Раздел 1. Границы допустимых скоростей и перегрузок

РЕФЕРАТ

 

Курсовая работа на тему «Расчет на прочность крыла и шасси пассажирского самолёта Gulfstream G650» содержит:

страниц – 61

рисунков – 28

таблиц – 14

Цель работы – определить границы допустимых скоростей и перегрузок, определить нагрузки на крыло и стойку шасси самолета, выполнить проектировочный и проверочный расчеты на прочность крыла и стойки шасси самолета, рассчитать ресурс элемента стойки шасси.

Вывод: расчеты, приведенные в данной работе, дают возможность спроектировать сечение крыла и стойку шасси самолета, исходя из статического действия нагрузок.

 

Ключевые слова: нормы летной годности (НЛГ), эксплуатационные и маневренные перегрузки, нормальные и касательные напряжения, стрингеры, лонжероны, нагрузка, прочность, ресурс, устойчивость

 

 

Содержание

 

Введение........................................................................................................... 5

Общие сведения о самолёте Gulfstream G650.................................................... 6

Технические данные самолёта Gulfstream G650............................................... 8

1. Определение расчётных скоростей и перегрузок, построение огибаюшей режимов полёта «скорость – перегрузка»................................................................... 10

        1. 1 Выбор максимальной и минимальной маневренных перегрузок.. 10

        1.2 Определение расчетных скоростей полета................................. 10

              1.2.1 Выбор максимальной и минимальной маневренных перегрузок........................................................................................................................ 10

              1.2.2 Определение расчётных скоростей полёта........................ 10

              1.2.3 Расчёт перегрузок при полёте в неспокойном воздухе....... 14

              1.2.4 Определение максимальной и минимальной эксплуатационных перегрузок................................................................................................................... 16

2. Определение нагрузок на крыло самотёта................................................. 17

        2.1 Спрямление крыла......................................................................... 17

         2.2 Определение равнодействующих воздушных и массовых нагрузок 18

            2.3 Определение распределения воздушной нагрузки по размаху

крыла................................................................................................................. 19

        2.4 Определение распределения массовой нагрузки по размаху

крыла................................................................................................................. 21

         2.5 Расчет поперечных сил, изгибающих и приведенных моментов. 23

        2.6 Проверка правильности построения эпюр нагрузок................... 29

3. Проектировочный расчёт сечения крыла................................................... 30

        3.1 Определение толщины обшивки и шага стрингеров в растянутой и сжатой панели крыла.................................................................................................. 31

        3.2 Расчёт площадей стрингеров в растянутой и сжатой панелях крыла. Подбор стрингеров по сортаменту авиационных профилей............................ 32

        3.3 Определение площадей лонжеронов в растянутой и сжатой панелях крыла........................................................................................................................ 35

        3.4 Определение толщин стенок лонжеронов................................... 35

        3.5 Расчёт расстояния между рядовыми нервюрами...................... 38

4. Проверочный расчёт крыла самолёта на прочность................................. 39

        4.1 Расчёт сечения крыла на эксплуатационные и расчётные нагрузки по методу редуционных коэффициентов.............................................................. 39

              4.1.1 Расчёт нормальных напряжений (ручной счёт)................. 41

              4.1.2 Определение нормальных напряжений на ЭВМ.................. 44

5. Расчёт стойки шасси на прочность и ресурс............................................... 46

        5.1 Рзработка кинематической схемы стойки шасси. Выбор и обоснование КСС стойки шасси........................................................................................ 46

              5.1.1 Описание стойки шасси....................................................... 46

              5.1.2 Исходные данные.................................................................. 47

              5.1.3 Подбор колёс........................................................................ 47

              5.1.4 Определение основных параметров амортизатора.......... 49

        5.2 Определение нагрузок на стойку шасси при посадке самолета. 50

        5.3 Определение толщины стенок штока и цилиндра...................... 53

        5.4 Расчёт конструктивных элементов шасси на прочность.......... 53

              5.4.1 Проверочный расчёт штока............................................... 54

              5.4.2 Проверочный расчёт цилиндра........................................... 55

        5.5 Расчёт ресурса стойки шасси...................................................... 55

