2020-01-14
485
Величина болтаночной перегрузки определяется по формуле
, (1)
где кg = 
- коэффициент ослабления порыва; 
- массовый параметр самолета; S - площадь крыла, м2; l - размах крыла, м; bсгх = 
- средняя геометрическая хорда крыла, bсгх = 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).
кg = 
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 суmin = -суmax (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 Qy, изгибающим Мх, крутящим Мкр моментам и осевой силе N.
В курсовом проекте необходимо определить воздушные 
и инерционные нагрузки, изгибающие Мх и крутящие моменты Мкр и перерезывающую силу Qy, 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 су = 0,55, тогда:
.
В случае В:
; 
; 
; (3)
Значение принимаем су = 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 |
