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航空機の翼の曲げ断面の計算に関するコースワークの例
初期データ
離陸重量、kg 34500
翼重量、kg 2715
燃料の質量、kg 12950
パワーマス
取り付け、kg 1200 2=2400
翼幅、m 32.00
中心弦、m 6.00
エンドコード、m 2.00
稼働中
過負荷、ne 4.5
係数
セキュリティ、f 1.5
米。 5.1 航空機のスケッチ。
翼面荷重の設計図の作成
5.2.1. 同等の翼の構築
翼を平面図でスケッチしましょう。 図 5.2 から理解できるように、50% 弦の線を航空機の対称軸に垂直な位置に回転させ、基本的な構築を実行すると、同等の真っ直ぐな翼が得られます。 初期データに基づいて、航空機のスケッチを使用して、翼の幾何学的パラメータの値を決定します。
; 
;
; 
(5.1)
図5.2 等価翼。
値を等しいセグメントに分割します。
メートル, (5.2)
それにより取得 セクション: = … 、 どこ - セクション番号 各セクションのコードの値は次の式で決定されます。
. (5.3)
計算結果を表 5.1 に示します。
5.2.2 荷重は設計ケース、安全係数に対して決定されます。
翼の揚力は次の式で計算されます。
, n. (5.4)
翼幅に沿って翼弦に比例して線形空気荷重を分配します。
どこ 
, 平方メートル- 翼面積、図によると。 5.3.a)。
計算結果を表 5.1 に示し、図を図に示します。 5.3.b)。
翼構造の重量からの荷重を翼弦に比例して翼幅に沿って分散します。
. (5.6)
計算結果を表 5.1 に示します。 プロットを図に示します。 5.3.c)。
翼に配置された燃料の重量による荷重は、翼弦に比例して翼幅に沿って分散されます。
. (5.7)
計算結果を表 5.1 に示します。 プロットを図に示します。 5.3.d)。
翼のスパン全体に分散される荷重の図を要約します。
計算結果を表 5.1 に示します。 プロットを図に示します。 5.3.e)。
この図を 上で積分すると、横力の図が得られます。
.
プロット統合は、台形法を使用して、最後のセクションから開始して実行する必要があります。
, n. (5.9)
分布荷重からのプロットを図 5.3.e) に示します。
エンジン重量からの力が集中すると、ダイアグラム上にジャンプが生じます。その大きさはエンジン重量と過負荷によって決まります。
, n. (5.10)
計算結果を表 5.1 に示します。 図 5.3.g) は、エンジンの重量による集中力を考慮した図を示しています。
図 (図 5.3.g)) を統合すると、曲げモーメントの図が得られます。
.
プロット統合も台形法を使用して、最後のセクションから開始して実行する必要があります。
計算結果を表 5.1 に示します。
翼にかかる荷重線図の計算結果表5.1
| 私 | , | , | , | , | , | , | , | , |
| 6.0 | 13.07 | -1.098 | -5.236 | 6.736 | 37.03 | 31.74 | 120.40 | |
| 5.6 | 12.20 | -1.025 | -4.887 | 6.288 | 31.70 | 26.41 | 96.62 | |
| 5.2 | 11.33 | -0.952 | -4.538 | 5.840 | 26.74 | 26.74 | 74.88 | |
| 4.8 | 10.46 | -0.878 | -4.189 | 5.393 | 22.15 | 22.15 | 54.88 | |
| 4.4 | 9.588 | -0.805 | -3.840 | 4.943 | 17.92 | 17.92 | 38.49 | |
| 4.0 | 8.716 | -0.732 | -3.491 | 4.493 | 14.06 | 14.06 | 25.41 | |
| 3.6 | 7.844 | -0.659 | -3.142 | 4.044 | 10.43 | 10.43 | 15.39 | |
| 3.2 | 6.973 | -0.586 | -2.793 | 3.594 | 7.167 | 7.167 | 8.195 | |
| 2.8 | 6.101 | -0.512 | -2.444 | 3.145 | 4.411 | 4.411 | 3.458 | |
