Проектировочный расчет крыла самолёта на прочность Су-26 (стр. 5 из 7)

В случае В коэффициент подъемной силы сечения

принимается равным коэффициенту подъемной силы крыла .

; , (13)

где q_{тах тах} – максимально допустимый скоростной напор; n^э_тах - максимальная эксплуатационная перегрузка; V²_тах – максимальная скорость полета самолета;

- массовая плотность воздуха на уровне земли; G_сам – взлетный вес самолета.

Распределение воздушной и массовой нагрузок по размаху крыла в проектировочном расчете производится пропорционально хордам крыла:

; , (14)

где коэффициент безопасности

.

Массовыми нагрузками крыла

по сравнению с аэродинамическими нагрузками при проектировочном расчете пренебрегают.

Вычисление крутящих моментов

и проводят по формуле (15) методом табличного интегрирования (таблица 8).

Таблица 8 Расчет крутящих моментов

z	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	1,0
	1365	1487	1560	1682	1755	1853	1950	2048	2170	2290
	490	490	490	490	490	490	490	490	490	490
	0,35	0,32	0,31	0,29	0,27	0,26	0,25	0,23	0,22	0,21
	0,006	0,002	0,004	0,004	0,002	0,002	0,004	0,002	0,002	0,002
	0,0297	0,0099	0,0198	0,0198	0,0099	0,0099	0,0198	0,0099	0,0099	0,0099
	0,0314	0,0105	0,0209	0,0209	0,0105	0,0105	0,0209	0,0105	0,0105	0,0105
	0,26	0,26	0,26	0,26	0,26	0,26	0,26	0,26	0,26	0,26
	354,9	386,6	405,6	437,3	456,3	481,8	507,0	532,5	564,2	595,4
	587,0	639,4	670,8	723,3	754,7	796,8	838,5	880,4	933,1	984,7
	546,0	594,8	624,0	672,8	702,0	741,2	780,0	819,2	868,0	916,0
	232,1	252,8	265,2	286,0	298,4	315,0	331,5	347,9	368,9	389,3
(А)	1152,0	1255,0	1316,6	1419,5	1481,1	1563,9	1645,7	1728,4	1831,4	1932,7
(В)	768,0	836,4	877,7	946,4	987,4	1042,6	1097,1	1152,3	1220,9	1288,4
	191,1	208,2	218,4	235,5	245,7	259,4	273,0	286,7	303,8	320,6
	0	0	0	0	0	0	0	0	0	0
	0	0	0	0	0	0	0	0	0	0
	191,1	208,2	218,4	235,5	245,7	259,4	273,0	286,7	303,8	320,6
(А)	47,4	56,3	61,9	72,0	78,4	87,4	96,7	106,6	118,3	128,4
	23,7	51,9	59,1	67,0	75,2	82,9	92,0	101,7	112,5	123,4
	336,4	336,4	336,4	336,4	336,4	336,4	336,4	336,4	336,4	336,4
	8,0	17,4	19,9	22,5	25,3	27,0	31,0	34,2	37,8	41,5
	8,0	25,4	45,3	67,8	93,1	121,0	152,0	186,2	224,0	265,5

В сечениях, где проходит элерон, получаются двойные значения

и .

Используя формулу Бредта, проводим расчет погонного крутящего момента в каждом сечении. Интегрируя таблично погонный крутящий момент, получаем значения крутящего момента в каждом сечении:

(15)

По результатам интегрирования строим эпюру распределения крутящего момента

по размаху крыла, с которой снимаем значение в рассматриваемом сечении для определения толщины обшивки.

Погонный крутящий момент определяется следующим образом:

- для сечений, не проходящих через элерон

; (16)

- для сечений, проходящих через элерон

; (17)

Затем по справочнику находим предел прочности на растяжение

материала обшивки (алюминиевые сплавы имеют предел прочности = 40 - 42 кг/мм² в зависимости от марки материала и его термообработки), принимаем 42 кг/мм².

Разрушающее касательное напряжение для обшивки принимается

кг/мм²

Рассчитав величины

; ; , находим толщину обшивки:

мм

Полученное значение толщины обшивки округляем до ближайшей большей стандартной толщины листового материала согласно таблицы 9[1]: принимаем 0,5 мм.

4. Подбор сечений элементов крыла

Подбор сечений поясов лонжеронов и стрингеров производится отдельно для растянутой и сжатой зон сечения крыла.

4.1 Подбор сечений поясов лонжеронов в растянутой зоне крыла

Площади сечений элементов продольного набора крыла определяют, исходя из осевого усилия Ν, приходящегося на панель крыла

Ν = Ν_{обшивки} + Ν_поясов + Ν_{стрингеров}

Осевое усилие N определяется, исходя из величины изгибающего момента по формуле:

, (18)

(19)

где

; - габаритные высоты соответственно первого и второго лонжеронов в рассматриваемом сечении крыла; - коэффициент для поясов таврового сечения - учитывает разность высот и точек приложения равнодействующих осевых усилий в первом и втором лонжеронах в растянутой и сжатой панелях крыла.