и власної конструкції крила та розміщеного в ньому палива.
Аеродинамічна навантаження розподіляється по розмаху крила за законом близькій до параболічного. Для спрощення замінимо його трапецієподібним законом (рис. 3). якщо взяти допущення, що постійний по розмаху крила, то закон зміни аеродинамічної сили пропорційний хорді крила b :
,
Де значення поточної хорди крила можна обчислити за формулою:
[м], де
хорда кореневої нервюри
хорда кінцевий нервюри
довжина напівкрила без центроплана
поточна довжина крила
розрахунковий коефіцієнт поточної хорди крила, рівний
, [м]
Вважаємо, що паливо розподілено по крилу рівномірно, тоді розподілене навантаження від масових сил крила (його власної ваги і палива) змінюється за її розмаху також пропорційно хорді b :
,, де
Загальна розподілене навантаження, що діє на крило, дорівнює різниці і:
В
, ( Н/м ).
В
Рис. 4. Способи заміни істинного закону зміни аеродинамічної сили за розмахом крила кусково-прямокутним і трапецеівидним
Таким чином, закон зміни і можна виразити через геометричні дані крила:
В
Зробимо розрахунок розподілених аеродинамічних та масових навантажень в кінцевий, кореневій частині крила, а також у місцях дії зосереджених сил від маси шасі, підйомної сили закрилків і реакції основної опори шасі:
а) Розрахунок розподіленого навантаження на кінці крила, тобто при z = 0:
,
Результуюча навантаження на кінці крила дорівнює
[Н/м]
б) розрахунок розподіленого навантаження в кореневій частині крила, тобто при [м]
В
Результуюча навантаження у фюзеляжу дорівнює: [Н/м]
в) Розрахунок розподіленого навантаження в районі шасі дорівнює:, [м]
В
Результуюча навантаження в районі шасі дорівнює:, [Н/м]
г) Розрахунок розподіленого навантаження в районі елерона, тобто при, [м]
В
Результуюча навантаження в районі елерона дорівнює: [Н/м]
.3 Розрахунок розподіленого крутного моменту діє на різні ділянки крила планера
В
Крутний момент крила виникає в тому випадку, якщо равнодейтсвующая сила не проходить через центр жорсткості (ц.ж) крила. Зазвичай ц.ж. розташований на 36% хорди крила від його носка, центр тиску аеродинамічних сил на 24% хорди (спереду ц.ж.), а центр мас (Ц.М.) на 48% хорди. Тому погонний (розподілений) крутний момент від розподілених аеродинамічних та масових сил крила дорівнює:
( Нм/м )
Зазвичай паливо в крилі розташоване таким чином, що його Ц.М. збігається з Ц.М. крила. З урахуванням цього припущення, а також підставивши вираз формула буде мати вигляд:
В В
, ( Нм/м ).
, ( Нм/м ).
Зробимо розрахунок розподіленого крутн...
