2. Определение нагрузок на крыло.

В общем случае на крыло воздействуют следующие нагрузки:

1. Аэродинамические нагрузки, распределенные по поверхности крыла.

2. Объемные массовые силы от конструкции крыла и топлива, размещенного в крыле, а также сосредоточенные силы от масс агрегатов, расположенных на крыле.

3. Тепловой нагрев от скоростного напора.

4. Ударные или импульсные нагрузки, такие как отдача от выстрелов авиационного оружия или пуска ракет.

В расчете будем учитывать только первые два вида нагрузки аэродинамическую и массовую.

1. Определение аэродинамических нагрузок на крыло.

Величина подъемной силы крыла определяется по формуле

, (3.3)

где – коэффициент подъемной силы крыла;

S– площадь крыла;

– скоростной напор.

Для определения характера нагружения крыла необходимо знать две из трех величин: Y,,q. В нормах для каждого расчетного случая так и сделано. Задается эксплуатационная перегрузкаn_эи коэффициент безопасностиf,по которым легко можно получить значение подъемной силы

, (3.4)

где G– вес самолета.

Приравнивая (3.3) и (3.4) получаем:

. (3.5)

Дополнительно к эксплуатационной перегрузке и коэффициенту безопасности задается либо , либоq. При наличиинепосредственно по (3.5) определяетсяq, а при наличииqопределяем.

2. Определение массовых нагрузок на крыло.

Аналогично аэродинамической нагрузке массовые силы определяются по формуле

, (3.6)

где G_кр– вес конструкции крыла.

Нагрузки от агрегатов, расположенных в крыле определяются аналогично

, (3.7)

где G_агрi– весi-го агрегата.

3. Распределение нагрузок по длине крыла.

   1. Распределение аэродинамических нагрузок.

Распределение погонной аэродинамической нагрузки вдоль крыла производится по закону распределения подъемной силы по длине крыла

, (3.8)

где c_y– коэффициент подъемной силы в сечении крыла;

b– величина хорды в сечении крыла.

Подставим (3.5) в (3.8)

. (3.9)

После преобразования выражения (3.9) получаем

, (3.10)

где b_ср– значение средней хорды крыла.

Из (3.10) очевидно, что величина погонной нагрузки в сечении крыла является произведением средней погонной нагрузки на переменную вдоль крыла величину относительной циркуляции

. (3.11)

Окончательно, подставив (3.11) в (3.10) значение погонной аэродинамической нагрузки получаем в следующем виде

. (3.12)

Величина относительной циркуляции вычисляется как сумма относительной циркуляции плоского крылаи соответствующих поправок. Для плоских трапециевидных крыльев () в справочной литературе имеются таблицы, дающиекак функциюзависящую от сужения крыла () и относительного размера центроплана (– отношение «размаха» центроплана к размаху крыла). Для промежуточных значений этих параметров производится двойная интерполяция.

В курсовом проекте для упрощения рекомендуется использовать специальные упрощенные таблицы распределения относительной циркуляции плоского крыла (Приложение 1, Таблицы 4.1 – 4.3). При этом разрешается использовать ближайший столбец по значению , а интерполировать только по.

Для стреловидного крыла вносится поправка на стреловидность

, (3.13)

где – поправка на стреловидность для угла 45°, берется с графика на рис. 4.1 из Приложения 1;

– угол стреловидности крыла по линии 25% хорд в градусах.

Таким образом, для стреловидного крыла значение относительной циркуляции будет вычисляться по формуле:

. (3.14)

Необходимо также внести поправку, связанную с влиянием фюзеляжа и мотогонодол, находящихся на крыле. Относительная поправка является функцией оти определяется по Таблице 4.4 Приложения 1, либо по формулам (4.2) – (4.7). Допускается интерполяция по.

По полученной ранее эпюре распределения получаем среднее значение с отсека, занятого фюзеляжем или мотогондолой(или). Далее вычисляется поправка:

(3.15)

или

. (3.16)

Вычитая эти величины из , либо издля соответствующих отсеков получаем. На границах отсеков при этом получиться по два разных значения. Также необходимо скорректировать эпюру распределения циркуляции, чтобы ее площадь осталось неизменной. Для этого эпюраумножается на коэффициент

, (3.17)

где

и

– относительные размеры зоны крыла занятые, соответственно, фюзеляжем и мотогондолами. Под суммой учитывается столько членов, сколько мотогондол находится на крыле.

Таким образом, после всех поправок, получаем суммарную циркуляцию

(3.18)

Соответственно распределение погонной аэродинамической нагрузки

(3.19)

Рис. 3.2.

С учетом того, что нам необходима нормальная к хорде крыла составляющая получаем окончательное распределение погонной аэродинамической нагрузки

, (3.20)

где – угол атаки крыла;

 – угол между вектором равнодействующей аэродинамических сил и вектором подъемной силы крыла – .

Для стреловидного крыла необходимо также учесть стреловидность

(3.21)

или

, (3.22)

где – угол стреловидности по линии 25% хорд.

Обозначив

(3.23)

и

(3.24)

получаем

. (3.25)

Данная формула будет верна, как для прямого, так и для стреловидного крыла.