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
0	0	1,1285	4656,47	590,27	4066,208
1	0,1	1,1261	4646,57	590,24	4056,30
2	0,2	1,1196	4619,75	590,24	4029,48
3	0,3	1,1096	4578,49	590,24	3988,22
4	0,4	1,0961	4522,78	590,24	3932,51
5	0,5	1,0765	4441,91	590,24	3851,64
6	0,6	1,0457	4314,82	590,24	3724,55
7	0,7	0,9954	4107,27	590,24	3517,003
8	0,8	0,9138	3770,57	590,24	3180,3
9	0,9	0,7597	3134,71	590,24	2544,44
10	0,95	0,5	2063,12	590,24	1472,85
11	1	0	0	590,24	-590,27