невизначну на увазі гіпотези, використовуваної при знаходженні сили, є так само крутний момент від сили. Знову виходимо з правдоподібною гіпотези:
де - крутний момент прикладений до консолі, від сил в стержнях підкоса.
Необхідно побудувати епюру погонних наведених моментів, прикладених до консолі від погонних сил і, знайти приведений момент в перетині, і рознести цей момент порівну між зазначеними вище опорами, після чого побудувати епюру уздовж правої консолі.
Епюру наведених моментів отримуємо шляхом інтегрування епюри розподілених наведених моментів mz (z). Вид останньої функції залежить від положення осі приведення. Вибираємо її збігаються з геометричним місцем центрів тяжіння перетинів, тобто прямій.
Застосовуємо формулу [5]:
(2.27)
де e і d - відстані від точок прикладання навантажень і до осі приведення.
Як вісь приведення вибираємо геометричне місце центрів тяжіння перетинів крила. У такому випадку d=0.
Враховуємо, що для нашого профілю при куту атаки б=8,91 має місце:
відносне положення центра тиску.
. (2.28)
Епюра mz (z) показана на рис. 2.7.
Для обчислення наведених моментів від розподіленого навантаження приймемо формулу (2.27), враховуючи що d=0, а е =:
(2.29)
Процедура чисельного інтегрування [2]:
(2.30)
Результати обчислень заносимо в табл. 2.3.
Відзначимо, що на ділянці 0 ?? значення табл.2.3 мають умовний характер, оскільки консолі крила починаються від шарніра А, на стику з фюзеляжем.
Таблиця 2.3 Епюра крутних моментів від розподілених навантажень
iДz, мm zi, НДM zi, Н · мM zi, Н·м00,4761161,3264836,2710,4761158,856552,55134283,71920,4761152,167550,37013733,34930,4761141,876546,32643187,02240,4761127,983540,56712646,45550,4761107,813532,455211460,4761076,117520,10311593,89770,4761024,354500,22731093,6780,476940,3807467,9016625,768290,476781,7982410,1369215,6313100,238514,544154,36261,26933110,238061,26930
Малюнок 2.8 - Епюра погонних крутних моментів mz.
. 4.4 Знаходження зусилля N подк.
Використовуємо рис.2.3 і співвідношення (2.17), (2.18). Нагадаємо, що підкіс за припущенням кріпиться до переднього лонжерона. При обчисленнях враховуємо, що Н пл=0,21м; Н зл=0,116м.
;
в=61,21 °.
Підставляючи (2.18) в (2.17), знаходимо
Оскільки=B каб/L кр== 0,12, то значення знаходимо за допомогою інтерполяції значень цієї функції при=0.1 і=0,12. Обчислення дали
;
;
.
2.4.5 Остаточний вигляд епюр внутрішніх силових факторів для крила
Починаємо з побудови зазначених епюр для розподілених навантажень. Виконуємо це за допомогою табл. 2.2, 2.3. Далі на ділянці А і B (рис.2.3) враховуємо вплив зосередженої сили N подк. Оскільки епюри для розподілених навантажень побудовані як функції від, потрібно мати координати.
Значення було знайдено раніше. Знайдемо
За допомогою інтерполяції обчислюємо значення Q yраспр і M xраспр при Отримано Q yраспр (0,42)=8,5532 кНм., M xраспр (0,42)=10,087кНм.Значеніе M xраспр (0 , 12)=26,3 кНм знайдено раніше, а значення Q yраспр (0,12) обчислимо за допомогою інтерполяції. Знайдено Q yраспр (0,12)=14,26 кН.
Епюра Q y виходить з епюри Q yраспр відніманням значення=кН на ділянці 0,12? ?.
Епюра M x виходить з епюри M xраспр за допомогою вирахування з неї:
. трикутника з підставою AB і висотою
2. прямокутника з основою AB і висотою
Епюра M z виходить з епюри M zраспр відніманням з її на ділянці 0,07? ? 0,5 значення.
Епюра поперечних сил представлена ??на рис. 2.7, згинальних моментів - на рис. 2.8, наведених моментів - на рис. 2.9.
Малюнок 2.9 - Епюра поперечних сил.
Малюнок 2.10 - Епюра згинальних моментів.
Малюнок 2.11 - Епюра наведених моментів.
