Как уже было указано ранее, расчет производился для пяти случаев нагружения: А, А', В, Д, Д'. Аэродинамические нагрузки прикладывались к нервюрам и распределялись по правилу трапеции на передний и задний лонжероны крыла. Вычислялись значения поперечных сил и изгибающих моментов в узлах соединения нервюр и лонжеронов. После этого строились эпюры поперечных сил и изгибающих моментов, а также анализировались максимальные нагрузки в элементах при различных случаях, для чего составлялась карта предельных нагрузок. Исходя из допустимых напряжений используемых материалов, производился выбор поперечных сечений силовых элементов конструкции самолета. Взаимовлияние горизонтальных и вертикальных ферм крыла от изменения углов атаки при различных случаях нагружения потребовало построения поясняющих диаграмм с указанием направлений и величин результирующих аэродинамических сил, а также их проекций на вертикальную и горизонтальную оси. Рассмотрим подробнее случай А.
СЛУЧАЙ А
Случай А описывает условия нагружения, возникающие при криволинейном полете самолета на угле атаки, соответствующем максимальному коэффициенту подъемной силы CУ max и максимальному коэффициенту эксплуатационной перегрузки nУ max. Случай имеет место при горке, выходе из планирования, действии вертикального порыва в горизонтальном полете. При этом в большей степени нагружается передняя часть крыла (передний лонжерон и носок крыла). Центр давления находится в интервале Хд = 0,20 ... 0,25.
Примем расположение центра давления Хд на расстоянии 0,25 хорды крыла, считая от носка. Для проведения расчета зададимся максимальным коэффициентом эксплуатационной перегрузки nУ max= 3,75. Коэффициент безопасности f=2. Соответственно, коэффициент разрушающей перегрузки nР max=3,75*2=7,5. Поляра профиля крыла самолета Моран-Ж (рисунок 1) позволяет получить максимальное значение коэффициента подъемной силы CУ max=1,45 и соответствующий ему коэффициент сопротивления СХ=0,27 при угле атаки крыла α=18° . Значение коэффициента сопротивления СХ понадобится для определения равнодействующей аэродинамической силы R.
Рисунок 1 - Поляра профиля крыла самолета Моран-Ж
Исходя из того, что взлетный вес самолета 590 кГс, максимальную эксплуатационную нагрузку Рэ max определим по формуле:
где Рвзл – взлетный вес самолета;
nу max – максимальная эксплуатационная перегрузка;
Величина подъемной силы Y вычисляется по формуле:
где Су - коэффициент подъемной силы;
ρ - массовая плотность воздуха, ρ = 0,125 кгс∙с2/м4;
S - площадь крыла, м2;
V – скорость полета, м/с;
В данном случае подъемная сила равна максимальной эксплуатационной нагрузке, и из формулы (2) возможно выразить скорость:
Таким образом мы вычислили скорость выхода из планирования для случая А. Эта скорость хорошо согласуется с лётными данными самолета Моран-Ж. Графически случай нагружения А можно отобразить следующим образом:
Рисунок 2 - Схема аэродинамических сил крыла, действующих на самолет при случае А
Исходя из того, что угол установки крыла φ = 6,5°; угол атаки α=18°, то угол между продольной осью самолета и направлением полета составляет 11,5°.
Теперь перейдем к конструктивно-силовой схеме самолета Моран-Ж. Для каждого расчетного случая определяется угол атаки и соответствующие ему значения подъемной силы Y и лобового сопротивления Х. Полная аэродинамическая сила R является геометрической суммой Y и Х. Поэтому при различных случаях нагружения, а значит, при различных углах атаки распределение этих сил по соновным силовым элементам крыла самолета будет неодинаковым. В данном случае потребуется построение поясняющих диаграмм, речь о которых шла в начале статьи. Чтобы определить распределение аэродинамических сил по силовым элементам крыла для случая А, воспользуемся следующей схемой:
1 - плоскость задних несущих растяжек крыла; 2 - плоскость передних несущих растяжек крыла; 3 - направление полета; 4 - продольная ось самолета; 5 - линия, совпадающая с хордой профиля крыла; 6 - нормаль к плоскости горизонтальных растяжек крыла; 7 - плоскость горизонтальных растяжек крыла
Рисунок 3 - Конструктивно-силовая схема крыла самолета Моран-Ж
Таким образом мы можем разложить полную аэродинамическую силу R на составляющие, и спроецировать их на плоскость несущих, обратных и горизонтальных растяжек крыла. Полученные данные используем для задания нагрузок при расчете на прочность лонжеронов и нервюр.
На главную
