1.2.8 Описание компоновочного чертежа

А-А грузовой отсек и кабина экипажа;

Б-Б грузовой отсек и ниша передней стойки шасси;

В-В соединение ланжерона центроплана, нервюры, ланжерона КЧК;

Г-Г грузовой отсек и схема уборки основных стоек шасси;

Д-Д грузовой отсек и погрузочная рампа ;

Д^/-Д^/ сечение по силовоё нервюре, схема выпуска закрылков и предкрылков

Е-Е схема навески элерона;

Ж-Ж сечение мотогондолы двигателя;

З-З узел навески руля направления;

И-И сечение мотогондолы двигателя;

Л-Л стык центроплана с фюзеляжем;

П-П узел поворота обтекателя при выдвижении закрылка;

Вид I замок держатель носового грузового люка;

Вид II узел крепления мотогондолы двигателя к пилону;

Вид III стык киля с фюзеляжем;

Вид IV стык стабилизатора с фюзеляжем;

3.4. Определение нагрузок, действующих на составные части самолёта.

Эксплуатационные нагрузки P^Э определяются в соответствии с расчётными случаями нагружения. Расчётные нагрузки определяются с помощью коэффициента безопасности f по формуле P^P = f P^Э ,   f = 1,5.

Предварительно вычисляют массы:

 стартовая ;

 полётная ;

посадочная

.

3.4.1. Нагружение крыла

Для проверки прочности крыла рассматриваются три группы случаев:

- при маневре;

- при полёте в неспокойном воздухе;

- при посадке и взлёте.

3.4.1.1. При маневре

При маневре рассматривают расчётные случаи, приведенные в "Нормах", а при проектировании рекомендуют: А, А^', В, С, D, D^I с убранной взлётно-посадочной механизацией. При этом нормальную нагрузку на крыло определяют по формуле

,

где  – уравновешивающая нагрузка на ГО, которая определяется по рекомендациям следующего подраздела, Н (со знаком “+” если направлена вверх).

В результате определяем для рассматриваемых случаев величины:

Исходные данные:

q = 20000 Н/м²;   H = 10000м;   _н=10 = 0,498 кг/м³

9,81289071 = 2835786.51H  вес самолета

 H/м²

 км/ч;   V_{max max} =V_max + 50 =870+ 50 =920км/ч = 255.56 м/с;

H/м²;

m_{z безго} – коэффициент момента аэродинамических сил без ГО 

 – производная коэффициента момента аэродинамических сил самолёта без ГО по безразмерной угловой скорости вращения.

1. Случай А:

Нормальную нагрузку на крыло определяют по формуле:

,

где

- максимальная эксплуатационная перегрузка;

Су_max=1,53 – максимальный коэффициент подъёмной силы

- уравновешивающая нагрузка на ГО, которая определяется по формуле:

,

где - коэффициент момента аэродинамических сил без ГО.

- производная коэффициента момента аэродинамических сил самолёта без ГО.

Н=5700 км.

;

.

Для расчётного числа маха М по графикам определяем:

;

;

; ;

;

.

2) Случай A^I :

во всех последующих случаях формулы для аналогичны случаю A^I .

- максимальная эксплуатационная перегрузка;

;

Н=5700 км.

;

;

;

;

; ;

;

;

2. Случай D:

- минимальная эксплуатационная перегрузка;

;

Н=5700 км.

;

;

;

;

;

;

.

4) Случай D^I :

- минимальная эксплуатационная перегрузка;

;

Н=5700 км.

;

;

M=0,814.

;

; ;

;

;

5) Случай B:

;

;

;

;

M=0,814.

;

; ;

;

;

5. Случай C:

; ; ;

M=0,814.

;

; ;

;

;

данные по всем расчётным случаям с названием наиболее нагруженных элементов крыла сведены в таблицу 8: