Нагрузки действующие на крыло.

Нагрузки на крыло в полете возникают от действия воздуш­ных (аэродинамических) сил и массовых сил от конструкции крыла и агрегатов, установленных на крыле (двигателей, шасси, топливных баков и др.). При посадке и движении самолета по аэродрому действуют нагрузки от реакции земли, если основные опоры закреплены на крыле.

Воздушная нагрузка распределена по поверхности крыла. Ее равнодействующей является полная аэродинамическая сила, которая может быть разложена на подъемную силу и силу лобового сопротивления. Сила лобового сопротивления сравни­тельно невелика и действует в плоскости наибольшей жесткос­ти крыла, поэтому при определении нагрузок на крыло этой силой обычно пренебрегают и расчет на прочность ведется только от действия подъемной силы.

Для определения усилий в сечениях крыла воздушную нагрузку представляют в виде погонной нагрузки q_B (рис. 2.4), т. е. нагрузки, действующие на единицу размаха крыла. В приб­лиженных расчетах принято условие, что погонная воздушная нагрузка распределяется по крылу пропорционально его хор­дам. Таким образом, в прямоугольном крыле воздушная нагруз­ка распределена по размаху равномерно, в трапециевидном уменьшается к концам крыла в соответствии с уменьшением длины хорд.

Погонная воздушная нагрузка g_B = Y * , где Y - подъемная сила, S и B- площадь и хорда крыла. В установившемся горизон­тальном полете подъемная сила равна силе тяжести самолета G. Следовательно, погонная воздушная нагрузка может быть записана также выражением qB = G* . Она приложена по линии центров давления, т. е. линии, соединяющей центры давления профилей крыла.

Рис. 2.4. Нагрузки, действующие на крыло:

1 — линия центров давления; 2 — ось жесткости; 3 — линия центров масс

Массовая нагрузка от конструкции крыла распределена по всему объему крыла. Погонная массовая нагрузка крыла q_kp распределяется аналогично распределению погонных воздушных нагрузок, т. е. пропорционально хордам. При равномерном горизонтальном полете g_kp = G_kpb/S, где G_kp - вес крыла. Приложена массовая нагрузка крыла по линии центров масс сечений крыла и направлена перпендикулярно плоскости хорд.

Воздушная и массовая погонные нагрузки для удобства расчетов могут суммироваться. Суммарная погонная нагрузка qc представляет собой разность между воздушной и массовой нагрузками: qс = q_b - q_kp = (G- G_kp) b/S.

Массовые нагрузки от агрегатов, расположенных на крыле, являются сосредоточенными нагрузками. Они приложены в центре масс агрегатов. При отсутствии перегрузок массовая нагрузка от агрегата равна его весу Р_аг. Из гл. 2 известно, что расчет конструкции ВС на прочность ведется с учетом максимальной эксплуатационной перегрузки n^Э_max и коэффициента безопасности ƒ.

Поэтому расчетная суммарная нагрузка q_pc и расчетная нагрузка от массы агрегатов P^p_аг определяются по формулам: q^р_с = q_cƒ n^э_mах; P^p_аг = Р_агƒ n^э_mах. Направление действия расчетных нагрузок зависит от знака перегрузки.

Усилия в сечениях крыла определяются суммированием аэродинамических и массовых сил, которые вызывают деформации изгиба, сдвига (среза) и кручения. Деформация кручения возникает потому, что суммарная погонная нагрузка в общем случае приложена впереди оси жесткости крыла (линии, соединяющей центры жесткости профилей крыла) и создает погонный крутящий момент m_kp = q_ca.

От веса агрегата возникает сосредоточенный крутящий момент М_{кр аг} = Р_агс (рис. 2.5), где с - расстояние от линии действия веса агрегата до оси жесткости крыла.

При определении усилий в элементах конструкции крыла пользуются методом сечений, который предполагает, что мысленно отсеченная часть крыла находится в равновесии под действием внешних нагрузок и внутренних усилий в силовых элементах сечения крыла.

Предположим, что на отсеченную часть крыла действует результирующая сила Р (рис. 2.6), полученная суммированием действующих на эту часть нагрузок и приложенная в центре нагрузок отсеченной части. Сила Р уравновешивается в сечении внутренними усилиями: изгибающим моментом М_из, поперечной силой Q и крутящим моментом М_кр.

Рис. 2.5. К определению крутящего момента от веса агрегата

Рис. 2.6. Усилия в сечении крыла