отогондол. Оскільки літак-прототип має пряме крило, мотогондоли відсутні, а інтерференцією крила і фюзеляжу у високопланов можна знехтувати, то слід брати
Відносну циркуляцію беремо як для прямого плоского крила при відносному звуженні
Масову навантаження конструкції крила визначимо, використовуючи формулу:
(2.20)
де M кр=0,09 т- маса крила;
довжина однієї консолі.
Умовно поширюємо епюру до перетину z=0 (тобто до площини симетрії літака). Відзначимо також, що маса крила взята без урахування маси підкоса.
Запишемо формулу для обчислення сумарної розподіленого навантаження:
(2.21)
Результати обчислень,,, наведемо в табл. 2.1.
Таблиця 2.1 Обчислення погонного навантаження
i001,12854656,47590,274066,20810,11,12614646,57590,244056,3020,21,11964619,75590,244029,4830,31,10964578,49590,243988,2240,41,09614522,78590,243932,5150,51,07654441,91590,243851,6460,61,04574314,82590,243724,5570,70,99544107,27590,243517,00380,80,91383770,57590,243180,390,90,75973134,71590,242544,44100,950,52063,12590,241472,8511100590,24-590,27
Будуємо епюри повітряної, масової і сумарною розподіленого навантаження по крилу (малюнок 2.6).
Малюнок 2.6 - Епюри розподілених навантажень.
. 4.3 Розрахунок поперечних сил, згинального і наведеного моментів від розподілених навантажень
. 4.3.1 Побудова епюр поперечних сил від розподілених навантажень
Відповідно до викладеного на початку § 2.4.1 будуємо епюру поперечних сил yраспр від розподілених сил як для нерозрізного крила, без урахування підкоса і наявності шарніра на стику з фюзеляжем. Інтегрування починаємо від кінця консолі. Інтегрування проводимо чисельно, для цього розіб'ємо довжину консолі на 11 ділянок.
Нагадаємо, що оскільки наш літак є високопланом, початок координати z береться в площині симетрії літака.
(2.22)
Інтегруємо за методом трапецій. Застосовувані формули мають вигляд [1]:
; I=11, ... ... 1;
i=10, 9, ..., 0. (2.23)
Результати розрахунків поміщаємо в табл. 2.2.
. 4.3.2 Побудова епюр згинальних моментів від розподілених навантажень.
Епюру згинальних моментів отримуємо шляхом чисельного інтегрування епюри поперечних сил:
(2.24)
Процедура чисельного інтегрування знову випливає з [5]:
(2.25)
I=10, 9, ..., 0. (2.26)
Результати розрахунків поміщаємо в табл.2.2.
Відзначимо, що на ділянці 0 значення в табл. 2.2 мають умовний характер, оскільки консолі крила починаються від шарніра А на стику з фюзеляжем. Ці значення отримані заради зручності побудови таблиць і графіків.
. 4.3.3 Побудова епюри наведених моментів від розподілених навантажень
При розрахунку крутних моментів необхідно врахувати, що кожна консоль має у двох перетинах закріплення, що сприймають крутний моменти (малюнок 2.7):
в перетині консоль кріпиться до кабіні двома шарнірами;
в перетині, в якому підкіс кріпиться до консолі, крутіння консолі сприймають 2 стрижня V - образного підкоса.
Малюнок 2.7- Сприйняття погонних моментів крила від і.
Таблиця 2.2 Значення епюр Q y і для розподілених навантажень
i Дz i, мq? , Н/мДQ i, НQ i, НДM xi, Н · мM xi ,Н·м0-4066,208-16580,1-35106,50,10,4764056,301934,3714645,77436,4527670,10,20,4764029,481925,6312720,16517,1921152,90,30,4763988,221909,4110810,735603,8815549,020,40,4763932,511886,328924,414699,9210849,10,50,4763851,641853,797070,613809,217039,8820,60,4763724,551804,275266,342938,044101,8360,70,4763517,0031724,573541,762097,652004,1860,80,4763180,31594,961946,801307,10697,0830,90,4762544,441363,34583,453602,5894,5020,950,2381472,85478,36105,09381,9812,51410,238-590,27105,093012,5140
Завдання розрахунків крутних моментів є статично невизначеної. З причини дуже великої складності вирішення такого завдання будемо виходити з правдоподібною гіпотези: реакції на обох опорах однакові. Сумарний крутний момент, прикладений до консолі від і, розташований ближче до підкосилися, але опора в перетині видається більш жорсткої на кручення.
...