              5.5.1 Расчёт размеров оси колеса................................................ 56

              5.5.2 Расчёт коэффициента концентрации напряжений.......... 56

              5.5.3 Расчёт минимального гарантийного ресурса оси колеса.. 57

Заключение о прочности крыла и шасси самолёта ........................................ 59

Список использованной литературы............................................................. 60

Введение

Самолёту, как летательному аппарату, предъявляют сложные и противоречивые требования: аэродинамические (сводятся к выбору внешних форм), прочностные (способность воспринимать нагрузки, действующие в эксплуатации, без разрушений), надёжности (способность выполнять заданные функции в течение установленного срока), эксплуатационные, ремонтопригодности, технологичности и т. д. при условии минимума веса конструкции.

Проверка прочности означает проверку целостности конструкции при заданных внешних нагрузках. Поэтому прочностные требования входят в группу важнейших.

Расчёт на прочность занимается методами определения и нормирования нагрузок на самолёт и его агрегаты, выявление силовой схемы конструкции, изучение методов расчёта конкретных силовых схем.

Общие сведения о самолёте

 

Технические данные самолёта

Диаметр фюзеляжа	Dф = 2,59 м
Длина самолёта	Lc = 30.40 м
Высота самолёта	Н = 7.82 м
Размах крыла	Lкр = 31,89 м
Максимальная взлётная масса	Мвзл = 45.178 т
Стреловидность крыла (по ¼ хорды)	χ = 300
Объём топлива	20050 л
Площадь крыла	Sкр = 119.3 м2
Крейсерская скорость	Vc = 850-900 км/ч
Пассажировместимость	8-12 человек
Дальность полёта	13000 км
Максимальная высота полёта	Н = 15500 м

 

 

Заключение о прочности крыла и шасси самолета

 

В данной работе проведен расчет на прочность крыла и шасси пассажирскиго самолета Ту-134.

В результате анализа полученных результатов сделаны следующие выводы:

· после приложения расчётных нагрузок на крыло не происходит разрушения, о чем свидетельствуют напряжения, не превышающие предел прочности , полученные при проверочном расчётем (см. таблицу 4.2.

· в ходе проектировочного расчета определены основные параметры амортизатора стойки шасси. При проведении проверочного расчета получены коэффициенты запаса прочности, превышающие единицу (выполняется условие ). Это сведетельствует о статической прочности амортизатора стойки шасси.

· для предотвращения усталостного разрушении оси колеса шасси проведен расчет ее долговечности. Минимальный гарантийный ресурс оси колеса шасси составил посадок. Такой ресурс, полученный при проектировании по разрушающим нагрузкам, недопустим. Поэтому проектировать ось колеса шасси следует на ресурс.

 

Список использованной литературы

1. Евсеев Л.А. «Расчёт на прочность крыла большого удлинения». Харьков 1985 г.

2. Стригунов В.М. «Расчёт самолёта на прочность». М. машиностроение 1984 г.

3. Кан, Свердлов «Расчёт самолёта на прочность» М. машиностроение 1966 г.

4. Евсеев Л.А., Миронов К.В., Фомичёв П.А. «Расчёт шасси самолёта на прочность». Харьков 1988 г.

 

РЕФЕРАТ

 

Курсовая работа на тему «Расчет на прочность крыла и шасси пассажирского самолёта Gulfstream G650» содержит:

страниц – 61

рисунков – 28

таблиц – 14

Цель работы – определить границы допустимых скоростей и перегрузок, определить нагрузки на крыло и стойку шасси самолета, выполнить проектировочный и проверочный расчеты на прочность крыла и стойки шасси самолета, рассчитать ресурс элемента стойки шасси.

