,9	20	10	24	124	21
2	1,8	0,8	0,6	0,7	15	8	21	121	20
3

* количество сечений определяется в предыдущем КП.

Используя полученные параметры размеров элементов в сечениях кессона крыла, выполняем проектировочный сборочный чертеж кессона крыла. При общей компоновке кессона используются рекомендации, изложенные в разд. 7 и литературе [4–8].

Пример расчета кессона крыла

Исходные данные: взлетная масса m₀ = 25000 кг, площадь крыла S_кр = 50 м², эксплуатационная перегрузка n^е = 2,5, относительная масса крыла – 0,15, размах крыла L = 20 м, корневая хорда – 4 м, концевая хорда – 1 м, угол стреловидности – 10° град. Расчетная схема крыла – рис. 1.

Используя методику, приведенную выше, проводим расчет основных геометрических параметров кессона крыла. Формулы не приводятся, приведены только результаты расчета. На основе геометрических данных самолета-прототипа выполняют общую расчетную схему кессона. При этом отмечают положение лонжеронов и основные геометрические параметры (рис. 1)

Рис. 1. Расчетная схема кессона крыла

Считается, что расчет нагрузок на крыло и интенсивности распределения внутренних силовых факторов был выполнен в предыдущем КП. Построение эпюр внутренних силовых факторов не рассматривается, приводятся только результаты расчета (табл. 1).

Таблица 1

Внутрішні силові фактори

Номер сечения	Хорда bi , м	Q, кг	Мизг, кг·м	Мкр, кг·м
0	1	0	0	0
1	1,3	6136	3108	707
2	1,6	11790	12110	1268
3	1,9	16970	26540	2076
4	2,2	21680	45900	3186
5	2,5	25900	69730	4646
6	2,8	29640	97540	6494
7	3,1	32910	128900	8786
8	3,4	35700	163200	11568
9	3,7	38010	200100	14885
10	4	39850	239100	18785

Используя методику, приведенную в разд. 9.1, рассчитываем геометрические параметры сжатой панели. Результаты расчета сведены в табл. 2.

Таблица 2