3.4 Расчёт нагрузок, действующих на крыло

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

Аэродинамическая нагрузка распределяется по размаху крыла по закону, близкому к параболическому. Для упрощения заменим его трапециевидным законом (Рис. 4).

Рис. 4. Способы замены истинного закона изменения аэродинамической силы

по размаху крыла кусочно-прямоугольным и трапециевидным

Если принять допущение, что С_y постоянен по размаху крыла, то закон изменения аэродинамической силы q_az пропорционален хорде крыла b_z :

, Н/м (3.22)

Где:

- Y – подъемная сила создаваемая крылом;

- S_k – несущая площадь полукрыльев, равная :

S_k = S - b₀d_ф = 150-5,943,8 = 127,4 [M²];

- d_ф – диаметр фюзеляжа;

- b₀ - хорда корневой нервюры;

- bz – значение текущей хорды.

Значение текущей хорды крыла bz вычислим из предлагаемой формулы:

(3.23)

Где:

- - длина полукрыла без центроплана,

- z – текущая длина крыла, м

Подставив в (3.22) уравнение (3.23), получим:

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 b_z:

(3.24)

Где:

- m_k – масса конструкции полукрыльев, равная m_k= 6540 [Kг];

- m_Т – масса топлива, равная m_Т = 13 875[Кг];

Вставим данные и получим результат:

Произведем расчет распределенных аэродинамических q_az и массовых нагрузок q_крz в концевой, корневой части крыла и (к примеру) в районе элеронов:

1. Расчет распределенной нагрузки на конце крыла, т.е. при Z=0:

Результирующая нагрузка будет равна:

2. Расчет распределенной нагрузки в корневом сечении, т.е. при Z==15,375 :

Результирующая нагрузка будет равна:

3. Расчет распределенной нагрузки в районе элеронов, т.е. при Z==3,275 :

Результирующая нагрузка будет равна:

Рис. 5. Схема возникновения крутящего момента в сечении крыла

Поэтому погонный крутящий момент от распределенных аэродинамических qaz и массовых сил крыла qкрz равен:

(3.25)

Приводим подобные, и получим:

(3.26)

Обычно топливо в крыле расположено в передней части крыла, поэтому ц.м. топлива совпадает с ц.м. крыла. С учетом этого предположения формула (3.26) будет иметь вид:

Или

(3.27)

Подставим известные величины в формулу (3.27), получим:

Теперь произведем расчет крутящего момента в концевой, корневой части крыла и в районе элеронов:

1. Расчет крутящего момента на конце крыла, т.е. при Z=0:

2. Расчет крутящего момента в корневой части крыла, т.е. при Z=15,375:

3. Расчет крутящего момента в районе элеронов, т.е. при Z=3,275:

4. ПОСТРОЕНИЕ ЭПЮР ПОПЕРЕЧНЫХ СИЛ, ИЗГИБАЮЩЕГО И КРУТЯЩЕГО МОМЕНТОВ