Вывод: расчеты, приведенные в данной работе, дают возможность спроектировать сечение крыла и стойку шасси самолета, исходя из статического действия нагрузок.

 

Ключевые слова: нормы летной годности (НЛГ), эксплуатационные и маневренные перегрузки, нормальные и касательные напряжения, стрингеры, лонжероны, нагрузка, прочность, ресурс, устойчивость

 

 

Содержание

 

Введение........................................................................................................... 5

Общие сведения о самолёте Gulfstream G650.................................................... 6

Технические данные самолёта Gulfstream G650............................................... 8

1. Определение расчётных скоростей и перегрузок, построение огибаюшей режимов полёта «скорость – перегрузка»................................................................... 10

        1. 1 Выбор максимальной и минимальной маневренных перегрузок.. 10

        1.2 Определение расчетных скоростей полета................................. 10

              1.2.1 Выбор максимальной и минимальной маневренных перегрузок........................................................................................................................ 10

              1.2.2 Определение расчётных скоростей полёта........................ 10

              1.2.3 Расчёт перегрузок при полёте в неспокойном воздухе....... 14

              1.2.4 Определение максимальной и минимальной эксплуатационных перегрузок................................................................................................................... 16

2. Определение нагрузок на крыло самотёта................................................. 17

        2.1 Спрямление крыла......................................................................... 17

         2.2 Определение равнодействующих воздушных и массовых нагрузок 18

            2.3 Определение распределения воздушной нагрузки по размаху

крыла................................................................................................................. 19

        2.4 Определение распределения массовой нагрузки по размаху

крыла................................................................................................................. 21

         2.5 Расчет поперечных сил, изгибающих и приведенных моментов. 23

        2.6 Проверка правильности построения эпюр нагрузок................... 29

3. Проектировочный расчёт сечения крыла................................................... 30

        3.1 Определение толщины обшивки и шага стрингеров в растянутой и сжатой панели крыла.................................................................................................. 31

        3.2 Расчёт площадей стрингеров в растянутой и сжатой панелях крыла. Подбор стрингеров по сортаменту авиационных профилей............................ 32

        3.3 Определение площадей лонжеронов в растянутой и сжатой панелях крыла........................................................................................................................ 35

        3.4 Определение толщин стенок лонжеронов................................... 35

        3.5 Расчёт расстояния между рядовыми нервюрами...................... 38

4. Проверочный расчёт крыла самолёта на прочность................................. 39

        4.1 Расчёт сечения крыла на эксплуатационные и расчётные нагрузки по методу редуционных коэффициентов.............................................................. 39

              4.1.1 Расчёт нормальных напряжений (ручной счёт)................. 41

              4.1.2 Определение нормальных напряжений на ЭВМ.................. 44

5. Расчёт стойки шасси на прочность и ресурс............................................... 46

        5.1 Рзработка кинематической схемы стойки шасси. Выбор и обоснование КСС стойки шасси........................................................................................ 46

              5.1.1 Описание стойки шасси....................................................... 46

              5.1.2 Исходные данные.................................................................. 47

              5.1.3 Подбор колёс........................................................................ 47

              5.1.4 Определение основных параметров амортизатора.......... 49

        5.2 Определение нагрузок на стойку шасси при посадке самолета. 50

        5.3 Определение толщины стенок штока и цилиндра...................... 53

        5.4 Расчёт конструктивных элементов шасси на прочность.......... 53

              5.4.1 Проверочный расчёт штока............................................... 54

              5.4.2 Проверочный расчёт цилиндра........................................... 55

        5.5 Расчёт ресурса стойки шасси...................................................... 55

              5.5.1 Расчёт размеров оси колеса................................................ 56

              5.5.2 Расчёт коэффициента концентрации напряжений.......... 56

              5.5.3 Расчёт минимального гарантийного ресурса оси колеса.. 57

Заключение о прочности крыла и шасси самолёта ........................................ 59

Список использованной литературы............................................................. 60

Введение

Самолёту, как летательному аппарату, предъявляют сложные и противоречивые требования: аэродинамические (сводятся к выбору внешних форм), прочностные (способность воспринимать нагрузки, действующие в эксплуатации, без разрушений), надёжности (способность выполнять заданные функции в течение установленного срока), эксплуатационные, ремонтопригодности, технологичности и т. д. при условии минимума веса конструкции.

