2. Проектировочный расчет

2.1. Определение нагрузок на крыло и усилий в сечениях крыла.

Геометрические данные консоли крыла:

Длина, Lконс 13,1 м

Площадь, Sконс 33,4 м²

Корневая хорда, bкор 4,27 м

Корневая хорда, bкон 1,6 м

Профиль NASA-2315 (15%)

Координаты профиля:

В	100
х, %	ув, м
0	0
2,5	3,85
5	5,26
10	7,08
15	8,25
20	8,97
30	9,5
40	9,22
50	8,47
70	5,95
90	2,39
100	0

2.1.1. Определение нагрузок

Исходные данные для построения эпюр Q_срез, М_изг, М_кр

L	29,2	м	Размах крыла
S	75	м^2	Площадь крыла
B	3	м	Ширина самолета
	2,85		Перегрузка
f	1,5		Коэффициент безопасности
Gпуст	13750	кг	Масса пустого
Gпн	5500	кг	Полезной нагрузки
G0	21000	кг	Максимальная взлетная
Gкр	2380	кг	Вес крыла
bборт	4,27	м	Бортовая нервюра
bконц	1,56	м	Концевая нервюра
Noi	1900	kW	Тяга двигателя
Gтопл	1850	кг	Масса топлива

nр	4,275		Эксплуатационные нагрузки
Y	79600	даН	Разрушающая нагрузка
Qy	1061,3b	даН/м^2	Распределенная нагрузка
Gдв	1820	Кг	Вес двигателя
Gшасси	483	кг	Вес шасси
Хж	0,36		Положение центра жесткости
Хн	0,25		Положение центра давления
Хт	0,5		Положение центра тяжести

Места расположения лонжеронов:

1 лонжерон – 20% хорды крыла;

2 лонжерон – 70% хорды крыла;

Ось двигателя расположена вдоль оси крыла, что позволяет не учитывать М_кр от тяги.

Компоновка топливных отсеков между двумя лонжеронами с принимаемым ц.м. в районе ц.ж., позволяет исключить влияние топлива на М_кр крыла.

Определение расчетной перегрузки на крыло

Определение расчетной разрушающей нагрузки Y и распределенной нагрузки q_y. Построение эпюры q_y.

Изменение q_y по размаху линейно и для построения эпюры q_y =f(z) достаточно определить:

Определение поперечной силы Q в сечениях крыла

Величина поперечной силы в сечении может быть определена методом численного интегрирования (табличным способом).

Определение изгибающего момента М_изг в сечениях крыла

Значения изгибающего момента также определяются методом численного интегрирования

Расчеты сведены в таблицу (таб. 1)

Определение крутящего момента в сечениях крыла

И в этом случае используется метод численного интегрирования

m_i = q_y · a_i - погонный крутящий момент относительно центра жесткости.

a_i - плечо распределенной нагрузки q_yi до линии центра жесткости.

Все расчеты сведены в таблицу:

0	0	4,275	5015	2047	6363,3	25457,8	22176,1	29050,7	184110,4	0,47	2358,3	2226	2916,16	31420,2
1	1,31	4,05	4700	2047	5829,5	18994,4	22345	29272,9	155059,6	0,445	2093,85	1913,1	2506	2850
2	2,62	3,75	4200	1534 8934 2064	5305,5	25696,9 13164,9	23811,2	31192	125786,7	0,41	1732,5	1606,2	2104,2 16753	9244,8 25997,8
3	3,93	3,45	3900	1534	4912,5	21925,5 20391,49	20236,24	26509,4	94594	0,37	1480,05	1363,7	1786,4	7140,6
4	5,24	3,15	3600	1534	4454	18546,9 17012,9	17086,9	22383,9	68084,5	0,34	1247,4	1125,3	1474,1	5354,1
5	6,55	2,85	3200	1534	3995,5	15626,9 14092,9	13629,2	17854,3	45700,6	0,31	1003,2	908,3	1189,9	3879,9
6	7,86	2,55	2900		3537	11631,4	9862, 9	12920,5	27846,2	0,28	813,45	716,1	938	2690
7	9,17	2,25	2500		3078,5	8094	6555,2	8587,3	14925,78	0,24	618,75	563,4	738,1	1751,9
8	10,48	2,1	2200		2685,5	5015,9	3673,24	4811,9	6338,4	0,231	508,2	442,2	579,28	1013,8
9	11,79	1,8	1900		2330,4	2330,4	1165,2	1526,47	1526,47	0,198	376,2	331,7	434,55	434,5
10	13,1	1,56	1658		0	0	0	0	0	0,173	287,25	0	0	0
z	z, м	b, м	qyi, даН/м	Рi, даН	ΔQi , даН	Qi , даН	Qср , даН	ΔМизгi , даН М	Mизгi , даН М	ai, м	mi, даН/м	mср, даН/м	Δmкрi , даН М	mкрi , даН М