Учебное пособие 1329
.pdfСлучай A служит для определения прочности переднего лонжерона и носка крыла.
В случае B |
имеем криволинейный полёт с углом атаки |
1,5 3 |
(отклонённые элероны или выход из |
пикирования) и с максимально возможной скоростью,
соответствующей скоростному потоку qmax,max . |
Заданными |
|||||||||||||
величинами являются qmax,max ,nBЭ 0,5nАЭ; f |
2. |
|||||||||||||
По этим величинам определяются: |
|
|
|
|
||||||||||
|
YР |
GnЭ f |
, |
|
Cy B |
|
GnЭ |
|
|
. |
||||
|
|
|
qmax,max SКР |
|||||||||||
|
В |
|
В |
|
|
|
|
|
|
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||
Этот случай характерен для нагружения хвостовой части |
||||||||||||||
крыла. |
Вследствие перемещения |
|
назад |
центра |
давления |
|||||||||
xд (0,45 0,6)в на |
|
крыло |
действует |
значительный |
||||||||||
крутящий момент. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
Случай |
A' |
соответствует |
криволинейному |
полёту с |
||||||||||
4 |
6 . |
Заданными |
величинами |
|
|
являются |
||||||||
nВЭ' nАЭ nmaxЭ |
; qA' |
qmax,max . |
|
|
|
|
|
|
|
|||||
Определяются |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
YAР' |
GnmaxЭ f ; |
|
|
|
|
||||||
|
|
|
Cy A' |
|
Gn |
Э' |
|
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
A |
; |
|
|
|
|||||
|
|
|
qmax,max SКР |
|
|
|
|
10
Cy A' 2Cy B ;
A' 2 B .
Координата центра давления для случая A' определяется величиной
xд (0,32 0.38)в.
Случай С: отвесное планирование с резким отклонением элеронов и максимальной скоростью полёта. В
этом случае Cy 0; nСЭ 0; qC qmax,max ; f 2.
|
При несимметричном |
профиле Cy |
0 и Cmo |
0 |
|
возникает пикирующий (крутящий) момент на крыле: |
|
||||
|
MКР CmO qmax,maxSКРвО |
|
|||
|
|
или |
|
|
|
|
|
V 2 |
|
|
|
|
MКР CmO |
max,max |
S |
КРвО , |
|
|
2 |
|
|||
|
|
|
|
|
|
где |
Cm - коэффициент момента; |
|
|
||
|
O |
|
|
|
|
во - хорда крыла, относительно которой определён
Cm . |
|
|
|
|
O |
|
|
|
|
При симметричном профиле Сm |
O |
=0 и |
M |
КР |
возникает только при отклонении элеронов: |
|
|
||
|
|
|
|
MКР Сmqmax,max SКРвО .
11
|
|
Случай С может оказаться расчётным по кручению. |
||||||||||
|
|
В |
случае |
D имеем |
угол атаки, |
соответствующий |
||||||
отрицательному |
|
|
Cy max . |
|
|
|
Задаются |
|||||
n |
Э |
|
|
Э |
|
Э |
; |
f 1,5; |
C |
|
|
. |
D |
0,5n |
A |
0,5n |
|
|
y min |
||||||
|
|
|
|
max |
|
|
|
|
Случай D введём в нормы прочности для проверки работы крыла на обратные нагрузки по отношению к случаю
A . Элементы, работающие на растяжение в случае A,
работают на сжатие в случае D.
Случай |
D' |
. Конструкция нагружена |
|
обратными |
||||
нагрузками. |
Задаются |
nЭ |
' |
0,5nЭ |
nЭ |
; |
f 1,5; |
|
|
|
|
D |
|
A |
A |
|
|
qD' qmax,max .
Определяются:
|
YDЭ' GnDЭ' ; |
||
|
YDР' GnDЭ' f ; |
||
Cy D' |
GnЭ' |
||
D |
|||
qmax,max SКР |
. |
||
В случае D' |
центр давления смещён назад по |
сравнению со случаем D. Результатом этого является возникновение значительного крутящего момента, обратного
по знаку моменту в случаях B и A' .
12
Величина полной расчётной воздушной нагрузки будет равна:
PвР Y P , cos
где tg |
X |
Cx КР |
||
|
|
|
; |
|
|
|
|||
|
Y |
Cy КР |
X - сила лобового сопротивления;
Y - подъёмная сила.
Если принять приближённо, что cos 1, тогда
РвР Y P .
Массовая расчётная нагрузка от крыла будет равна
GКРР GКРnЭ f .
Расчётные нагрузки от масс сосредоточенных грузов в крыле будут:
GГРР GГРnЭ f
13
Рис. 2
Рис. 3
14
Рис. 4
15
Рис. 5а
16
Рис. 5б
17
Суммарная расчётная нагрузка крыла
РР ((G GKP ) GГР )nЭ f .
Нагрузки, действующие на крыло и их распределение по элементам показаны на рис. 3 и 4.
Расчётная аэродинамическая погонная нагрузка прямого крыла определяется формулой
|
GnЭ f |
|
|
qa |
|
Г |
ПР , |
|
|||
|
L |
|
где ГПР - относительная циркуляция по размаху прямого крыла, учитывающая изменение коэффициента подъёмной силы крыла по размаху и сужение крыла .
Значение величины ГПР снимаем с графиков на рис. 5а и рис. 5б.
Величина циркуляции ГПР должна быть уточнена поправкой, учитывающей влияние фюзеляжа и гондол
двигателей ГФ.Г.:
ГФ.Г. kГПР ,
где k - коэффициент, который можно принимать ориентировочно по табл. 2.
18
Таблица 2
Тип самолета |
|
|
|
|
|
сУ КР |
|
|
|
||
|
|
0,2 |
0,25 |
0,3 |
|
0,4 |
0,5 |
0,6 |
0,7 |
||
Одномотор- |
1,0 |
0,715 |
0,550 |
|
0,382 |
0,308 |
0,25 |
0,2 |
|||
|
ный |
|
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Двухмотор- |
1,0 |
0,872 |
0,778 |
|
0,630 |
0,535 |
0,46 |
0,4 |
|||
|
ный |
|
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Четырёхмо- |
1,0 |
0,895 |
0,825 |
|
0,730 |
0,655 |
0,59 |
0,5 |
|||
|
торный |
|
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Изменение циркуляции за счёт стреловидности ГСТР |
||||||||||
определяется по формуле |
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
ГСТР |
Г45 |
|
, |
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|||||
|
Г45 - изменение |
|
|
45 |
|
|
|
|
|||
где |
относительной |
циркуляции |
по |
||||||||
размаху крыла при углах стреловидности |
45 |
и 45 |
(рис. 6.);
- угол стреловидности в градусах по заданной схеме крыла.
Рис. 6
19