Проверка прочности означает проверку целостности конструкции при заданных внешних нагрузках. Поэтому прочностные требования входят в группу важнейших.

Расчёт на прочность занимается методами определения и нормирования нагрузок на самолёт и его агрегаты, выявление силовой схемы конструкции, изучение методов расчёта конкретных силовых схем.

Общие сведения о самолёте

 

Технические данные самолёта

Диаметр фюзеляжа	Dф = 2,59 м
Длина самолёта	Lc = 30.40 м
Высота самолёта	Н = 7.82 м
Размах крыла	Lкр = 31,89 м
Максимальная взлётная масса	Мвзл = 45.178 т
Стреловидность крыла (по ¼ хорды)	χ = 300
Объём топлива	20050 л
Площадь крыла	Sкр = 119.3 м2
Крейсерская скорость	Vc = 850-900 км/ч
Пассажировместимость	8-12 человек
Дальность полёта	13000 км
Максимальная высота полёта	Н = 15500 м

 

 

Раздел 1. Границы допустимых скоростей и перегрузок

 

1.1 Обоснование выбора норм летной годности самолета

НЛГC – это свод обязательных положений, требований к летной годности гражданских самолетов, их двигателей и оборудования, направленные на обеспечение безопасности полета. В НЛГC регламентированы величины нагрузок на летательный аппарат, агрегаты и элементы при проектировании и испытаниях на прочность; сформулированы полетные условия, для которых прочность конструкции должна быть обеспечена. 

Дальнемагистральный пассажирский самолет Gulfstream G650 относится к транспортной категории самолетов, поэтому расчеты, связанные с проектированием и сертификацией самолета проведены в соответствии с требованиями FAR-25 или аналогов CS-25(Европа), АП-25(СНГ).

 

1.2 Расчёт огибающей предельных полётных условий V - n

 

Все многообразие нагрузок, действующих на самолет в эксплуатации, в НЛГC сведено к ограниченному числу расчетных случаев, которые определяют прочность конструкции. В соответствии с требованиями прочности должно быть доказано, что любые комбинации скорости полета V и перегрузки n_y находятся на границе и внутри огибающей полетных условий V-ny, обусловленные маневрированием или порывами ветра.

Прочность должна быть обеспечена как внутри, так и на границах огибающей предельных режимов полета.

 

1.2.1 Выбор максимальной и минимальной маневренных перегрузок.

Максимальные маневренные эксплуатационные перегрузки согласно АП-25 для самолетов транспортной категории должны быть в пределах:

,

где  – максимальный взлётный вес самолёта, кг.

Тогда, , принято

Минимальная маневренная эксплуатационная перегрузка на должна быть не меньше, чем –1. Принято .

 

1.2.2 Определение расчётных скоростей полёта

Принятые расчетные скорости полета являются индикаторными скоростями (EAS). В НЛГC для каждой категории самолетов регламентированы различные расчетные скорости полетов.

Расчетная скорость – это минимальная скорость полета, которая должна приниматься для расчета нагрузок на самолет в соответствующем расчетном случае.

Для расчёта выбран несимметричный профиль крыла NACA-2315, характеристики которого представлены в таблице 1.1.

