Преобразование стреловидного крыла в прямое трапециевидное

Для упрощения расчетов стреловидное крыло преобразуем в прямое трапециевидное методом поворота вперед (Рис.1).

Рис.1. Метод преобразования стреловидного крыла в прямое

При этом линейные размеры крыла равны:

где – длина, размер концевой и корневой хорд консоли стреловидного крыла;

– соответствующие размеры прямого крыла (площади исходных и преобразованных полукрыльев должны быть одинаковы).

Грубая посадка на три опоры с боковым ударом (со сносом) и частично заторможенными колесами

Посадка происходит:

• с вертикальной перегрузкой ;

• с продольной перегрузкой ;

• с боковой перегрузкой .

Все три опоры неодинаково нагружаются боковыми силами (Рис.2), поэтому распределение сил реакций от бокового удара на опоры принимаем равными:

Рис.2. Посадка самолета с боковым ударом (вид спереди)

Боковая сила и продольная определяются из выражений:

Принять подъемную силу крыла , а силы

Вертикальные реакции и сила торможения определяются из уравнений равновесия (Рис.3):

Рис.3. Посадка самолета с боковым ударом (вид сбоку)

Где аэродинамическое сопротивление X вычисляется с учетом выпущенных взлётно-посадочных устройств для и

.

Так как опоры крепятся к крылу, то оно дополнительно нагружается сосредоточенными изгибающими моментами:

;

Расчет нагрузок, действующих на крыло

В полете крыло нагружается аэродинамической распределенной нагрузкой и массовой силой от веса собственной конструкции крыла и размещённого в нем топлива.

Аэродинамическая нагрузка распределяется по размаху крыла по закону, близкому к параболическому. Для упрощения заменим его трапециевидным законом (Рис.4). Если принять допущение, что постоянен по размаху крыла, то закон изменения аэродинамической силы пропорционален хорде крыла :

Рис.4. Замена истинного закона изменения аэродинамической силы по размаху крыла трапециевидным

Так как центроплан не создает подъемной силы, несущая площадь полукрыльев равна:

Значение текущей хорды крыла можно вычислить по формуле:

Считаем, что топливо распределено по крылу равномерно, тогда распределенная нагрузка от массовых сил крыла (его собственного веса и топлива) изменяется по размаху также пропорционально хорде:

Общая распределенная нагрузка:

Расчет распределенной нагрузки в концевой части крыла:

Расчет распределенной нагрузки в корневой части крыла:

Если сила не проходит через центр жесткости крыла, то, кроме изгибающего, она создает еще и крутящий момент(Рис.5). Обычно центр жесткости расположен на 36% хорды крыла от его носка, центр давления аэродинамических сил (подъемной силы Y) на 24 % хорды (впереди центра жесткости), а центр масс крыла на 48% хорды. Поэтому погонный крутящий момент от распределенных аэродинамических и массовых сил крыла равен:

Рис.5. Схема возникновения крутящего момента в сечении крыла

Обычно топливо в крыле расположено в передней части крыла, поэтому центр масс топлива совпадает с центром масс крыла. С учетом этого предположения формула будет иметь вид:

Расчет крутящего момента от распределенных сил в концевой части крыла:

Расчет крутящего момента от распределённых сил в корневой части крыла:

Расчеты в Excel для левой консоли сведены в таблицу 3.

Таблица 3

	zк	z1	z2	z3	z4	z5	zш	zо
z, м.	0	2,61	5,23	7,84	10,45	13,06	14,76	15,68
qa , Н/м.	6606	8437,4	10269	12101	13932	15764	16952	17596
qкр , Н/м.	5403	6901	8399	9897	11395	12893	13864	14391
q , Н/м.	1203	1537	1871	2204	2538	2871	3088	3205
m, Нм/м.	3185	5196	7697	10688	14169	18139	20976	22599