Геометрические данные крыла

–площадь стреловидного крыла;

- удлинение стреловидного крыла;

Рис. 1

- размах стреловидного крыла;

- сужение стреловидного крыла;

- корневая хорда крыла;

- концевая хорда крыла;

Средняя относительная толщина профиля , профильNACA 2212;

- угол стреловидности крыла по половине хорды;

- угол стреловидности крыла по передней кромке.

Так как крыло данного самолета стреловидное и угол по передней кромке более 15° (рис. 1), вводим эквивалентное равновеликое по площади прямое крыло, и все расчеты проводим для этого эквивалентного крыла. Прямое крыло введем путем поворота стреловидного так, чтобы прямая проходящая по половине хорды прямого крыла была перпендикулярна оси фюзеляжа (рис. 2). При этом размах спрямленного крыла

Площадь спрямленного крыла:

,

причем в качестве параметра примем значение, равное расстоянию от конца консоли спрямленного крыла до оси самолёта, так как схема данного самолета – высокоплан (рис. 3)

.

Найдем относительную координату линии центров давления. Для этого определим коэффициент подъемной силы для расчетного случаяD.

- взлетный вес данного самолета;

- плотность воздуха на высоте Н = 0 км;

- крейсерская скорость самолета ([] = кг ),

- скорость пикирования,

,

Тогда, построив графики зависимостей C_y = f(C_x) и С_Д = f(C_y), определяем: С_х = 0,0196; С_д = 0,316; α⁰ = 4^о (рис. 4). Данные, необходимые для постройки графиков приведены в табл.__.

Таблица. Аэродинамические характеристики авиационного профиля NACA – 2212.

α0	СУ	СХ	СД
0	0,13	0,0088	0,476
2	0,29	0,0135	0,348
4	0,43	0,0195	0,316
6	0,59	0,028	0,3
8	0,73	0,04	0,289
10	0,88	0,055	0,283
12	1,02	0,072	0,278

а) б)

Рис. 4

Для построения огибающей полетных режимов (рис__) найдем скорость сваливания самолёта с убранным посадочным механизмом и расчетную скорость маневрирования самолёта([] = кг):

;

Рис.__ Упрощенная огибающая полетных режимов самолёта.

Лонжероны в крыле располагаем:

-передний лонжерон на расстоянии 15% хорды от носка крыла;

-задний лонжерон на расстоянии 70% хорды от носка крыла (рис. 5).

В расчетном сечении () высота переднего лонжерона

, заднего- .

Рис.

Определение нагрузок на крыло

На крыло воздействуют распределенные по поверхности воздушные силы и массовые силы от конструкции крыла и от помещаемого в крыле топлива, сосредоточенные силы от массы агрегатов, расположенных на крыле.

Массы агрегатов находим через их относительные массы от взлетной массы самолета:

- масса крыла;

- масса силовой установки;

Так как на самолёте 4 двигателя, то массу одного двигателя примем равной

.

Распределение воздушной нагрузки по длине крыла.

По длине крыла нагрузка распределяется по закону относительной циркуляции:

,

где - относительная циркуляция,

В случае стреловидного крыла относительная циркуляция определяется по формуле:

где — влияние стреловидности крыла,

(- угол стреловидности по четверти хорды)