| 2.4 | 5.230 | -0.439 | -2.094 | 2.697 | 2.022 | 2.022 | 0.827 | |
| 2.0 | 4.358 | -0.366 | -1.745 | 2.247 | 0.0 | 0.0 | 0.0 |
翼部の設計計算
5.3.1. 計算されたものとして、翼の 2 番目のセクション、つまり翼の取り外し可能な部分 (コンソール) のドッキング ノードに近いセクションと中央セクションを取得します。 断面の幾何学的特徴を考慮してください。 計算されたセクション (表 5.1 を参照) のコードの値は、 です。 メートル 。 航空機の翼形のアトラスを使用して、このタイプの航空機に適した翼形、たとえば 9% 翼形 NACA-2409 を選択します。 プロファイルの幾何学的特性を表 5.2 に示します。 翼断面の桁間部分 (前桁と後桁の間に囲まれた断面プロファイルのセクション) のみが曲げに作用します。 このセクションにあるプロファイルの点の座標のみに制限します。 2 つの桁の翼を設計します。最初の桁を に配置し、桁を に配置します。 、 どこ 、 メートル は 2 番目のセクションの翼弦長です。
計算された断面のプロファイルの点の座標表5.2
| X、%b | ||||||||
| Y×、%b | 5.81 | 6.18 | 6.38 | 6.35 | 5.92 | 5.22 | 4.27 | |
| Yн,%b | -2.79 | -2.74 | -2.62 | -2.35 | -2.02 | -1.63 | -1.24 | |
| X、b 2 、m | 1.04 | 1.30 | 1.56 | 2.08 | 2.6 | 3.12 | 3.38 | 3.64 |
| Yv,b2,m | 0.302 | 0.321 | 0.332 | 0.330 | 0.308 | 0.271 | 0.247 | 0.222 |
| Yн,b2,m | -0.145 | -0.142 | -0.136 | -0.122 | -0.105 | -0.085 | -0.075 | -0.064 |
米。 5.3.a)、b)、c)、d)、e) 線路負荷図: 。
米。 5.3.f)、g)、h)。 横力と曲げモーメントのプロット。
設計セクションのプロファイル弦長 b2 = 5.2m .
1番目のスパーの高さ: H 1 \u003d 0.302 + 0.145 \u003d 0.447 メートル .
2番目のスパーの高さ: H 2 \u003d 0.247 + 0.075 \u003d 0.322 m .
最大プロファイル高さ: H MAX \u003d 0.332 + 0.136 \u003d 0.468 m .
スパー間の距離: B \u003d 0.45b 2 \u003d 0.45 * 5.2 \u003d 2.34 メートル .
プロファイルの外側の輪郭を図 5.4.a) に示します。
スパーが感知する曲げモーメントの割合 v=0.4
構造材料 - 高強度アルミニウム合金 D16AT。
D16ATの降伏強度 s 0 , 2 =380 *10 6 Pa、E=72 *109Pa .
与えられた初期データは、翼セクションの設計計算を実行するのに十分です。
5.3.2. 図 5.4.a) に示す断面の桁間部分の上弦および下弦は、図 5.4.b) に示すように長方形で表されます。
このような単純化されたベルトの重心間の距離は、次の式で求められます。
=0.412、m。
(5.12)
どこ： 0,95 - 分子内にあるという事実のために導入された乗数 (5.12)
断面の外部輪郭に関連する寸法が使用されます。
曲げモーメントの作用は、次の力のペアに置き換えられます。
= 
= 1.817 * 10 6、n
(5.13)
米。 5.4 セクションの初期表現
5.3.3. 上翼ベルトの設計を行います。
上部ベルトの断面積：
= 
= 5.033*10-3、m2,
(5.14)
どこ： 0,95 - 上部ベルトが圧縮状態で動作するため、分母に導入される係数。安定性の損失は次のように発生します。
原則として、応力が限界値に達する前に
流動性。
比例して v、桁によって知覚される曲げモーメントの割合、桁の上部棚の総面積を決定します。
= 
= 2.0.13*10-3、m2.
