Проектировочный расчет крыла самолёта на прочность Су-26 (стр. 2 из 7)
1.1 Определение перегрузок
Действующие на самолет перегрузки могут возникать как при выполнении маневра, так и при полете в болтанку.
Для самолета «Су-26» акробатической категории пэман = 8,0 , минимальная перегрузка 6,0. При выпущенных элевонах перегрузка равна 2,0.
1.2 Маневренная нагрузка
Для определения внешних нагрузок, действующих на самолет и его отдельные агрегаты при эксплуатации, установлены основные расчетные случаи, как наиболее тяжелые случаи нагружения. Режимы и условия полёта, при которых возможны опасные нагружения отдельных частей или элементов конструкции самолета, называются расчетными случаями и обозначаются буквами. Произведя расчет на прочность и лабораторные статические испытания самолета на эти случаи, можно считать, что самолет будет достаточно прочным при условии его правильной эксплуатации.
Расчетные случаи нагружения делятся на полетные (А, А', В, С, D, D' и др.) и посадочные случаи (Е, Е', и др.).
Случай А – это криволинейный полёт в вертикальной плоскости при больших и максимальных углах атаки (горка, выход из пикирования в самой нижней точке).
Случай А' - это криволинейный полёт в вертикальной плоскости, но на небольших углах атаки (начало входа в горку).
Случай В - это криволинейный полёт (начало выхода из пикирования, и полёт с отклоненными на не больших углах элеронами).
Случай С – полёт в условиях пикирования с большим отклонением элеронов (подъёмной силы нет).
Случай D - это криволинейный полёт с отрицательными перегрузками (выход из горки и обратный выход из пикирования)
Случай D' - это криволинейный полёт в вертикальной плоскости (начало выхода из горки и начало обратного выхода из пикирования).
В данном курсовом проекте для самолета «Су-26» рассматриваются 2 полетных случая нагружения А и В. Для каждого из них задаем коэффициент безопасности f и эксплуатационную перегрузку nэ.
Задаем скоростной напор
q =
и угол атаки
, определяемый через коэффициент подъемной силы су крыла.Последние три величины связаны между собой зависимостями
q = nэ
и су = nэ 
.При Н = 0 м, ρ = 0,125 кг·с2/м4
q =
В таблице 1[1] приведены значения nэ, су, q , f для каждого расчетного случая. Выбираем заданные расчетные случаи, определяем все необходимые величины и сводим в таблицу 4 - Полетные случаи нагружения крыла.
Для случая А:
су = 0,55
α = 7˚сумах= су =0,55
α = 7˚Для случая В:
qB = qmax , для расчета принимаем су = 0,55:
су = nэмах
су = nэмах
= 
.Таблица 4 - Полетные случаи нагружения крыла
| Случай нагружения | Эксплуатационная перегрузка nэ | Скоростной напор q | Коэффициент подъемной силы су | Коэффициент безопасности f |
| А | пэман=8,0 | qА = nэ  =1023,0 | сумах=0,55 | 1,5 |
| А' | пэман=8,0 | qА'=1023,0 | nэмах  =0,55 | 1,5 |
| В | 0,5 пэман=4,0 | qВ =511,5 | nэмах =0,28 | 2,0 |
| С | 0 | qС = 0 | 0 | 2,0 |
| D | пэмин=6,0 | qD = 767,2 | сумin=0,37 | 1,5 |
| D' | пэмин=6,0 | qD' =767,2 | nэмin  =0,37 | 1,5 |
1.3 Нагрузки при болтанке
Величина болтаночной перегрузки определяется по формуле
, (1)
где кg =
- коэффициент ослабления порыва; 
- массовый параметр самолета; S - площадь крыла, м2; l - размах крыла, м; bсгх = 
- средняя геометрическая хорда крыла, bсгх = 1,567 м; 
- плотность воздуха, 
=0,93 кг/м3 при Н = 3000 м; 
- производная коэффициента подъемной силы крыла по углу атаки, рад-1: берём приближенно = 0,55 ; W — эффективная скорость вертикального порыва, м/с; V - индикаторная скорость полета самолета, м/с.Определяем величины болтаночной перегрузки при разных скоростях.
Скорость вертикальных воздушных порывов для однократной болтанки принимаем W = 10м/с ([2], с.22). Рассчитаем массовый параметр самолета при V = 69,44 м/с (250 км/ч); 80,6 м/с (290 км/ч); 86,11 м/с (310 км/ч).
кg =
при V = 69,44 м/с (250 км/ч); 
при V = 80,56 м/с (290 км/ч); 
при V = 86,11 м/с (310 км/ч);Затем строим диаграммы "скорости-перегрузки" при маневре и при болтанке - V-n (Приложение 1 и 2), которые называются диаграммами ICАО.
Условие прочности самолета должно соблюдаться при всех комбинациях воздушной скорости (скоростного напора) и перегрузок на границе и внутри области диаграмм при совершении маневров и в болтанку.
Теоретический аэродинамический контур крыла самолета «Су-26» строим согласно таблицы геометрии контура крыла и аэродинамических характеристик профиля (таблицы 2 [1]), необходимые расчетные данные сводим в таблицу 5.
При отсутствии продувок в области отрицательных углов атаки можем принять суmin = -суmax (для симметричных профилей).
2. Определение нагрузок на крыло
Приведенный метод расчета применим для двухлонжеронных стреловидных и трапециевидной формы в плане крыльев, но все нагрузки рассчитываем для настоящего крыла Су-26.
При определении величины подъемной силы Y и распределения её по размаху крыла в виде аэродинамической нагрузки
в расчет вводится полная площадь крыла, включая подфюзеляжную часть.Таблица 5 – Геометрические характеристики профиля NACA – 009
 |  , | -  | х, м | ув , м | - ун, м |
| 0 | 0 | 0 | 0 | 0 | 0 |
| 2,5 | 1,96 | -1,96 | 46,3 | 36,3 | -36,3 |
| 5,0 | 2,67 | -2,67 | 92,6 | 49,5 | -49,5 |
| 7,5 | 3,15 | -3,15 | 139,0 | 58,4 | -58,4 |
| 10 | 3,51 | -3,51 | 185,3 | 65,0 | -65,0 |
| 15 | 4,01 | -4,01 | 278,0 | 74,3 | -74,3 |
| 20 | 4,30 | -4,30 | 370,6 | 79,7 | -79,7 |
| 30 | 4,50 | -4,50 | 556,0 | 83,4 | -83,4 |
| 40 | 4,35 | -4,35 | 741,2 | 80,6 | -80,6 |
| 50 | 3,97 | -3,97 | 926,5 | 73,6 | -73,6 |
| 60 | 3,42 | -3,42 | 1111,8 | 63,4 | -63,4 |
| 70 | 2,75 | -2,75 | 1297,1 | 51,0 | -51,0 |
| 80 | 1,97 | -1,97 | 1482,4 | 36,5 | -36,5 |
| 90 | 1,09 | -1,09 | 1667,7 | 20,2 | -20,2 |
| 95 | 0,60 | -0,60 | 1760,4 | 11,1 | -11,1 |
| 100 | 0 | 0 | 1853,0 | 0 | 0 |
Все случаи нагружения крыла в полете отражены в Нормах прочности (Авиационные правила) и сведены к шести случаям: случаи А, А', В, С, Д, Д'.