Выкатывание самолёта Ту-154 со взлётно-посадочной полосы

Расстояние между центром масс и центром давлений (центр масс впереди):

Δх = 0,045 *  = 0,045 * 5,285 = 0,24м

Неизвестные силы вертикальных реакций ,  и сила инерции  определяются из уравнений равновесия:

Решая систему уравнений, получим результаты:

 = 164073 Н

 = 845691 Н

 = 505251 Н

3.4 Расчет нагрузок, действующих на крыло в различных условиях эксплуатации

В полете крыло нагружается аэродинамической распределенной нагрузкой и массовой силой от веса собственной конструкции крыла и размещенного в нем топлива.

Аэродинамическая нагрузка распределяется по размаху крыла по закону, близкому к параболическому. Для упрощения заменим его трапециевидным законом (рис. 5). Если принять допущение, что  постоянен по размаху крыла, то закон изменения аэродинамической силы  пропорционален хорде крыла :

 =  * [H/м];                                           (3.29)

 

Рис. 5. Замена истинного закона изменения аэродинамической силы по размаху крыла кусочно-прямоугольным и трапециевидным

Так как центроплан не создает подъемной силы, несущая площадь полукрыльев равна:

 =  - * ,                                             (3.30)

             =  - * = 180 – 6,1 * 3,8 = 156,8 [м²];

где  - площадь крыла из РЛЭ;

 -  хорда корневой нервюры;

 - диаметр фюзеляжа.

Значение текущей хорды крыла  можно вычислить по формуле:

=  +  * Z =  +  * Z [м],                   (3.31)

   =  +  * Z =  +  * Z = 1,75 +  * z = 1,75 + 0,21z [м];

где,   - хорда концевой нервюры без центроплана;

 - длина полукрыла без центроплана;

 - размах крыла;

Z – текущая длина крыла;

 = ,                                                      (3.32)

Считаем, что топливо распределено по крылу равномерно, тогда распределенная нагрузка от массовых сил крыла (его собственного веса  и топлива) изменяется по его размаху также пропорционально хорде :

 =  * [H/м],                        (3.33)

Таким образом, закон изменения  и  можно выразить через геометрические данные крыла:

 =  * ( +  * Z),                                      (3.34)

   =  *  =  * (1,75 + 0,21z) = 3201 + 384z [H/м];

 =  * ( +  * Z);                   (3.35)

 =  * ( +  * Z) =  *(1,75 + 0,21z) = 7140 + 857z [Н/м] ;

Общая распределенная нагрузка , действующая на крыло, равна разности  и :

             (3.36)

 [H/М].

Произведем расчет распределенных аэродинамических  и массовых нагрузок  в концевой, корневой части крыла, а также в местах действия сосредоточенных сил от массы шасси , подъемной силы закрылков  реакции шасси  и :

1. Расчет распределенной нагрузки в концевом сечении крыла при Z=0 [м]:

 [Н/м];

 [Н/м];

Результирующая нагрузка будет равна:

 [Н/м];

2. Расчет распределенной нагрузки в корневом сечении крыла при Z==20,58 [м]:

 [Н/м];

 [Н/м];

Результирующая нагрузка будет равна:

 [Н/м];

3. Расчет распределенной нагрузки в районе шасси при: [м]:

 [Н/м];

 [Н/м];

Результирующая нагрузка будет равна:

9625 – 21477 = [Н/м].

3.5 Расчет распределенного крутящего момента действующего на различные участки крыла планера

Если сила не проходит через центр жесткости  крыла, то, кроме изгибающего, она создает еще и крутящий момент (рис. 6). Обычно центр жесткости расположен на 36% хорды крыла от его носка, центр давления аэродинамических сил  (подъемной силы Y) на 24 % хорды (впереди центра жесткости), а центр масс крыла на 48% хорды. Поэтому погонный крутящий момент от распределенных аэродинамических  и массовых сил крыла  равен:

, [Н*м/м ], (3.37)

 [Н*м/м],                                   (3.38)

        Рис. 6. Схема возникновения крутящего момента в сечении крыла

Обычно топливо в крыле расположено в передней части  крыла, поэтому центр масс топлива совпадает с центром масс крыла. С учетом этого предположения формула (3.36) будет иметь вид:

;

 [Н*м/м],             (3.39)

==0,12* = 5909 *  [Н*м/м].

Произведем расчет распределенного крутящего момента в концевой, корневой части крыла, а также в местах действия сосредоточенных сил от массы шасси , подъемной силы элеронов :

1. Расчет распределенного крутящего момента в концевой части крыла при z=0 [м]:

(0) = 5909 *  = 18096 [Н*м/м];

2. Расчет распределенного крутящего момента в корневой части крыла при  [м]:

 () =5909 *  = 217845 [Н*м/м];

3. Расчет распределенного крутящего момента в районе шасси при [м]:

 () = 5909 *  = 163693  [Н*м/м];

3.6 Расчетно-силовая схема крыла

На основании того, что размах крыла гораздо больше длины хорды, и тем более строительной высоты, можно сделать допущение о том, что крыло представляет собой балку. Следовательно, расчетно-силовая схема крыла (рис.7) – это балка, опирающаяся на две опоры, которыми являются корневые нервюры крыла (поэтому расстояние между опорами балки ). Балка нагружена распределенными нагрузками  и , которые мы заменили на общую распределенную нагрузку , а также вертикальной реакцией на основной опоре и весом шасси .

Наибольшую опасность для крыла представляет , затем , а потом уже поперечная сила Q. Поэтому, если на эпюрах все эти три вида нагрузок максимальны в различных сечениях, то проверку работоспособности крыла необходимо проводить в первую очередь для сечения, где М_и мах.

Построение эпюр Q, ,невозможно без предварительного вычисления реакции