Учебное пособие 1329

Случай A служит для определения прочности переднего лонжерона и носка крыла.

пикирования) и с максимально возможной скоростью,

10

Cy A' 2Cy B ;

A' 2 B .

Координата центра давления для случая A' определяется величиной

xд (0,32 0.38)в.

Случай С: отвесное планирование с резким отклонением элеронов и максимальной скоростью полёта. В

этом случае Cy 0; nСЭ 0; qC qmax,max ; f 2.

во - хорда крыла, относительно которой определён

MКР Сmqmax,max SКРвО .

11

Случай D введём в нормы прочности для проверки работы крыла на обратные нагрузки по отношению к случаю

A . Элементы, работающие на растяжение в случае A,

работают на сжатие в случае D.

qD' qmax,max .

Определяются:

сравнению со случаем D. Результатом этого является возникновение значительного крутящего момента, обратного

по знаку моменту в случаях B и A' .

12

Величина полной расчётной воздушной нагрузки будет равна:

PвР Y P , cos

X - сила лобового сопротивления;

Y - подъёмная сила.

Если принять приближённо, что cos 1, тогда

РвР Y P .

Массовая расчётная нагрузка от крыла будет равна

GКРР GКРnЭ f .

Расчётные нагрузки от масс сосредоточенных грузов в крыле будут:

GГРР GГРnЭ f

13

Рис. 2

Рис. 3

14

Суммарная расчётная нагрузка крыла

РР ((G GKP ) GГР )nЭ f .

Нагрузки, действующие на крыло и их распределение по элементам показаны на рис. 3 и 4.

Расчётная аэродинамическая погонная нагрузка прямого крыла определяется формулой

где ГПР - относительная циркуляция по размаху прямого крыла, учитывающая изменение коэффициента подъёмной силы крыла по размаху и сужение крыла .

Значение величины ГПР снимаем с графиков на рис. 5а и рис. 5б.

Величина циркуляции ГПР должна быть уточнена поправкой, учитывающей влияние фюзеляжа и гондол

двигателей ГФ.Г.:

ГФ.Г. kГПР ,

где k - коэффициент, который можно принимать ориентировочно по табл. 2.

18

Таблица 2

(рис. 6.);

- угол стреловидности в градусах по заданной схеме крыла.

Рис. 6

19