ВУЗ:
Составители:
Рубрика:
11
2. Определение нагрузок, действующих на крыло
2.1. Общая схема сил действующих на крыло
В общем случае нагружения, на крыло воздействуют:
1. аэродинамические нагрузки, распределенные по
поверхности крыла;
2. объемные массовые силы от конструкции крыла и от
помещаемого в крыле топлива, а также сосредоточенные
силы от масс агрегатов расположенных на крыле;
3. тепловой нагрев от скоростного напора;
4. ударные или импульсные нагрузки, типа выстрелов
авиационного оружия или пуска ракет, установленного на
крыле и т.п.
Здесь мы будем учитывать только первых два вида
нагружения это аэродинамические и массовые силы.
Для определения этих сил обычно используют две системы
координат: «скоростную», где подъемная сила Y
перпендикулярна вектору скорости, а сила лобового
сопротивления X направлена по полету и «связанную», где
ось t совпадает с хордой сечения, соответственно ось n
перпендикулярна хорде (см. рис.2.2). Составляющие Y и X
определяются по формулам
Y= F
аэр
Cosθ ; X= F
аэр
Sinθ; θ= arctg (C
x
/C
y
), (1.4)
где C
x
и C
y
– коэффициенты лобового сопротивления и
подъемной силы крыла, соответствующие данному углу
атаки, для заданного расчетного случая. Аналогично
определяются составляющие массовых сил.
12
V
α
Y
F
a
Q
n
a
Q
t
a
x
Рис.2.1
F
кр
Q
t
к
р
θ
y
X
n
t
Q
n
к
р
11 12 2. Определение нагрузок, действующих на крыло 2.1. Общая схема сил действующих на крыло В общем случае нагружения, на крыло воздействуют: a y n 1. аэродинамические нагрузки, распределенные по Qn поверхности крыла; 2. объемные массовые силы от конструкции крыла и от θ Fa помещаемого в крыле топлива, а также сосредоточенные Y силы от масс агрегатов расположенных на крыле; 3. тепловой нагрев от скоростного напора; x 4. ударные или импульсные нагрузки, типа выстрелов α авиационного оружия или пуска ракет, установленного на кр крыле и т.п. Qt Здесь мы будем учитывать только первых два вида X нагружения это аэродинамические и массовые силы. V a Для определения этих сил обычно используют две системы Qt координат: «скоростную», где подъемная сила Y перпендикулярна вектору скорости, а сила лобового сопротивления X направлена по полету и «связанную», где ось t совпадает с хордой сечения, соответственно ось n кр t Fкр Qn перпендикулярна хорде (см. рис.2.2). Составляющие Y и X определяются по формулам Y= FаэрCosθ ; X= Fаэр Sinθ; θ= arctg (Cx/Cy), (1.4) Рис.2.1 где Cx и Cy – коэффициенты лобового сопротивления и подъемной силы крыла, соответствующие данному углу атаки, для заданного расчетного случая. Аналогично определяются составляющие массовых сил.
Страницы
- « первая
- ‹ предыдущая
- …
- 4
- 5
- 6
- 7
- 8
- …
- следующая ›
- последняя »