Выбор конструктивно-силовой схемы крыла определяется:
1) компоновкой крыла - наличием в обшивке люков для обслуживания расположенных в крыле агрегатов оборудования, наличием в крыле бака для топлива;
2) компоновкой фюзеляжа – наличием достаточных объемов для центральной части крыла в фюзеляже (при однолонжеронном крыле объемы в фюзеляже требуются минимальные);
3) требованием жесткости.
Для приближенного выбора конструктивно-силовой схемы крыла воспользуемся понятием условного лонжерона, ширина пояса которого составляет 60% хорды крыла в расчетном сечении. В задании берется корневая хорда b0. Толщина пояса условного лонжерона определяется по формуле:
, где
Р0 – удельная нагрузка на крыло при взлете;
S – площадь крыла;
Za - координата средней аэродинамической хорды от продольной оси самолета по размаху крыла;
mi – масса груза, расположенного на крыле;
zi – координата центра масс груза, расположенного на крыле, от продольной оси самолета по размаху крыла;
np=3 – коэффициент расчетной перегрузки;
mкр – масса крыла;
- относительная толщина профиля крыла;
b0 – корневая хорда крыла.
Для изготовления пояса лонжерона выбираем материал из алюминиевого сплава Д16Т, для которого
sр =330[МПа]=330×106[Па];
Запишем исходные данные для определения dу:
Р0=3370 [Н/м2];=0,12;zi=1.5[м];
mi=210.7 [кг];b0=3,2[м];za=3.2[м];
mкр=1351 [кг];S=33,317[м2];
[м].
Т.к. толщина пояса условного лонжерона меньше, чем 3 мм, то, как показывает опыт проектирования самолета, обшивка крыла будет тонкой и ее критическое напряжение низким. Материала недостаточно, чтобы сформировать обшивку со стрингерами, подкрепляющими обшивку и тем самым повышающими ее критические напряжения. В таком случае рационально использовать лонжеронное крыло, в котором изгибающий момент в основном, т.е. 50%, воспринимается лонжероном.
Определим величину интенсивности моментной нагрузки и перерезывающей силы:
В этом случае, действительно, выгодно использовать лонжеронное крыло.
Для данной схемы крыла целесообразно применить двухлонжеронную схему.