 

Рисунок 1.1 – Аэродинамический профиль NACA-2315

 

Таблица 1.1

Геометрические характеристики (в % от хорды)			Аэродинамические характеристики (в % от хорды)
x	ув	ун	α0	Сy	Сх
0	0	0	-4	-0.19	0.013
2.5	3.85	-2.74	-2	-0.01	0.010
5	5.26	-3.66	0	0.13	0.011
7.5	6.28	-4.25	2	0.30	0.014
10	7.08	-4.66	4	0.42	0.020
15	8.25	-5.13	6	0.53	0.030
20	8.97	-5.38	8	0.72	0.040
25	9.36	-5.48	10	0.86	0.054
30	9.50	-5.50	12	1.01	0.072
40	9.22	-5.29	14	1.10	0.090
50	8.47	-4.77	16	1.30	0.110
60	7.66	-4.06	18	1.40	0.140
70	5.95	-3.22	20	1.53	0.162
80	4.29	-2.28	21	1.54	0.172
90	2.39	-1.26	22	1.44	0.230
95	1.30	-0.72	24	1.40	0.280
100	0.00	0.00	26	1.34	0.340

 

По приведенным данным построена зависимость С_у(α) (рисунок 1.2).

Рисунок 1.2 – Зависимость С_у(α)

 

Максимальное значение коэффициента подъемной силы профиля достигается при угле атаки α = 20º и равно С_{у max}^проф = 1.53. Тогда максимальное допускаемое значение коэффициента подъемной силы:

.

Определена производная подъемной силы профиля по графику зависимости С_у(α):

.

Определены расчетные скорости полёта. В АП-23 для каждой категории самолётов регламентированы различные расчётные скорости полёта. Расчётная скорость полёта – это минимальная скорость полёта, которая должна быть принята для расчёта нагрузок на самолёт в соответствующем расчётном случае.

· Расчётная скорость сваливания – минимальная скорость, при которой подъёмная сила самолёта равна его весу (вычисляют при убранных закрылках, максимальном коэффициенте подъёмной силы и расчётном весе самолёта):

;

· Расчётная скорость маневрирования (полёт с максимальной эксплуатационной перегрузкой при максимальном коэффициенте подъёмной силы):

;

· Расчётная крейсерская скорость (полёт при максимально продолжительной тяге двигателя):

;

· Расчётная скорость пикирования:

;

· Расчётная скорость при максимальной интенсивности порывов.

Коэффициент ослабления порыва  по АП-25:

,

где  – массовый параметр самолёта,

,

где  – удельная нагрузка на крыло, кг/м²;

 – плотность воздуха на высоте Н ();

 – средняя геометрическая хорда крыла,

;

Тогда коэффициент ослабления порыва:

.

Согласно АП-25, в качестве индикаторной эффективной скорости порывов максимальной интенсивности следует принимать 20.1 м/с до высоты 6100м. При полёте на больших высотах, эту скорость можно линейно уменьшать до 11.6 м/с на высоте 15250м (рисунок 1.3).

Рисунок 1.3 – Изменение скорости порывов с высотой

 

Крейсерская высота полёта – 10100м, по графику определена эффективная скорость порывов W_у =16.5 м/с.

Расчётная скорость при максимальной интенсивности порыва:

,

где ;

.

.

 

1.2.3 Расчет перегрузок при полете в неспокойном воздухе.

Кроме маневренных перегрузок, независимо от летчика возникают перегрузки при полете в неспокойном воздухе. Вследствие неравномерного распределения поля температур в атмосфере всегда существуют горизонтальные и вертикальные воздушные течения.

Максимальные и минимальные перегрузки при полете в неспокойном воздухе определены для нормируемых скоростей воздушных порывов, для крейсерской скорости V_c и скорости пикирования V_d. Расчет произведён на высоте Н = 11200 м. Для расчётных скоростей сваливания и маневрирования перегрузки не определены, так как они не могут превышать максимальную эксплуатационную перегрузку Перегрузка при полете в неспокойном воздухе вычисляется по следующей формуле:

где - перегрузка до действия порыва ;

 – приращение перегрузки от действия порыва.

Для приближенной оценки перегрузки при полете в неспокойном воздухе используют зависимость:

,

где  – эффективная скорость порыва, м/с;

 – скорость полёта самолёта, м/с;

 – удельная нагрузка на крыло, кг/м²;

Зависимости эффективной скорости порыва от высоты полёта самолёта при крейсерской скорости и скорости пикирования представлены на рисунке 1.2.3.1.