(5,15)
したがって、翼セクションの上部ベルトに含まれるスキンとストリンガーの割合は次のようになります。
= 
.= 3.020*10-3、m2
(5.16)
ストリンガーのピッチを決定します。 範囲内 …
(ストリンガー座標の計算を実行する便宜上、次の関係を使用します) 
、ここで = 5,2
,メートル
は計算された翼セクションのプロファイルの弦、a は整数です):
= 0.05*5.2/2 = 0.13、m. (5.17)
ストリンガーの間隔がわかったら、上部ストリンガーの数を決定します。
= .= 17
.
(5.18)
比率に基づいて次のようになります。
; 
;
(図 5.5 を参照)、方程式を解いて上部スキンの厚さを決定します。
(35 * 17 + 60) d B 2 \u003d 3.020 * 10 -3、m 2。 (5.19)
表皮の厚さの結果の値は 0.1 mm の倍数に切り上げられます。
d B = 2,2*10 -3 , メートル . (5.20)
と スパーの棚の寸法の寸法の比率。
スキンとストリンガー。
よく知られている Bredt の公式を使用して、翼のねじれ状態から必要なスキンのおよその最小必要厚さを決定します。
.
計算のこの段階ではより正確なデータが存在しないため、せん断力は次の線に沿って作用すると仮定します。 25%b プロファイルのつま先から、セクションの剛性の中心が離れた位置にあります。 50%b プロファイルの先端からのトルクの大きさは、次のようになります。
= 26,74*10 4 *0,25*5,2 = 34,76*10 4 ,nm. (5.21)
d OBSH.KR \u003d 34.76 * 10 4 / (2 * 2.34 * 0.412 * 0.5 * 380 * 10 6) \u003d 0.95 * 10 -3、 メートル. (5.22)
(5.20) と (5.22) を比較して、曲げ時の翼の状態から求めたスキンの厚さのより大きな値を選択します。 dB = 2,2*10 -3 , メートル.
ストリンガーの厚さはスキンの厚さに等しいとみなし、ストリンガーの高さは図 5.5 に示す比率を使用して決定されます。
,
h str.B \u003d 5 * 2.2 * 10 3 \u003d 11 * 10 -3、 メートル. (5.23)
エリアを配布しております 
1 番目と 2 番目の桁の上部棚の間の高さに比例して:
= 2,013*10 - 3*0,447/0,769 = 1,17*10 -3
, 平方メートル.
(5.24)
.= 2,013*10 -3
*0,322/0,769 = 0,842*10 -3
, 平方メートル.
(5.25)
設計された桁のすべての棚に有効であり、それらに従って、以下の式に従って、最初と 2 番目の桁の上部棚の寸法を決定します。
; 
; 
; 
.
h l.v.1 \u003d 12.1 * 10 -3、 メートル; b l.v.1 \u003d 96.8 * 10 -3, メートル;
b’ l.v.1 \u003d 2.2 * 1.5 * 10 -3 \u003d 3.3 * 10 -3、 メートル; (5.26)
h l.v.1 \u003d 3.3 * 8 * 10 -3 \u003d 26.4 * 10 -3、 メートル.
; 
; 
; 
.
H lv.2 \u003d 10.3 * 10 -3、 メートル; b l.v.2 \u003d 82.1 * 10 -3, メートル (5.27)
B’ l.v.2 + 3.3 * 10-3、 メートル; h' l.v.2 \u003d 26.4 * 10 -3, メートル .
