ано становище осі приведення. Вісь приведення проходить через точку перетину передньої кромки крила з поздовжньою віссю літака перпендикулярно поздовжньої осі літака.
Малюнок 2.8 - Крило вплане
Розглянуто одне з перетинів крила вплане. Вісь приведення видна у вигляді точки. Розподілена повітряна навантаження прикладене по лінії центрів тиску, розподілена масова навантаження від ваги крила прикладена по лінії центрів тяжіння крила, розподілена масова навантаження від ваги палива - по лінії центрів ваги палива. Навантаження по відношенню до осі приведення розглянуті на малюнку 2.9.
Малюнок 2.9 - Перетин крила
Повітряна навантаження прикладена в центрі тиску
;
.
Масова навантаження від ваги крила прикладена в центрі ваги перерізу
;
.
Розподілене навантаження від ваги палива прикладена в центрі ваги перерізу бака
;
.
Для знаходження наведених моментів побудована епюра погонних наведених моментів mz. Згідно з малюнком 4.5.4:
,
де - відстані від осі приведення до точок прикладання відповідних навантажень (знайдені з креслення).
Розрахунок погонних наведених моментів наведено в таблиці 2.7, епюра представлена ??на малюнку 2.10.
Таблиця 2.7
№ сеченія2zi/lq в, Н/мq y т (z), Н/мq y кр (z), Н/мaв, мaкр, мат, мmz, Н/м 0044511.00.05164.31.432.580.050 326.910.145775.225002.44778.01.542.602.51-4 685.220.245830.621123.64391.81.652.632.5410 416.230.344744.117571.54005.61.762.652.5623 151.940.443292.814346.23619.31.862.672.5933 704.650.541279.211447.63233.11.972.692.6242 630.360.638879.98875.82846.82.082.712.6549 634.470.736051.96630.72460.62.192.732.6854 466.080.832518.84712.42074.32.202.752.7053 113.490.927529.43875.81881.22.402.782.7350 259.6100.9521341.33120.91688.12.452.792.7538 993.91110.00.00.02.512. 802.760.0
Малюнок 2.10 - Епюра погонного приведеного моменту
Наведений момент отриманий інтегруванням епюри розподіленого приведеного моменту. Інтегрування проведено, враховуючи наявність зосереджених вантажів.
,
де - відстань від осі приведення до центру ваги шасі. Знак «+» береться, якщо момент щодо осі приведення збігається за напрямком з моментом від qв.
=1.98 м.
Чисельне інтегрування:
;
;
;
;
;
.
Точка прикладання рівнодіючої поперечної сили знайдена шляхом ділення приведеного моменту на поперечну силу в перерізі:
,
де - відстань, відкладається від осі приведення.
Розрахунок представлений в таблиці 2.8, за даними якої побудована епюра наведених моментів (малюнок 2.11).
Таблиця 2.8
№ сеченія2zi/l? Mпр, Н/мМпр, Н/ма Q 0035783.1515484.31.4810.14493.1479701.21.5720.226317.3475208.11.7230.344575.4448890.81.8540.459846.5404315.31.9750.572335.5374705.12.0360.681614.7302369.62.1270.784342.2220754.92.2180.881044.4136412.72.3290.934987.455368.22.58100.9520380.820380.83.141110.00.00.0
Малюнок 2.11 - Епюра наведених моментів
2.6 Перевірка правильності побудови епюр навантажень.
При перевірці паливо вважаємо зосередженим навантаженням. Значення перерізують сили в кореневому перерізі:
;
.
Похибка складає 4.7%.
За теоремою про середню згинальний момент в кореневому перерізі:
,
де - середнє арифметичне значення поперечної сили.
Похибка складає 0.3%.
Розділ 3. Проектувальний розрахунок перетину крила
Мета проектувального розрахунку: визначення геометричних характеристик перетину крила, при цьому необхідно використовувати нормалі авіаційних профілів і товщини обшивки. Проектувальний розрахунок, виконується з використанням спрощеної моделі крила, а саме:
лонжерони - плоскі балки (сприймають навантаження тільки в своїй площині);
обшивка і стінки лонжеронів працюють тільки на зсув;
участь обшивки в сприйнятті нормальних напружень враховується шляхом приєднання ділянок обшивки до поздовжніх силових елементів.
Вибір матеріалу лонжеронів, стрингерів і обшивки
Перший етап розрахунку - вибір силової схеми крила і матеріалів елементів поперечного перерізу. Силову схему вибирають залежно від злітної ваги, від виду крила в плані, способу заповнення внутрішнього об'єму та інших параметрів проектованого літака. При цьому потрібно враховувати вимоги оптимальності по вазі, надійності, технологічності у виготов...
