Расчет на прочность крыла и шасси пассажирского самолёта Ту-134

2.3 Определение распределения воздушной нагрузки по размаху крыла

Распределённая (погонная) воздушная нагрузка есть подъёмная сила, создаваемая отсеком крыла единичной длины. Погонная воздушная нагрузка может быть найдена через равнодействующую воздушной нагрузки и относительную циркуляцию:

где - относительная циркуляция воздушной нагрузки по размаху крыла.

Относительную циркуляцию принято задавать в виде суммы относительной циркуляции прямого плоского крыла и поправок на стреловидность, крутку и влияние надстроек (фюзеляжа и мотогондол):

Г = Г_пр + ДГч + ДГ_ц+ ДГ_ф,м

Относительная циркуляция прямого плоского крыла Г_прзависит от удлинения и сужения крыла. Так как крутка, как геометрическая так и аэродинамическая, отсутствуют, а влияние фюзеляжа и мотогондол не учитывается, определена только поправка на стреловидность:

ДГч = ДГ₄₅;

где ДГ₄₅- табулированное значение поправочной функции для угла стреловидности 45°;

ч - данный угол стреловидности крыла ()

Расчётные значения функции Г и воздушной нагрузки приведены в таблице 2.1.

Таблица 2.2

№ сечения	z	Г_пр	ДГ₄₅	ДГ₃₅	Г
0	0	1.3435	-0.2350	-0.1828	1.1607	44511.0
1	0.1	1.3298	-0.1750	-0.1361	1.1937	45775.2
2	0.2	1.2908	-0.1230	-0.0957	1.1951	45830.6
3	0.3	1.2228	-0.0720	-0.0560	1.1668	44744.1
4	0.4	1.1484	-0.0250	-0.0194	1.1290	43292.8
5	0.5	1.0570	0.0250	0.0194	1.0764	41279.2
6	0.6	0.9571	0.0730	0.0568	1.0139	38879.9
7	0.7	0.8538	0.1110	0.0863	0.9401	36051.9
8	0.8	0.7430	0.1350	0.1050	0.8480	32518.8
9	0.9	0.6090	0.1400	0.1089	0.7179	27529.4
10	0.95	0.4593	0.1250	0.0972	0.5565	21341.3
11	1	0	0	0	0	0

На рисунке 2.3 приведены эпюры относительной циркуляции для прямого и стреловидного крыла, на рисунке 2.4 - эпюра воздушной нагрузки.

Рисунок 2.3 - Распределение относительной циркуляции по размаху крыла.

Рисунок 2.4 - Распределение воздушной нагрузки по размаху крыла.

2.4 Определение распределения массовой нагрузки по размаху крыла.

На самолет как в полете так и на земле действует нагрузка от массы составляющих конструкцию агрегатов. На крыло также действует массовая нагрузка от его собственного веса. В приближенных расчетах можно считать, что погонная нагрузка массовых сил крыла пропорционально хордам. Точка приложения этой нагрузки (линия центров тяжести) в сечении крыла 0.45·от носка крыла. Тогда пользуются формулой:

где - текущая хорда сечения с координатой ;

- площадь крыла в плане.

Распределённая нагрузка от веса топлива в общем случае может быть представлена как:

;

где - удельный вес топлива (для керосина );

- площадь поперечного сечения бака с координатой .

Топливо, объёмом 15.8 м³, расположено в кессон-баках крыла. Подобраны геометрические размеры топливного бака.

Определено расположение лонжеронов: первый лонжерон расположен на расстоянии 20% от хорды, второй - 65% от хорды крыла. Соответственно расстояние между лонжеронами определено как 45% от хорды крыла. Строительные высоты для переднего и заднего лонжеронов для симметричного профиля:

где - хорда крыла, вычислена аналитически: .

Площадь сечения бака:

;

где - строительные высоты переднего и заднего лонжеронов;

- расстояние между лонжеронами.

Топливный бак рассматривается как усечённая пирамида высотой, равной длине бака . Площадь большего основания равна , площадь меньшего - . Тогда объём топлива, помещаемого в подобранном топливном баке:

Расчёты погонной нагрузки от веса топлива сведены в таблицу 2.3.

Таблица 2.3

№ сечения	2zi/l	b(z), м	b_л(z), м	H1, м	H2,м	Hср,м	S_б, м2	q_y^т(z), Н/м
0	0	5.74	2.58	0.66	0.47	0.57	1.46	0.0
1	0.1	5.31	2.39	0.61	0.44	0.52	1.25	25002.4
2	0.2	4.88	2.20	0.56	0.40	0.48	1.06	21123.6
3	0.3	4.45	2.00	0.51	0.37	0.44	0.88	17571.5
4	0.4	4.02	1.81	0.46	0.33	0.40	0.72	14346.2
5	0.5	3.59	1.62	0.41	0.30	0.35	0.57	11447.6
6	0.6	3.16	1.42	0.36	0.26	0.31	0.44	8875.8
7	0.7	2.73	1.23	0.31	0.22	0.27	0.33	6630.7
8	0.8	2.31	1.04	0.26	0.19	0.23	0.24	4712.4
9	0.9	2.09	0.94	0.24	0.17	0.21	0.19	3875.8
10	0.95	1.88	0.84	0.22	0.15	0.18	0.16	3120.9
11	1	1.45	0.65	0.17	0.12	0.14	0.09	0.0

Суммарная погонная нагрузка:

Расчёт суммарной погонной нагрузки сведен в таблицу 2.4, по данным которой построены эпюры (рисунок 2.5).

Таблица 2.4

№ сечения	2zi/l	q_в, Н/м	q_y^т(z), Н/м	q_y^кр(z), Н/м	q_?(z), Н/м
0	0	44511.0	0.0	-5164.3	39346.7
1	0.1	45775.2	-25002.4	-4778.0	15994.7
2	0.2	45830.6	-21123.6	-4391.8	20315.2
3	0.3	44744.1	-17571.5	-4005.6	23167.0
4	0.4	43292.8	-14346.2	-3619.3	25327.4
5	0.5	41279.2	-11447.6	-3233.1	26598.5
6	0.6	38879.9	-8875.8	-2846.8	27157.3
7	0.7	36051.9	-6630.7	-2460.6	26960.6
8	0.8	32518.8	-4712.4	-2074.3	25732.0
9	0.9	27529.4	-3875.8	-1881.2	21772.3
10	0.95	21341.3	-3120.9	-1688.1	16532.3
11	1	0.0	0.0	0.0	0.0


Рисунок 2.5 - Эпюры погонной нагрузки

Содержание