3.4. Распределение нагрузок по хорде крыла

3.4.1. Аэродинамические нагрузки

Положение центра давления зависит от угла атаки и скорости полета:

x_д=f(,M) (18)

Приближенно координату центра давления можно определить так

x_д=C_тсеч/C_yсеч (19)

или для крыла с симметричным профилем

x_д=C^_т/C^_y (20)

3.4.2. Массовые нагрузки

Нагрузки от собственного веса крыла приложены в центре тяжести. Координата центра жесткости зависит от формы крала в плане и располо­жения продольных силовых элементов.

Для сокращения вычислений, положение центра тяжести крыла можно принимать в следующих пределах:

для прямого крыла х_т= (0,42...0,45)b;

для стреловидного крыла х_т = (0,38...0,42)b;

для треугольного крыла х_T = (0,40...0,44)b.

Положение центра тяжести топливного бака можно принимать равным 1/2b_сеч.б или совмещать его с центром тяжести крыла.

Массовые нагрузки от сосредоточенных грузов прикладываются в центре тяжести этих грузов.

Массовые и аэродинамические нагрузки принимаются параллельными между собой и направленными в противоположные стороны.

3.5. Построение эпюр Qp; Мризг.

При построении эпюр крыло представляет как двухопорную балку с консолями, нагруженную распределенными и сосредоточенными силами. Опорами являются узлы крепления крыла к фюзеляжу (рис.10).

Рис. 10

Реакция опор определяется так:

(21)

Эпюры Q^p; М^р_изг, Μ_кр можно строить от суммарной нагрузки, кото рая определяется так:

q^p_q^p_аэр-q^p_кр-q^p_Т (22)

Используя дифференциальные зависимости

q^p_=dQ^p_y/dz; dQ^p_y=dM^p_изг/dz (23)

получим выражения Q^p и М^р_изг для любого сечения крыла с учетом сосредоточенных сил:

(24,25)

Однако этими формулами можно пользоваться, если известно аналитическое выражение для q_z.B противном случае интегрирование выполняют численно. Наиболее удобен при этом способ трапеций, который предполагает разбивку крыла на n отсеков длиной z (можно принять n = 8—10). Результаты вычисления заносятся в таблицу.

Для каждого участка находят приращение перерезывающей силы:

Q^p_yi=(q^p_i+q^p_i+1)z/2 (26)

Суммируя значения Q^p_yi от свободного конца и учитывая значения

сосредоточенных грузов и реакций фюзеляжа, получим значение перерезывающей силы в произвольном k-ом сечении крыла

(27)

Аналогично определяется значение изгибающего момента в любом сечении крыла:

(28)

Результаты удобно сводить в таблицы следующего вида (см. табл. 3)

Приведенный порядок определения Q^p и М^р_изг в плоскости, перпендикулярной оси симметрии самолета, справедлив для любого крыла. Если нужно получить в плоскости, повернутой относительно исходной на некоторый угол , то надо воспользоваться формулами перехода:

; , (29)

где  — угол стреловидности.

Таблица 3.

Параметр	Номер сечения
	11	10	9	8	7	6	5	4	3	2	1	0
2z/l	0	0,1	0,2	0,3	0,35	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	1
Г пр	1,35	1,3	1,25	1,2	1,175	1,15	1,1	0,95	0,9	0,7	0,5	0
Гстр	-0,233	-0,156	-0,0778	-0,026	0	0,0257	0,0778	0,1034	0,1166667	0,1034	0,0513	0
Гфм	0,621	0,598	0,575	0,552	0,5405	0,529	0,506	0,437	0,414	0,322	0,23	0
Гсум	1,7377	1,7424	1,7472	1,7263	1,7155	1,7047	1,6838	1,4904	1,4306667	1,1254	0,7813	0
bсеч	5,88	5,46	5,04	4,62	4,41	4,2	3,78	3,36	2,94	2,52	2,1	1,68
bсеч б	0	0	0	0	0	0	0	0	1,61233	1,3498	1,0874	0
q аэр	8865,6	8890	8914,4	8807,8	8752,6	8697,3	8590,7	7604,3	7299,3197	5742,1	3986,4	0
q кр	2646	2457	2268	2079	1984,5	1890	1701	1512	1323	1134	945	756
q б	0	0	0	0	0	0	0	0	4277,8926	3581,4	2885	0
q сум	6219,6	6433	6646,4	6728,8	6768,1	6807,3	6889,7	6092,3	1698,4271	1026,6	156,37	-756

Таблица 4.

2z/l	0	0,1	0,1	0,2	0,3	0,35	0,35	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	1
Qi	28614	20244	45444	36792	27944	23480	29480	24990	15930	7342,1	2188,5	386	-397	0
Мизг	48989	54399	42823	18993	36032	27069	15394	6304,5	1702,9693	7,118	262,4	0