Пояснительная записка к курсовой работе по прочности ”Расчет на прочность элементов конструкции самолета”, страница 8

1,00	0	0	0	0	0
0,95	0,4016	0,40	0,455	0,318	0,4979
0,9	0,5313	0,53	0,602	0,422	0,6706
0,8	0,6950	0,7	0,795	0,557	0,8832
0,7	0,8205	0,82	0,932	0,652	1,0246
0,6	0,9390	0,94	1,068	0,748	1,1293
0,56	0,99	0,99	1,125	0,787	1,1694
0,5	1,0550	1,06	1,193	0,835	1,1694
0,4	1,1642	1,16	1,318	0,923	1,3104
0,3	1,2595	1,26	1,432	1,002	1,3940
0,2	1,3338	1,33	1,511	1,058	1,4308
0,107	1,3777	1,38	1,568	1,098	1,4487
0,107	1,3777	0,413	0,470	0,328	0,3502
0,1	1,3810	0,414	0,471	0,329	0,3486
0	1,3972	0,419	0,476	0,333	0,3097

Для учета влияния фюзеляжа и гондол, на участках, занятых ими, ординаты  циркуляции уменьшаются на величины:

, где     - значение циркуляции по оси фюзеляжа плоского крыла, ;

а -     коэффициент, задаваемый Нормами прочности в зависимости от типа самолета и коэффициента подъемной силы крыла, а = 0,70.

Подъемная сила в сечении крыла находится по формуле 2.2

                                                             (2.2)

Где, тогда вычислим ,

Полученная кривая  с впадинами в местах расположения фюзеляжа  и гондол двигателей ограничивает площадь, меньшую 1. Так как площадь под кривой должна быть равна 1, то производится пересчет по формуле:

                                                                           (2.3)

где ,                                                                       (2.4)

.

Результаты представим на рисунке №5

Рисунок 5 - Зависимость циркуляции от относительного полуразмаха.

Интенсивность нагрузок от массы конструкции крыла, действующих в направлении нормали к хорде, можно найти с помощью формулы.

.

Массовые нагрузки топлива в направлении нормали к хорде

.

2.2 Построение эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов для крыла большого удлинения

При построении эпюр и крыло рассматривается как консольная балка, нагруженная распределенной нагрузкой, интенсивность которой вычисляется по формуле

.

С помощью численного интегрирования методом трапеций определяем перерезывающую сила и изгибающий момент  в i-ом сечении крыла:

                                                                 (2.6)

                                                                       (2.7)

где                                                                                                           (2.8)

                                                               (2.9)

Результаты расчета представим в таблице 6.