Величина болтаночной перегрузки определяется по формуле

 , (1)

 

где к_g =  - коэффициент ослабления порыва;  - массовый параметр самолета; S - площадь крыла, м²; l - размах крыла, м; b_сгх =  - средняя геометрическая хорда крыла, b_сгх = 1,567 м;  - плотность воздуха, =0,93 кг/м³ при Н = 3000 м; - производная коэффициента подъемной силы крыла по углу атаки, рад^-1: берём приближенно = 0,55 ; W — эффективная скорость вертикального порыва, м/с; V - индикаторная скорость полета самолета, м/с.

Определяем величины болтаночной перегрузки при разных скоростях.

Скорость вертикальных воздушных порывов для однократной болтанки принимаем W = 10м/с ([2], с.22). Рассчитаем массовый параметр самолета при V = 69,44 м/с (250 км/ч); 80,6 м/с (290 км/ч); 86,11 м/с (310 км/ч).

 

 

к_g =

 при V = 69,44 м/с (250 км/ч);

 при V = 80,56 м/с (290 км/ч);

 при V = 86,11 м/с (310 км/ч);

Затем строим диаграммы "скорости-перегрузки" при маневре и при болтанке - V-n (Приложение 1 и 2), которые называются диаграммами ICАО.

 Условие прочности самолета должно соблюдаться при всех комбинациях воздушной скорости (скоростного напора) и перегрузок на границе и внутри области диаграмм при совершении маневров и в болтанку.

Теоретический аэродинамический контур крыла самолета «Су-26» строим согласно таблицы геометрии контура крыла и аэродинамических характеристик профиля (таблицы 2 [1]), необходимые расчетные данные сводим в таблицу 5.

При отсутствии продувок в области отрицательных углов атаки можем принять с_уmin = -с_уmax (для симметричных профилей).

 

Определение нагрузок на крыло

Приведенный метод расчета применим для двухлонжеронных стреловидных и трапециевидной формы в плане крыльев, но все нагрузки рассчитываем для настоящего крыла Су-26.

При определении величины подъемной силы Y и распределения её по размаху крыла в виде аэродинамической нагрузки  в расчет вводится полная площадь крыла, включая подфюзеляжную часть.

 

Таблица 5 – Геометрические характеристики профиля NACA – 009

	,	-	х, м	ув , м	- ун, м
0	0	0	0	0	0
2,5	1,96	-1,96	46,3	36,3	-36,3
5,0	2,67	-2,67	92,6	49,5	-49,5
7,5	3,15	-3,15	139,0	58,4	-58,4
10	3,51	-3,51	185,3	65,0	-65,0
15	4,01	-4,01	278,0	74,3	-74,3
20	4,30	-4,30	370,6	79,7	-79,7
30	4,50	-4,50	556,0	83,4	-83,4
40	4,35	-4,35	741,2	80,6	-80,6
50	3,97	-3,97	926,5	73,6	-73,6
60	3,42	-3,42	1111,8	63,4	-63,4
70	2,75	-2,75	1297,1	51,0	-51,0
80	1,97	-1,97	1482,4	36,5	-36,5
90	1,09	-1,09	1667,7	20,2	-20,2
95	0,60	-0,60	1760,4	11,1	-11,1
100	0	0	1853,0	0	0

 

Все случаи нагружения крыла в полете отражены в Нормах прочности (Авиационные правила) и сведены к шести случаям: случаи А, А', В, С, Д, Д'.

Случаи А, А' характерны наибольшими изгибающими моментами и максимальными перегрузками (выход из пикирования, полет с набором высоты).

Случаи В, С отличаются большими крутящими моментами (отвесное пикирование, полет с резким отклонением элеронов).

Случаи Д, Д' характерны отрицательными перегрузками (вход в пикирования в нижней точке).

Вся нагрузка, действующая на крыло (воздушная, сосредоточенная и массовая), преобразуется к перерезывающей (поперечной) силе Q_y, изгибающим М_х , крутящим М_кр моментам и осевой силе N.

В курсовом проекте необходимо определить воздушные  и инерционные нагрузки, изгибающие М_х и крутящие моменты М_кр и перерезывающую силу Q_y, действующие в каждом сечении крыла (рисунок 3).

