Расчет на прочность крыла большого удлинения и шасси транспортного самолета АН–148 — страница 4

  • Просмотров 620
  • Скачиваний 6
  • Размер файла 875
    Кб

относительная циркуляция, . В случае стреловидного крыла относительная циркуляция определяется по формуле: , где — влияние стреловидности крыла, ( - угол стреловидности по четверти хорды). Таблица – Распределение воздушной нагрузки по консоли крыла zотн 0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1  Г45 -0,235 -0,175 -0,123 -0,072 -0,025 0,025 0,073 0,111 0,135 0,14 0 Г пл 1,3859 1,3701 1,3245 1,2524 1,1601 1,0543 0,9419 0,8271 0,7051 0,5434 0 Г 1,27404 1,2868 1,265952 1,218128 1,1482 1,0662 0,976648 0,879936 0,76936 0,61004 0 qв,H/м 36430,7 36795,5 36199,4 34831,9

32832,3 30487,6 27926,9 25161,4 21999,5 17443,9 0,0 Распределение массовой нагрузки по размаху крыла. 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 , кг/м , кг/м , кг/м 0 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 0,2 2,924 4,188 1,2908 -0,031625 1,259175 3972,60 429,27 0 3543,33 0,3 4,386 3,817 1,2228 -0,018512 1,204288 3799,44

391,24 0 3408,20 0,4 5,848 3,446 1,1484 1,141972 3602,84 353,22 0 3249,62 0,4 5,848 3,446 1,1484 1,141972 3602,84 353,22 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 0 0 0,00 0,00 0 0 Строим эпюры функций, и (рис. 7) Рис. 7 Суммарная погонная нагрузка на крыло: Построение эпюр

поперечных сил, изгибающих и приведенных моментов. 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 z, м ΔQ, кг Q, кг ΔM, кгм M, кгм 0 0 2244,77 20592,41 196758,3 1016728 0,1 1,462 2690,34 18347,64 172115,8 819969,8 0,2 2,924 2969,13 15657,30 152033,9 647854 0,3 4,386 3127,09 12688,17 130883,4 495820,1 0,4 5,848 3194,27 53414,20 121865,8 364936,7 0,5 7,31 3167,01 43712,46 87477,02 243070,9 0,6 8,772 3068,96 34081,88 66035,43 155593,9 0,7 10,234 2895,33 24644,21 57833,87 89558,46 0,8 11,696 2595,34 15538,14 24598,34 31724,59 0,9 13,158 1602,68 6337,4565 7126,248 7126,248 1 14,62 0 0 0 0 Необходимо учесть воздействие сосредоточенных массовых сил: (кг); ,; , Построим эпюры, (рис. 8) Рис. 8 При построении эпюры приведенных моментов