Рисунок 1.4 – Изменение скорости порывов с высотой

 

Определены эффективные скорости порывов для крейсерской высоты полёта (Н = 11200 м):

, .

Тогда максимальная и минимальная перегрузки от действия неспокойного воздуха:

.

Результаты вычислений занесены в таблицу 1.2.

 

Таблица 1.2

	153.7	192.1
	2.5	2.5
	-1	-1
	1.86	1.58
	0.06	0.42

 

На рисунке 1.5 приведены огибающие режимов полёта для маневренных перегрузок и перегрузок при полёте в неспокойном воздухе.

Рисунок 1.5 – Огибающая полетных режимов V-n для максимального взлетного веса

 

1.2.4 Определение максимальной и минимальной эксплуатационных перегрузок

Получив значения маневренной перегрузки и перегрузки при полете в неспокойном воздухе, можно определиться с тем, какие величины перегрузок являются определяющими для данного самолета. В связи с этим в дальнейших расчетах будут использованы следующие значения максимальной и минимальной эксплуатационных перегрузок:

Раздел 2. Определение нагрузок на крыло самолёта

2.1 Спрямление крыла.

При расчёте стреловидного крыла  (рисунок 2.1) необходимо ввести эквивалентное прямое крыло и все дальнейшие расчёты проводить для спрямлённого крыла. Прямое крыло введено путём поворота стреловидной консоли так, что линия центров жёсткости поперечных сечений прямого крыла перпендикулярна оси фюзеляжа. Далее стреловидное крыло спрямлено до равновеликого по площади прямого крыла (рисунок 2.2). Стреловидность крыла учитывается введением поправки на стреловидность в выражение циркуляции потока по размаху крыла.

 

 

Рисунок 2.1 – Исходное крыло.

 

Рисунок 2.2 – Спрямлённое крыло.

 

Размеры корневой и концевой хорд  уменьшаются, а величина полуразмаха   увеличивается. При определении величины полуразмаха   учтена схема расположения крыла самолета – высокоплан. Для высокоплана рекомендуется в качестве параметра принимать значение равное расстоянию от конца полукрыла до оси самолета.

Геометрические характеристики спрямлённого крыла:

 = 16 м.

b₀ = 4.6 м.

b_к = 1.6 м.

Удлинение крыла:

.

Относительное сужение крыла:

.

 

2.2 Определение равнодействующих воздушных и массовых нагрузок.

На крыло воздействуют распределённые по поверхности воздушные силы и массовые силы от конструкции крыла и от размещаемого в крыле топлива, сосредоточенные силы от масс агрегатов, расположенных на крыле.

Эксплуатационное значение аэродинамической нагрузки на крыло:

,

где  = 2,5 – максимальная перегрузка, возможная при эксплуатации;

 = 367748  Н – взлётный вес самолёта.

Величина расчетной подъемной силы:

,

где f – коэффициент безопасности (принято f = 1.5).

.

Определено расчётные значения равнодействующей массовой нагрузки на крыло и нагрузки от сосредоточенного груза (двигателя). Вес крыла принят как 10% от взлётного веса самолёта.

;

 

2.3 Определение распределения воздушной нагрузки по размаху крыла

Распределённая (погонная) воздушная нагрузка есть подъёмная сила, создаваемая отсеком крыла единичной длины. Погонная воздушная нагрузка может быть найдена через равнодействующую воздушной нагрузки и относительную циркуляцию:

,

где  – относительная циркуляция воздушной нагрузки по размаху крыла.

