аги) в перетині крила 0.45 · від носка крила. Тоді користуються формулою:
.
де - поточна хорда перетину з координатою;
- площа крила в плані.
Розподілена навантаження від ваги палива в загальному випадку може бути представлена ??як:
;
де - питома вага палива (для гасу);
- площа поперечного перерізу бака з координатою.
Паливо, об'ємом 15.8 м3, розташоване в кесон-баках крила. Підібрано геометричні розміри паливного бака.
Визначено розташування лонжеронів: перший лонжерон розташований на відстані 20% від хорди, другий - 65% від хорди крила. Відповідно відстань між лонжеронами визначено як 45% від хорди крила. Будівельні висоти для переднього і заднього лонжеронів для симетричного профілю:
,
де - хорда крила, обчислена аналітично:.
Площа перетину бака:
;
де - будівельні висоти переднього і заднього лонжеронів;
- відстань між лонжеронами.
Паливний бак розглядається як усічена піраміда висотою, що дорівнює довжині бака. Площа більшого підстави дорівнює, площа меншого -. Тоді обсяг палива, що розміщується в підібраному паливному баку:
Розрахунки погонного навантаження від ваги палива зведені в таблицю 2.3.
Таблиця 2.3
№ сеченія2zi/lb (z), мb л (z), мH1, мH2, мHср, МS б, м2q y т (z), Н/м 005.742.580.660.470.571.460.010.15.312.390.610.440.521.2525002.420.24.882.200.560.400.481.0621123.630.34.452.000.510.370.440.8817571.540.44.021.810.460.330.400.7214346.250.53.591.620.410.300.350.5711447.660.63.161.420.360.260.310.448875.870.72.731.230.310.220.270.336630.780.82.311.040.260.190.230.244712.490.92.090.940.240.170.210.193875.8100.951.880.840.220.150.180.163120.91111.450.650.170.120.140.090.0
Сумарна погонне навантаження:
.
Розрахунок сумарної погонного навантаження зведений в таблицю 2.4, за даними якої побудовані епюри (малюнок 2.5).
Таблиця 2.4
№ сеченія2zi/lq в, Н/мq y т (z), Н/мq y кр (z), Н/мq? (z), Н/м 0044511.00.0-5164.339346.710.145775.2-25002.4-4778.015994.720.245830.6-21123.6-4391.820315.230.344744.1-17571.5-4005.623167.040.443292.8-14346.2-3619.325327.450.541279.2-11447.6-3233.126598.560.638879.9-8875.8-2846.827157.370.736051.9-6630.7-2460.626960.680.832518.8-4712.4-2074.325732.090.927529.4-3875.8-1881.221772.3100.9521341.3-3120.9-1688.116532.31110.00.00.00.0
Рисунок 2.5 - Епюри погонного навантаження
2.5 Розрахунок поперечних сил, згинальних і наведених моментів
Епюра поперечних сил отримана шляхом чисельного інтегрування епюри розподіленої сумарного навантаження з урахуванням зосереджених навантажень. Застосовано метод трапецій. Довжина консолі розбита на 10 ділянок, довжиною=1,57 м. Нумерація перетинів від площини симетрії літака. Тоді поперечна сила:
,
звідки відповідно до методу трапецій:
;
;
;
;
;
В якості зосередженого навантаження на крилі є навантаження від ваги стійки шасі, яка прикладена на відстані z=4.7 м.
=18680 Н;
Розрахунок перерізують сили наведено в таблиці 2.5, епюра приведено малюнку 2.6.
Таблиця 2.5
№ сеченія2zi/l? Q, НQ, Н0043387.7348682.110.128467.0305294.420.234090.1276827.430.338019.6242737.340.440709.9204717.750.542144.5184623.460.642428.4142478.970.741311.0100050.580.837243.458739.590.915015.421496.1100.956480.76480.71110.00.0
Малюнок 2.6 - Епюра перерізують сили
Значення перерізують сили в кореневому перетині - 348.7 кН.
Епюра згинальних моментів отримана шляхом інтегрування епюри поперечних сил.
;
Інтегруючи від кінця крила за методом трапецій:
;
;
;
;
;
;
де - відстань між перетинами.
Розрахунок і епюри згинальних моментів по розмаху крила наведені в таблиці 2.6 і на рисунку 2.7 відповідно.
Таблиця 2.6
№ сеченія2zi/l? M, Нмм, Нм00512717.62679982.610.1456383.52167265.020.2407338.71710881.630.3350804.71303542.940.4305243.4952738.150.5256448.3647494.760.6190143.1391046.470.7124491.4200903.380.862904.776412.090.910966.913507.3100.952540.42540.41110.00.0
Малюнок 2.7 - Епюра згинального моменту
Наведені моменти необхідні для знаходження точки прикладання рівнодіючої навантаження Q в кожному перетині крила. На малюнку крила вплане (малюнок 2.8) показані контур паливного бака, лінія центрів тиску, лінія центрів ваги перетинів крила і палива; вибр...
