- •Исходные данные
- •1.1. Летные характеристики самолета
- •1.2. Геометрические характеристики силовых элементов крыла
- •1.3.Преобразование прямоугольного-трапециевидного полукрыла в трапециевидное.
- •2. Расчет
- •2.1 Расчет нагрузок в горизонтальном полете в турбулентной атмосфере.
- •2.2. Расчет нагрузок, действующих на крыло в различных условиях эксплуатации.
- •2.3. Расчетно-силовая схема крыла.
- •2.4. Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов.
- •3. Анализ и подсчет фактических напряжений
- •3.1 Определение напряжений в сечениях крыла
- •Заключение
- •Список используемой литературы
2.2. Расчет нагрузок, действующих на крыло в различных условиях эксплуатации.
В полете крыло нагружается аэродинамической распределенной нагрузкой и массовой силой от веса собственной конструкции крыла и размещенного в нем топлива.
Аэродинамическая нагрузка распределяется по размаху крыла по закону, близкому к параболическому. Для упрощения заменим его трапециевидным законом (Рис.2.2). Если принять допущение, что Сy постоянен по размаху крыла, то закон изменения аэродинамической силы qaz пропорционален хорде крыла bz :
, Н/м (2.10)
где Y – подъемная сила создаваемая крылом;
Sk – несущая площадь полукрыльев, равная Sk = S - b0dф = 61;
dф – диаметр фюзеляжа;
b0 - хорда корневой нервюры;
bz – значение текущей хорды.
Значение текущей хорды крыла bz вычислим из предлагаемой формулы:
, м (2.11)
где bк – хорда концевой нервюры;
;
- длина полукрыла без центроплана, равная ;
Подставив в (2.10) уравнение (2.11), получим:
, Н/м (2.12)
Считаем, что топливо распределено по крылу равномерно, тогда распределенная нагрузка от массовых сил крыла (его собственного веса и топлива) изменяется по его размаху тоже пропорционально хорде bz:
, Н/м (2.13)
где mk – масса конструкции полукрыльев, равная mk= mkmвзл=8050;
mТ – масса топлива, равная mТ = 0,85mTmax = 3400;
g – ускорение свободного падения, равная g = 9,81.
Получим:
, Н/м (2.14)
Рис.2.2. Способы замены истинного закона изменения аэродинамической силы
по размаху крыла кусочно-прямоугольным и трапециевидным
Произведем расчет распределенных аэродинамических qaz и массовых нагрузок qкрz в концевой, корневой части крыла и (к примеру) в районе элеронов:
Расчет распределенной нагрузки на конце крыла, т.е. при Z=0:
Н/м
Н/м
Результирующая нагрузка будет равна: Н/м
Расчет распределенной нагрузки в корневом сечении, т.е. при Z==11,3:
Н/м
Н/м
Результирующая нагрузка будет равна: Н/м
Расчет распределенной нагрузки в районе элеронов, т.е. при Z==2,7:
Н/м
Н/м
Результирующая нагрузка будет равна: Н/м
Рис.2.3. Схема возникновения крутящего момента в сечении крыла
Поэтому погонный крутящий момент от распределенных аэродинамических qaz и массовых сил крыла qкрz равен:
, Нм/м (2.15)
Приводим подобные, и получим:
, Нм/м (2.16)
Обычно топливо в крыле расположено в передней части крыла, поэтому ц.м. топлива совпадает с ц.м. крыла. С учетом этого предположения формула (2.15) будет иметь вид:
или
, Нм/м (2.17)
Подставим известные величины в формулу (2.17), получим:
, Нм/м (2.18)
Теперь произведем расчет крутящего момента в концевой, корневой части крыла и в районе элеронов:
Расчет крутящего момента на конце крыла, т.е. при Z=0:
Нм/м
Расчет крутящего момента в корневой части крыла, т.е. при Z=11,3:
Нм/м
3) Расчет крутящего момента в районе элеронов, т.е. при Z=2,7:
Нм/м