Относительную циркуляцию принято задавать в виде суммы относительной циркуляции прямого плоского крыла и поправок на стреловидность, крутку и влияние надстроек (фюзеляжа и мотогондол):

Г = Г_пл + ΔГχ + ΔГ_φ + ΔГ_ф,м

Относительная циркуляция прямого плоского крыла Г_пл зависит от удлинения и сужения крыла. Так как крутка, как геометрическая так и аэродинамическая, отсутствуют, а влияние фюзеляжа и мотогондол не учитывается, определена только поправка на стреловидность:

ΔГχ = ΔГ₄₅ ;

где ΔГ₄₅ – табулированное значение поправочной функции для угла стреловидности 45°;

χ – данный угол стреловидности крыла ()

Расчётные значения функции Г и воздушной нагрузки приведены в таблице 2.1.

 

Таблица 2.1

№ сечения	z	Гпл	ΔГ45	ΔГ14	Г
0	0	1.3435	-0.2350	-0.07311	1.27039	36624.5
1	0.1	1.3298	-0.1750	-0.05444	1.27536	36767.7
2	0.2	1.2908	-0.1230	-0.03827	1.25253	36109.8
3	0.3	1.2228	-0.0720	-0.0224	1.2004	34606.8
4	0.4	1.1484	-0.0250	-0.00778	1.14062	32883.4
5	0.5	1.0570	0.0250	0.00778	1.06478	30696.9
6	0.6	0.9571	0.0730	0.02271	0.97981	28247.3
7	0.7	0.8538	0.1110	0.03453	0.88833	25610.1
8	0.8	0.7430	0.1350	0.042	0.785	22631.1
9	0.9	0.6090	0.1400	0.04356	0.65256	18812.8
10	0.95	0.4593	0.1250	0.03889	0.49819	14362.5
11	1	0	0	0	0	0

 

На рисунке 2.3 приведены эпюры относительной циркуляции для прямого и стреловидного крыла, на рисунке 2.4 – эпюра воздушной нагрузки.

Рисунок 2.3 – Распределение относительной циркуляции по размаху крыла.

 

Рисунок 2.4 – Распределение воздушной нагрузки по размаху крыла.

 

2.4 Определение распределения массовой нагрузки по размаху крыла.

На самолет как в полете так и на земле действует нагрузка от массы составляющих конструкцию агрегатов. На крыло также действует массовая нагрузка от его собственного веса. В приближенных расчетах можно считать, что погонная нагрузка массовых сил крыла пропорционально хордам. Точка приложения этой нагрузки (линия центров тяжести) в сечении крыла 0.4· от носка крыла. Тогда пользуются формулой:

.

где  – текущая хорда сечения с координатой ;

 – площадь крыла в плане.

Распределённая нагрузка от веса топлива в общем случае может быть представлена как:                 

;

где  – удельный вес топлива (для керосина );

 – площадь поперечного сечения бака с координатой .

    Однако такое распределение справедливо, если топливный бак заполнен полностью. При частичном заполнении следует использовать распределение топлива пропорционально хордам топливного бака . В этом случае  в 1 и 2 сечениях находим так:

, ;

, ,

где  – длинна топливного бака:  = 15.2 м;

 – вес топлива в консоли крыла:  Н;

- ширина бака у корня крыла: =1.84 м;

- ширина бака у конца крыла:  = 0.7 м.

Топливо, объёмом 8.25 м³ (в расчетах принимаем 50% веса топлива), расположено в кессон-баках крыла. Подобраны геометрические размеры топливного бака.

Определено расположение лонжеронов: первый лонжерон расположен на расстоянии 20% от хорды, второй – 60% от хорды крыла. Соответственно расстояние между лонжеронами определено как 45% от хорды крыла, чтобы линия действия нагрузки от веса топлива не совпадала с массовой самого крыла. Строительные высоты для переднего и заднего лонжеронов для несимметричного профиля вычеслины из каталога аэродинамических профилей для       NASA 2315.

Рисунок 2.5 – Положение топливного бака в сечении.

 

Топливный бак рассматривается как усечённая пирамида высотой, равной длине бака . Площадь большего основания равна , площадь меньшего – . Тогда объём топлива, помещаемого в подобранном топливном баке: