Нагружение крыла при маневре

Таблица 8

Расчёт. случай		q, Н/м2	Су	Н	Н	Н	Н	V, км/ч	Наиболее нагруженные элементы
A	2,3	9540,127	1,45	-112105,06	3938553,01	4050658,07	6075987,11	607,777	Передний лонжерон и носок крыла, с сжатием верхней панели и растяжением нижней.
AI	2,3	22337,3	0,619	-232362	3938553,01	4170915	6256372	930,293	Лонжерон и обшивка (панель)– верхняя на сжатие, нижняя на растяжение.
D	-1	12028,86	-0,5	-140044	-1712414	-1572371	-2358556	682,463	Обратный случаю А (направление действия нагрузки в обратную сторону).
DI	-1	22337,3	-0,269	-219098	-1712414	-1493316	-2239975	930,293	Обратный случаю АI
B	1,541	22337,3	0,415	-229311,0894	2638831	2858141,606	4302212	930,293	Элероны, задний лонжерон и концы нервюр.
C	0	22337,3	0	-223117	0	223117,242	334675,9	930,293	Обшивка (работает на сдвиг от кручения)

3.4.1.2. При полёте в неспокойном воздухе

Рассматривается только симметричный случай, когда нормальную аэродинамическую силу можно определить по приближённой формуле

,

где V и W - скорости полёта и порыва ветра соответственно, м/с;

9,81174558,038 = 1712414H  вес самолета

;

W = 10 м/с; (Н < 10000 м)

- производная по углу атаки коэффициента подъёмной силы

самолёта без ГО.

К=0,78 - коэффициент плавности входа в порыв;

для порыва вверх:

;

для порыва вниз:

.

3.4.1.3. При посадке и взлёте

Рассмотрим для случая Е_ш. При этом на самолёт действуют следующие эксплуатационные нагрузки:

 Подъёмная сила:

1. На посадке

116216,0982  9,81 = 1140079,92 Н;

1,5 =1710119,886 Н.

2. На взлёте

9,81174558,038 = 1712414H ;

1,5 =2568621,528 Н.

 Массовые силы:

конструкция крыла

G =G n ;     15032,764  9,81 = 147471,417 H;

n = 1+ n ;   n = 1,262;   n = 1+1,286 = 2,262;

G = 147471,417  2,286 = 333542,848 Н (направлена вниз);

G =1,5 G = 500314,272 Н (направлена вниз);

n = 1+ n ;   n = 1,7;   n = 1+1,7 = 2,7;

G = 147471,417  2,7 = 398172,827Н (направлена вверх);

G =1,5 G = 597159,2403 Н (направлена вверх);

сосредоточенных грузов, расположенных на крыле

;

19175,638  9,81 = 188113,009 Н;

G = 188113,009  2,262 = 425511,627 Н (направлена вниз);

G =1,5 G = 425511,627*1,5=638267,441 Н (направлена вниз);

G = 188113,009  2,7 = 507905,125 Н (направлена вверх);

G =1,5 G = 507905,125*1,5=761857,688 Н (направлена вверх);

силы реакции на основных стойках:



P₁ – стояночная нагрузка основной опоры;

 при взлёте

Н

H

= 1,7;

= P₁n =  1,7 = 669588,916 Н (направлена вверх);

= 1004383,37 Н (направлена вверх).

 при посадке

Н

Н

= 1,262;

 1,262 = 330870,171 Н (направлена вверх);

= 496305,257 Н (направлена вверх).

3.4.2. Нагружение хвостового оперения

При расчёте нагружения рассматриваются аэродинамические нагрузки (нормальные для ГО и поперечные для ВО) без учёта продольных аэродинамических нагрузок. Рассмотрим уравновешивающую и маневренную нагрузки для ГО и ВО с убранной механизацией, применительно к случаю А^I нагружения крыла.

3.4.2.1. Уравновешивающая нагрузка

Для ГО вычисляется по формуле:

где - коэффициент момента аэродинамических сил без ГО

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

- максимальная эксплуатационная перегрузка;

;

Н=5700 км.

;

;

;

; ;

3.4.2.2. Маневренная нагрузка для ГО

Определяется для самолёта с убранной взлётно-посадочной механизацией путём расчёта неустановившихся маневров в вертикальной плоскости, выполняемых только на максимальной скорости с максимальной перегрузкой, по следующей приближённой формуле:

где К = 0,33, так как q > 18000 Н/м².

3.4.2.3. Суммарная нагрузка

Маневренная нагрузка суммируется с уравновешивающей:

3.4.2.4. Уравновешивающая нагрузка (случай остановки двигателя) для ВО

Рассмотрим для одновременной мгновенной остановки всех двигателей по одну сторону плоскости симметрии в горизонтальном полёте на скорости Vmах, Н = Н_Vmax, на форсажном (максимальном) режиме работы двигателей.

Уравновешивающая нагрузка может определяться по формуле

где l_i м – расстояние от оси i-го двигателя до плоскости симметрии самолёта;

l₁=10,6 l₂=6,35

L_ВО = 18,694 м- плечо ВО;

- разность тяги двигателя после и до его остановки.