Распределение воздушной и массовой нагрузок по размаху крыла

Распределенная (погонная) нагрузка есть подъемная сила, создаваемая отсеком крыла единичной длины. Она определяется геометрией крыла в плане (рис. 2.4) и типом профиля.

Рисунок 2.5 – Вид полкрыла сверху.

Штриховая линия на риснку 2.5 показывает, что воздушная нагрузка создается не только консолью крыла, но и фюзеляжем на участке крыла. Основная линия соответствует шарнирному креплению консоли.

Используем формулу из пособия [2].

(2.19)

где –относительная циркуляция.

Относительную циркуляцию крыла определяют как сумму относительной циркуляции прямого крыла и поправок на стреловидность, крутку, влияние фюзеляжа и мотогондол. Так как самолет-прототип имеет прямое крыло, мотогондолы отсутствуют, а интерференцией крыла и фюзеляжа у высокопланов можно пренебречь, то следует брать

Относительную циркуляцию берем как для прямого плоского крыла при относительном сужении

Массовую нагрузку конструкции крыла определим, используя формулу:

(2.20)

где M _кр=0, 09 т– масса крыла;

– длина одной консоли.

Условно распространяем эпюру до сечения z=0 (т.е. до плоскости симметрии самолета). Отметим также, что масса крыла взята без учета массы подкоса.

Запишем формулу для вычисления суммарной распределенной нагрузки:

(2.21)

Результаты вычислений , , , приведем в табл. 2.1.

Таблица 2.1

Вычисление погонной нагрузки

i
		1, 1285	4656, 47	590, 27	4066, 208
	0, 1	1, 1261	4646, 57	590, 24	4056, 30
	0, 2	1, 1196	4619, 75	590, 24	4029, 48
	0, 3	1, 1096	4578, 49	590, 24	3988, 22
	0, 4	1, 0961	4522, 78	590, 24	3932, 51
	0, 5	1, 0765	4441, 91	590, 24	3851, 64
	0, 6	1, 0457	4314, 82	590, 24	3724, 55
	0, 7	0, 9954	4107, 27	590, 24	3517, 003
	0, 8	0, 9138	3770, 57	590, 24	3180, 3
	0, 9	0, 7597	3134, 71	590, 24	2544, 44
	0, 95	0, 5	2063, 12	590, 24	1472, 85
				590, 24	-590, 27

Строим эпюры воздушной, массовой и суммарной распределенной нагрузки по крылу (рисунок 2.6).

Рисунок 2.6 – Эпюры распределенных нагрузок.