В приближенных расчетах можно считать, что погонная нагрузка массовых сил крыла пропорциональна хордам. Следовательно, для расчетов можно пользоваться формулой:
, где - хорда крыла.
Массовую нагрузку от веса топлива распределяем пропорционально площадям поперечного сечения топливных баков
, где - удельный вес топлива.
где - вес топлива (для самолёта АН 148 ).
Суммарная погонная нагрузка на крыло находится по формуле:
.
Начало координат поместим в корне крыла, сечения нумеруем от корня в направлении конца крыла, начиная с .
Результаты расчетов заносим в таблицу .
Таблица
z, м
b(z), м
, кг/м
0
4,93
1,3435
-0,060421
1,283079
4048,02
505,33
2187,441
1355,25
0,1
1,462
4,559
1,3298
-0,044994
1,284806
4053,46
467,30
1870,603
1715,56
0,2
2,924
4,188
1,2908
-0,031625
1,259175
3972,60
429,27
1578,541
1964,79
3543,33
0,3
4,386
3,817
1,2228
-0,018512
1,204288
3799,44
391,24
3408,20
0,4
5,848
3,446
1,1484
1,141972
3602,84
353,22
3249,62
1068,742
2180,88
0,5
7,31
3,075
1,057
0,006428
1,063428
3355,03
315,19
851,0063
2188,84
0,6
8,772
2,704
0,9571
0,018769
0,975869
3078,79
277,16
658,0454
2143,59
0,7
10,234
2,333
0,8538
0,028539
0,882339
2783,71
239,13
489,86
2054,72
0,8
11,696
1,962
0,743
0,03471
0,77771
2453,62
201,11
346,45
1906,06
0,9
13,158
1,591
0,6091
0,035996
0,645096
2035,23
163,08
227,8153
1644,34
0,95
13,889
1,4055
0,4593
0,032139
0,491439
1550,45
144,06
177,7887
1228,60
1
14,62
1,22
0,00
Строим эпюры функций , и (рис. 7)
Рис. 7
Суммарная погонная нагрузка на крыло :
При определении закона распределения поперечных сил и изгибающих моментов по длине крыла вначале находим функции и от воздействия распределенной нагрузки . Для этого табличным способом вычисляем интегралы методом трапеций.
, ,
Расчет производим по следующим формулам:
;
; ,
, .
Аналогично рассчитываем величины изгибающих моментов:
; ;
,
Полученные результаты заносим в таблицу 2.
Таблица 2
ΔQ, кг
Q, кг
ΔM, кгм
M, кгм
2244,77
20592,41
196758,3
1016728
2690,34
18347,64
172115,8
819969,8
2969,13
15657,30
152033,9
647854
3127,09
12688,17
130883,4
495820,1
3194,27
53414,20
121865,8
364936,7
3167,01
43712,46
87477,02
243070,9
3068,96
34081,88
66035,43
155593,9
2895,33
24644,21
57833,87
89558,46
2595,34
15538,14
24598,34
31724,59
1602,68
6337,4565
7126,248
Необходимо учесть воздействие сосредоточенных массовых сил :
(кг);
, ;
Построим эпюры , (рис. 8)
Рис. 8
При построении эпюры приведенных моментов вначале задаемся положением оси приведения. Она проходит через переднюю кромку крыла параллельно оси “z” Строим эпюру погонных моментов от воздействия распределенных нагрузок , и .
Для погонных моментов:
где
, тогда
- расстояния от точек приложения нагрузок до оси приведения.
Момент считаем положительным, если он действует против часовой стрелки.
Интегрируя эпюру , получаем приведенные моменты от воздействия распределенных нагрузок. Схема расчета имеет вид:
Полученные результаты заносим в таблицу 3:
Таблица 3
qv
qkr
qt
av
akr
at
mz
dM
M
4027,11
502,72
2187,44
1,67127
2,2185
2,3664
438,75654
42399,48
4032,53
464,88
1870,60
1,69219
2,1982393
2,335009
1434,007
1368,9901
41030,49
3952,09
427,05
1578,54
1,713111
2,1779786
2,303619
2203,8936
2659,3053
38371,18
5840,2499
3779,82
389,22
1311,25
1,734031
2,1577179
2,272228
6371,3749
3610,3448
34760,84
3584,23
351,39
1068,74
1,754951
2,1374572
2,240837
6780,5438
4297,6997
30463,14
3144,1876
3337,71
313,56
851,01
1,775871
2,1171965
2,209446
3383,2196
4771,5346
25691,6
3062,89
275,73
658,05
1,796792
2,0969357
2,178056
3491,9366
5025,7392
20665,86
2769,34
237,90
1,817712
2,076675
2,146665
3488,2576
5102,522
15563,34
2440,94
200,07
1,838632
2,0564143
2,115274
3343,7442
4994,1933
10569,15
2024,72
162,24
227,82
1,859553
2,0361536
2,083884
2959,9915
4608,0307
5961,119
1542,45
143,32
177,79
1,870013
2,0260233
2,068188
2226,3231
3791,1959
2169,923
1,880473
2,0158929
2,052493
2169,9229
Страницы: 1, 2, 3, 4, 5
