7.2.2. Определение внешних нагрузок на крыло

Расчетный случай А– криволинейный полет на больших положительных углах атаки, соответствующих максимальному коэффициенту подъемной силы. Для этого случая имеем:

– расчетная перегрузка;

– расчетный коэффициент подъемной силы;

f= 1,5 – коэффициент безопасности

– расчетный скоростной напор.

В нашем случае для проектируемого учебно-тренировочного самолета взяли . Также имеем, что:

G₀= 3300 кг – полетный вес самолета (берем в расчете максимальный вес)

S_кр= 13,5 м²– площадь крыла.

С_ymax= 1,05 при М = 0,8

Тогда

Па.

В итоге для расчетного случая Аимеем:,,, Па,f= 1,5.

Во время полета на крыло действуют нагрузки, которые являются исходными для анализа его напряженного состояния и расчета на прочность. Эти нагрузки состоят из распределенных по поверхности аэродинамических сил q_аэр, распределенных массовых силq_кри сосредоточенных сил от масс агрегатов (грузов)G_гр, находящихся в крыле или подвешенных к нему (например, двигатель, топливо, шасси, оборудование и т.д.).

Рассмотрим эти нагрузки поподробнее и определим их.

Распределение аэродинамической нагрузки по размаху крыла

Распределение аэродинамической нагрузки по размаху прямого плоского крыла осуществляется пропорционально относительной циркуляции :

,

где l= 8,216 м – размах крыла.

выбирается в зависимости от удлиненияλи суженияηкрыла, и снимается с графика, представленном в учебном пособии [8].

Наличие стреловидности меняет закон распределения аэродинамической нагрузки, догружая концы и разгружая корневые участки крыла при положительном угле стреловидности и наоборот – при отрицательном угле. Учет влияния стреловидности производится с помощью формулы

,

где ,χ⁰– угол стреловидности по передней кромке (χ⁰= 25°),– изменение относительной циркуляции приχ⁰= 45⁰. Значениеснимается с графика, представленном в учебном пособии [8].

При распределении аэродинамической нагрузки по размаху следует учитывать влияние фюзеляжа и гондол двигателей, которое особенно велико при полетах на малых углах атаки. При полетах на больших углах атаки, что соответствует нашему расчетному случаю А, влияние фюзеляжа и гондол двигателя незначительно, и поэтому его учитывать не будем.

Таким образом, имеем, что

.

Результаты вычислений сведем в таблицу № 7.4.

Распределение массовых сил

Распределение нагрузки от собственного веса конструкции крыла по размаху пропорционально хордам

,

где G_кр= 462 кг – вес крыла (взяли из раздела 3);b_сеч– хорда в данном сечении.

Результаты вычислений занесем в таблицу № 7.4.

Аналогично распределение нагрузки от веса топлива определяется по формуле

,

где G_т– вес топлива,S_бак– площадь бака (рис. 7.2),b_бак– хорда бака в данном сечении.

В первом приближении считаем, что топливо в крыле не размещается и, таким образом, его не учитываем ().

Величины расчетных нагрузок от веса сосредоточенных грузов будут:

В качестве сосредоточенных грузов считаем основные шасси, размещенные в крыльях. Вес одного шасси G_ш= 58 кг (взяли из центровочной ведомости, приведенной в разделе 5), тогда

Рис. 7.2

кг.

В итоге посчитаем суммарную погонную нагрузку на крыло:

.

Результаты вычислений сведены в таблицу № 7.4. Построим эпюру (см. рис. 7.3). На рис. 7.3 также изображено разбиение по размаху крыла на сечения, используемые в таблице № 7.4.

Таблица № 7.4

Параметр	Номер сечения
	15	14	13	12	11	10	9	8	7	6	5	4	3	2	1	0
z, мм	0	275	550	830	1110	1390	1670	1950	2230	2510	2790	3070	3350	3608	3858	4108
2z/lкр	0	0,067	0,134	0,202	0,270	0,338	0,407	0,475	0,543	0,611	0,679	0,747	0,815	0,878	0,939	1
	1,321	1,305	1,29	1,263	1,238	1,2	1,168	1,116	1,063	0,996	0,922	0,821	0,695	0,541	0,302	0
	-0,3	-0,231	-0,175	-0,119	-0,066	-0,019	0,025	0,059	0,094	0,119	0,138	0,14	0,128	0,1	0,056	0
	-0,167	-0,128	-0,097	-0,066	-0,037	-0,011	0,014	0,033	0,052	0,066	0,077	0,078	0,071	0,056	0,031	0
	1,154	1,177	1,193	1,197	1,201	1,189	1,182	1,149	1,115	1,062	0,999	0,899	0,766	0,597	0,333	0,000
bсеч, м	2,41	2,318	2,214	2,107	2,001	1,895	1,789	1,683	1,577	1,471	1,365	1,258	1,152	1,055	0,96	0,865
qаэр, кг/м	5564	5671	5749	5769	5790	5733	5697	5537	5375	5119	4813	4332	3693	2875	1606	0
qкр, кг/м	990	952	909	865	822	778	735	691	648	604	561	517	473	433	394	355
qΣ, кг/м	4574	4719	4840	4904	4969	4955	4962	4846	4728	4515	4253	3815	3219	2442	1211	-355