 

 

 q

 

Рисунок 3 - Расчетная схема нагружения крыла

 

Перерезывающие силы и изгибающие моменты вызывают изгиб крыла, совокупность касательных сил – его кручение.

Под действием изгибающего момента  возникают осевые усилия в поясах лонжеронов  (верхние пояса сжаты, нижние растянуты), стрингерах и частично в обшивках .

Перерезывающая сила  воспринимается стенками лонжеронов и обшивкой, в них возникают сдвиговые ^стенки и касательные усилия q.

Нервюры крыла, выполненные в виде плоских балок, необходимы для сохранения профиля крыла, создания жесткости крыла и передачи нагрузок на другие элементы крыла.

Обшивка воспринимает кручение, некоторую часть осевых усилий и служит для придания обтекаемой формы крыла.

В курсовом проекте необходимо определить воздушные нагрузки для случаев А и В.

 Значение  выбираем в зависимости от веса самолёта и скоростного напора  по таблице 5[1], отсюда = 912,64 кг/м².

В случае А:

 

; ; ; (2)

 

Значение принимаем с_у = 0,55 , тогда:

 

.

В случае В:

 

; ; ; (3)

 

Значение принимаем с_у = 0,55

 .

Расчет нагрузок сводим в таблицу 6.

То результатом расчета воздушных нагрузок строим эпюру распределения погонных воздушных нагрузок  по размаху крыла.

Применяя метод интегрирования (таблица 7), получаем значения поперечной силы  и изгибающего момента , строим эпюры силовых факторов  и  по размаху крыла.

 

 (4)  (6)

 

 (5)  (7)

 

С эпюр  и  снимаем величины поперечной силы  и изгибающего момента  в рассматриваемом сечении крыла.

Подбор сечения элементов крыла производим из условий работы крыла на изгиб и кручение.

 

 

Таблица 6 Расчет воздушных нагрузок

	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	1,0
	1365	1487	1560	1682	1755	1853	1950	2048	2170	2290
	490	490	490	490	490	490	490	490	490	490
	0,345	0,330	0,315	0,300	0,285	0,270	0,255	0,240	0,225	0,210
	0,003	0,003	0,003	0,003	0,003	0,003	0,003	0,003	0,003	0,003
	0,01485	0,01485	0,01485	0,01485	0,01485	0,01485	0,01485	0,01485	0,01485	0,01485
	0,0157	0,0157	0,0157	0,0157	0,0157	0,0157	0,0157	0,0157	0,0157	0,0157
	0,26	0,26	0,26	0,26	0,26	0,26	0,26	0,26	0,26	0,26
	354,9	386,6	405,6	437,3	456,3	481,8	507,0	532,5	564,2	595,4
(0,43)	587,0	639,4	670,8	723,3	754,7	796,8	838,5	880,4	933,1	984,7
(0,40)	546,0	594,8	624,0	672,8	702,0	741,2	780,0	819,2	868,0	916,0
	232,1	252,8	265,2	286,0	298,4	315,0	331,5	347,9	368,9	389,3
(А)	1152,0	1255,0	1316,6	1419,5	1481,1	1563,9	1645,7	1728,4	1831,4	1932,7
(В)	768,0	836,4	877,7	946,4	987,4	1042,6	1097,1	1152,3	1220,9	1288,4

Таблица 7 Расчет изгибающих моментов и перерезывающей силы

	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	1,0
	1365	1487	1560	1682	1755	1853	1950	2048	2170	2290
	1152,0	1255,0	1316,6	1419,5	1481,1	1563,9	1645,7	1728,4	1831,4	1932,7
	576,0	1209,2	1285,8	1368,1	1450,3	1522,5	1604,8	1687,1	1780,0	1882,1
(мм)	336,4	336,4	336,4	336,4	336,4	336,4	336,4	336,4	336,4	336,4
	193,8	406,8	432,5	460,2	487,9	512,2	539,9	567,6	598,8	633,1
	193,8	600,6	1033,1	1493,3	1981,2	2493,4	3033,3	3600,9	4199,7	4832,8
	96,9	397,2	816,9	1263,2	1737,3	2237,3	2763,4	3317,1	3900,3	4516,3
	32,6	133,6	274,8	424,9	584,4	752,6	929,6	115,9	1312,1	1519,3
	32,6	166,2	408,0	832,9	1417,3	2170,0	3099,6	4215,5	5527,6	7046,9