Геометрические параметры крыла.

Из описания самолета прототипа получаем основные характеристики крыла:

- корневая хорда крыла b_корн;

- концевая хорда крыла b_конц;

- размах крыла L;

- угол стреловидности крыла по линии 25% хорд %.

На основе этих данных также определяются относительные параметры:

- относительное сужение крыла: ;

- площадь крыла: ;

- удлинение крыла: .

Рис. 3.1.

На основе этих данных выполняется эскиз полукрыла (консоли) в плане в удобном масштабе. Для стреловидного крыла изображается эквивалентное по площади прямое крыло путем поворота исходного стреловидного так, чтобы линия 25% хорд была перпендикулярна оси фюзеляжа. При этом концевая и корневая хорды соответственно уменьшаются, а полуразмах крыла L/2 увеличивается. Пример эскиза показан на Рис. 3.1.

На эскизе необходимо изобразить:

1. Ось Z, перпендикулярную оси симметрии самолета с началом в передней кромке среднего сечения крыла.

2. Линия центров давления (ц.д.).

3. Линия центров тяжести (ц.т.).

4. Центры тяжести всех грузов, находящихся в крыле.

5. Расчетное сечение.

Линия центров давления определяется по формуле

, (3.1)

где – наклон прямой по ;

– коэффициент момента при .

Эти параметры могут задаваться в задании в качестве характеристик крыла (вернее профиля крыла) или определяются прототипом, а либо определяется заданием, либо вычисляется по формуле

,

где – коэффициент эксплуатационной перегрузки;

G – вес самолета;

S – площадь крыла;

q – скоростной напор.

Линия центров тяжести определяется как

. (3.2)