Проектирование агрегатов самолёта (стр. 2 из 5)
в) полета заданной перегрузкой
(9)Находим площадь крыла [2]
(10)Определяем тягу двигателя
(11)Таблица 2. Построение поляр для крыла
| Сx | 0,688 | 0,827 | 0,96 | 1,08 | 1,195 | 1,25 | 1,31 | 1,35 | 1,22 |
| Cy | 0,043 | 0,058 | 0,0746 | 0,094 | 0,1146 | 0,13 | 163 | 0,207 | 0,278 |
Рис. 1
Площадь крыла: [5]
(12)Удлинение: [5]
(13)Сужение: [5]
(14)Хорда крыла в расчетном сечении:
(15)где
Толщина крыла:
для пятой хорды.Профиль крыла в расчетном сечении строится следующим образом: ординаты верхней и нижней половины профиля
и 
определяются из уравнений, описывающих форму профиля крыла, если заданы относительные координаты 
и 
в % от хорды, то и определяются по формулам: [5] 
, 
Принимаем
Таблица 3 | X | 0 | 2,5 | 10 | 15 | 20 | 30 | 40 | 50 |
 | 0 | 2,01 | 2,92 | 4,02 | 4,83 | 5,51 | 6,4 | 5,82 |
 | 0 | -1,03 | -1,52 | -1,96 | -2,17 | -2,47 | -2,6 | -2,78 |
Произведя расчеты получаем:
Таблица 4
| Yв | 0 | 0,06 | 0,087 | 0,12 | 0,14 | 0,16 | 0,19 | 0,20 | 0,20 | 0,208 |
| Yн | 0 | -0,03 | -0,04 | -0,05 | -0,06 | -0,07 | -0,07 | -0,08 | -0,08 | -0,09 |
Расчетная схема крыла
Рис. 2Сечение профиля крыла
Рис. 3
2.3 Определение воздушной нагрузки
Для плоского нестреловидного крыла с удлинением
воздушная нагрузка определяется во формуле: [5] 
(16)Таблица 5
| № |  |  |  |  |  |  |  |  |  |  |  |
| 1 | 0 | 0 | 3,2 | 3600 | 1440 | 3600 | 3600 | 360 | - | 0 | 1800 |
| 2 | 0,4 | 0,1 | 3,06 | 3442,5 | 1377 | 3240 | 3442,5 | 344,25 | - | 0 | 1721,25 |
| 3 | 0,8 | 0,2 | 2,92 | 3285 | 1314 | 2880 | 3285 | 328,5 | - | 0 | 2956,5 |
| 4 | 1,2 | 0,3 | 2,78 | 3127,5 | - | 2520 | 3127,5 | 312,75 | - | 0 | 2814,75 |
| 5 | 1,6 | 0,4 | 2,64 | 2970 | - | 2160 | 2970 | 297 | 1,056 | 1573,1 | 1099,91 |
| 6 | 2 | 0,5 | 2,5 | 2812,5 | - | 1800 | 2812,5 | 281,25 | 1 | 1489,7 | 1041,58 |
| 7 | 2,4 | 0,6 | 2,36 | 2655 | - | 1440 | 2655 | 265,5 | 0,944 | 1406,3 | 983,25 |
| 8 | 2,8 | 0,7 | 2,22 | 2497,5 | - | 1080 | 2497,5 | 249,75 | 0,888 | 1322,8 | 812,75 |
| 9 | 3,2 | 0,8 | 2,08 | 2340 | - | 720 | 2340 | 234 | - | 0 | 2106 |
| 10 | 3,6 | 0,9 | 1,94 | 2182,5 | - | 360 | 2182,5 | 218,25 | - | 0 | 1964,25 |
| 11 | 4 | 1 | 1,8 | 2025 | - | 0 | 2025 | 202,5 | - | 0 | 1822,5 |
2.4 Распределение массовых сил вдоль размаха крыла
Массовые нагрузки конструкции крыла можно определить: [5]
(17)где
Массовые силы от топлива, находящиеся в крыле: [5]
(18)где
Площадь топливного бака находим из объема, самого топлива.
Результаты расчета приведены в таблице 5
2.5 Построение эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов
При построении эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов крыло рассматривается как балка на двух опорах. Опорами являются стыковочные шпангоут фюзеляжа. Балки нагружены распределенной нагрузкой, которая определяется по формуле: [5]
(19)Разбиваем крыло на части. Интегрируем численным методом эпюру
получаем эпюру перерезывающих сил 
и изгибающих моментов 
. 
(20) 
(21)Результаты расчета приведены в таблице 6
Таблица 6
| № | | |  |  |  |  |  |  |  |  |  |
| 1 | 0 | 1800 | 1760,6 | 0,4 | 1760,6 | 1760,6 | 125 | 579,25 | 694,9 | 231,7 | 2749,44 |
| 2 | 0,1 | 1721,3 | 2338,9 | 0,4 | 2338,9 | 16986 | 125 | 810,55 | 919,9 | 324,22 | 2517,74 |
| 3 | 0,2 | 2956,5 | 2885,6 | 0,4 | 2885,6 | 14647 | 125 | 1029,3 | 843,5907 | 411,7 | 2193,52 |
| 4 | 0,3 | 2814,8 | 1957,3 | 0,4 | 1957,3 | 11761 | 125 | 657,93 | 480,6142 | 263,17 | 1781,82 |
| 5 | 0,4 | 1099,9 | 1070,7 | 0,4 | 1070,7 | 9804 | 125 | 303,3 | 354,1314 | 121,32 | 1518,65 |
| 6 | 0,5 | 1041,6 | 1012,4 | 0,4 | 1012,4 | 8733,3 | 404,97 | 525,5828 | 161,99 | 1397,33 | |
| 7 | 0,6 | 983,25 | 1615,5 | 0,4 | 1615,5 | 7720,9 | 646,2 | 758,475 | 258,48 | 1235,34 | |
| 8 | 0,7 | 2247,8 | 2176,9 | 0,4 | 2176,9 | 6105,4 | 870,75 | 842,4 | 348,3 | 976,86 | |
| 9 | 0,8 | 2106 | 2035,1 | 0,4 | 2035,1 | 3928,5 | 814,05 | 785,7 | 325,62 | 628,56 | |
| 10 | 0,9 | 1964,3 | 1893,4 | 0,4 | 1893,4 | 1893,4 | 757,35 | 378,675 | 302,94 | 302,94 | |
| 11 | 1 | 1822,5 | 0 | 0 | 0 |
2.6 Построение эпюр крутящих моментов
Крутящий момент вычисляется по формуле: [5]
(22)Таблица 7