Распределение инерционных (массовых) нагрузок по размаху крыла

Нагрузки от веса конструкции крыла можно приближенно распре­делить по размаху пропорционально хордам крыла:

где — вес крыла. В среднем относительная масса конструкции крыла — , что составляет 30…40% массы конструкции самолета.

Массовые силы от веса топлива следует распределять в виде погонных нагрузок на длине тех участков, которые заняты под баки. Распределение нагрузок по сечениям производиться пропорционально ширине бакового отсека:

где — площадь бака в плане.

Определение величин нагрузок от сосредоточенных сил грузов, находящихся в крыле или подвешенных к нему

Как правило, нагрузки от «сосредоточенных грузов» не распределяются по размаху крыла, а прикладываются к крылу в ме­стах своего расположения. Эти нагрузки определяются по формуле: .

Распределение нагрузок по хорде крыла

Распределение аэродинамических нагрузок по хорде крыла зависит от двух параметров: угла атаки α и числа М, то есть центр давления — место приложения аэродинамических нагрузок — .

Приближенно координату центра давления можно определить по формуле: .

Массовые нагрузки конструкции крыла прилагаются в центре масс профильного сечения, положение которого зависит от формы крыла в плане и расположения продольных силовых элементов. При определении действительного положения центра тяжести сечения необходимо производить расчет в каждом конкретном случае. В целях сокращения вычислений можно приближенно принимать центр тяжести в следующих пределах:

х_т = (0,42 ... 0,45)b = 1,46

Массовые нагрузки сосредоточенных грузов прикладываются в центре масс этих грузов. Принимают, что массовые и аэродинамические нагрузки параллельны и направлены противоположно.

3. Построение эпюр перерезывающих сил, изгибающих и крутящих моментов по размаху крыла

В общем, крыло работает на изгиб и кручение. При расчете свободнонесущее крыло рассматривается как тонкостенная оболочка, лежащая на двух опорах. Опорами служат узлы крепления крыла к фюзеляжу.

Исходными данными для расчета крыла на прочность являются эпюры перерезывающих сил Q, изгибающих и крутящих моментов М_изг и М_кр, построенные по размаху крыла.

Расчетные погонные нагрузки от аэродинамических сил, масса крыла и массы топливных баков определяются по формулам:

Расчетные перерезывающая сила и изгибающий момент в любом сечении крыла определяются по формулам:

где — суммарная расчетная погонная нагрузка, действу­ющая на крыло; — рас­четная масса груза, находящегося в крыле или подвешенного к нему.

В практике расчетов для определения величин перерезывающих сил и изгиба­ющих моментов применяют способ графи­ческого интегрирования (способ трапеций). Разбиваем полуразмах крыла на п отсеков длиной Δz. Результаты вычисления заносим в таблицу.

Параметр	Номер сечения
	10	9	8	7	6	5	4	3	2	1	0
	0	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	1
	1,25	1,25	1,28	1,18	1,15	1,3	0,95	0,9	0,77	0,6	0
	0,621	0,598	0,575	0,552	0,592	0,506	0,437	0,414	0,322	0,23	0
	1,971	1,898	1,825	1,752	1,679	1,606	1,387	1,314	1,022	0,73	0
	2,16	1,97	1,9	1,77	1,62	1,45	1,38	1,25	1,12	0,99	0,86
	0	0	0	0	1,13	1,04	0,95	0,86	0	0	0
	3353	3229	3105	2981	2857	2732	2760	2236	1739	1242	0
	810	738,7	712,5	663,8	607,5	543,7	517,5	468,7	420	371,3	323
	0	0	0	0	9000	8283	7566	6849	0	0	0
	2543	2490	2392	2317	-6751	-6099	-5724	-5083	1319	870,7	-323

Номер сечения	qсум i	qср i	ΔQi	ΔQi – Gгр	ΔQi – Gгр – Rф	Qi	Qi ср	∆z	ΔМизг i	Мизг i
0	-322,5		0	0	0	0			0	0
1	870,72	1094,7	870,72	870,72	870,72	870,72	1094,7		1094,7	1094,7
2	1318,8	-1882	698,94	698,94	698,94	870,72	-1882		-997,4	97,327
3	-5083	-5403	-2694	-2694	-2694	1569,7	-5403		-2863,7	-2766
4	-5724	-5909	-3034	-3034	-3034	-1124	-5909		-3131,8	-5898
5	-6094	-6423	-3230	-3230	-3230	-4158	-6423		-3403,9	-9302
6	-6751	-2217	-3578	-5198	-5198	-7388	-2217	-3837	-6053,7	-15356
7	2317	2354,7	1228	1228	1228	-10966	2354,7		1247,9	-14108
8	2392,4	2441,4	1268	1268	-12532	-9738	2441,4	-11359	-6020,0	-20128
9	2490,4	2516,8	1319,9	1319,9	1319,9	-8470	2516,8		1333,9	-18794
10	2543,3	1271,7	1348	1348	1348	-7150	1271,7		673,97	-18120

7