Посадка самолета Ту-154 с невыпущенной одной главной опорой шасси (стр. 2 из 4)

Рис.3.1. Способы замены истинного закона изменения аэродинамической силы по размаху крыла кусочно-прямоугольным и трапециевидным

В полете крыло нагружается аэродинамической распределенной нагрузкой и массовой силой от веса собственной конструкции крыла и размещенного в нем топлива.

Аэродинамическая нагрузка распределена по размаху по закону, близкому к параболическому. Расчет такой нагрузки затруднителен. Сделаем замену: в инженерных (прикидочных) расчетах можно принять допущение, что

постоянен по размаху крыла, т.е. закон изменения аэродинамической силы будет пропорционален хорде крыла :

Так как центроплан не создает подъемной силы, несущая площадь полукрыльев равна:

где

- площадь крыла из РЛЭ;

- хорда корневой нервюры;

- диаметр фюзеляжа.

Значение текущей хорды крыла

можно вычислить по формуле:

Где

- хорда концевой нервюры

- длина полукрыла без центроплана

Z- текущая длина крыла

Отсюда

Подсчитаем значения аэродинамической силы на законцовке

и в корне крыла

Z = 0

Z =

Считаем, что топливо распределено по крылу равномерно, тогда распределенная нагрузка от массовых сил крыла ( его собственного веса и топлива) изменяется по его размаху также пропорционально хорде

:

Подсчитаем значения распределенных нагрузок от массовых сил крыла на законцовке

и в корне крыла :

Z = 0

Z =

Общая распределенная нагрузка

, действующая на крыло, равна разности и :

рис. 3.2. Схема возникновения крутящего момента в сечении крыла

Как видно из рисунка (3.2.), погонный крутящий момент от распределенных аэродинамических

и массовых сил равен:

(Нм/м). (1.15)

Приведя подобные, мы получим:

(Нм/м) (1.16)

Обычно топливо в крыле расположено таким образом, что его ц.м. совпадает с ц.м. крыла. С учетом этого предположения, а также подставив выражение (1.7), формула (1.16) будет иметь вид:

1) Расчет крутящего момента на конце крыла, т.е. при Z=0:

Нм/м

2) Расчет крутящего момента в корневой части крыла, т.е. при Z=20,59:

Нм/м

3) Расчет крутящего момента в районе элеронов, т.е. при Z=4,49:

Нм/м

4) Расчет крутящего момента в месте крепления шасси, т.е. при Z=15,89

Нм/м

4. Расчетно-силовая схема крыла

Рис.4.1. Расчетно-силовая схема крыла

На основании того, что размах крыла гораздо больше длины хорды, и тем более строительной высоты, можно сделать допущение о том, что крыло представляет собой балку. Следовательно, расчетно-силовая схема крыла – это балка, опирающаяся на две опоры, которыми являются корневые нервюры крыла (поэтому расстояние между опорными балками равно

). Балка нагружена распределенными нагрузками от аэродинамических и массовых сил, которые мы заменили на общую распределенную нагрузку , а также сосредоточенными силами .

Наибольшую опасность для крыла представляет изгибающий момент

, затем крутящий момент , а потом уже поперечная сила . Поэтому расчет напряжений в первую очередь следует проводить для сечения, где максимален.

Построение эпюр

, и невозможно без предварительного вычисления реакций опор и .

Составим уравнения равновесия расчетной схемы крыла:

Из уравнений равновесия расчетной схемы крыла определим неизвестные реакции фюзеляжа на крыло. Из уравнения сил выразим опорную реакцию

:

Из уравнения для

выразим реакцию и найдем ее:

Подставляя полученное значение в уравнение для

, получим значение второй реакции:

5. Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов в сечениях крыла по его размаху