(5.20)、(5.23)、(5.26)、(5.27) では、翼の上弦の要素のセクションのすべての寸法が決定されます。 圧縮時に作用する上弦の長手方向リブの臨界応力を直ちに計算する必要があります。
最初の桁の上の棚。
図 5.7 は、ストリップを備えたスパー フランジによって形成されたリブの断面図を示しています。 付着した皮膚、条件付きで 3 つの基本長方形 (外装、棚、脚) に分割されます。 このリブについて、材料の強度の推移から知られている公式を使用して、断面の重心の縦軸と最小軸方向慣性モーメントを計算してみます。
米。 5.7 スキンが取り付けられたスパーの上部フランジ
外板の外面からスパーのフランジとストリップによって形成されるリブの重心までの距離 付着した皮膚:
スパーのフランジとストリップによって形成されるリブの最小慣性モーメント 付着した皮膚:
. (5.29)
最初の桁の上部フランジの寸法 (5.26) を使用して、式 (5.28) および (5.29) に従って計算を実行すると、次の結果が得られます。
g l.v.1 \u003d 8.01 * 10 -3、 メートル; I lv.1 \u003d 66.26 * 10 -9, メートル4. (5.30)
オイラーの公式 (2.13) を使用して、圧縮中の 1 番目のスパーの上部フランジの臨界座屈応力を計算します。
,
どこ： l = 5t str =5*0,13=0,65 , メートル - 肋骨間の距離;
と- リブの端を固定する方法に応じた係数。 スパーのフランジの端が（壁の存在により）挟まれていると考えられます（図 2.5）。 Cl\u003d4 ; ストリンガーの端はサポートされています (図 2.5)。 C str = 2.
= 288.7*10 6
, パ.
(5.31)
2 番目の桁の上部フランジの寸法 (5.27) を使用して、式 (5.28) および (5.29) に従って計算を実行すると、次の結果が得られます。
F レベル v2 = 0,1186*10 -2 , 平方メートル ;
g l.v.2 \u003d 7.36 * 10 -3、 メートル; I lv.2 \u003d 51.86 * 10 -9, メートル4 . (5.32)
= 294,2*10 6
, パ;
(5.33)
（四角 F レベル v2 付着した皮膚).
ストリンガー断面のスケッチ（図 5.5 を参照）に従って、スキンの外表面から上部ストリンガーの重心までの距離と圧縮時の臨界座屈応力を決定します。
= 1,694*10 -4
, 平方メートル
. (5.34)
=2,043*10 -3 , メートル. (5.35)
=1,206*10 -9 , メートル4. (5.36)
=. (5.37),
結果を分析してみましょう。
s L.v.1.KR = 288.7*10 6 , パ;
s L.v.2.KR = 293,6*10 6 , パ ; (5.38)
s str.V.KR = 47,9*10 6 , パ
第 1 桁の上棚の臨界応力の値が不十分です。 実際には、この値に近い電圧では、1 番目の桁の下部の伸びた棚も機能しますが、これは構造材料の降伏強度よりもはるかに低くなります ( 380*106、Pa ）。 スパーには荷重が不足し、翼には重量が重くなりすぎます。
上部ストリンガーの臨界応力の値も小さく、ストリンガーの材料が効率的に機能しません。
足を強化して、1番目の桁の棚の臨界応力を増加させましょう。 この場合、スパーフランジの慣性モーメントは I×L.v.1 大幅に増加し、断面積は F レベル v1 わずかに増加します。 380/289 =1,31 つまり、棚の臨界応力を増加させることが望ましい
1回目のスパーオン 35% 。 足の厚みを増やす 14% , 図 5.6 で推奨されている比率を維持して計算を繰り返しましょう。 我々が得る：
b' l.v.1 \u003d 3.76 * 10 -3、 メートル; h’ l.v.1 \u003d 30.1 * 10 -3, メートル.
F レベル v1 = 0,157*10 -2 ,平方メートル; g L.v.1=8.471*10 -3 , メートル; (5.39)
I L.v.1 = 87,87*10 -9 , メートル 4 ; s Lv1 CR=376,5*10 6 , パ;
（四角 F レベル v1 ストリップの断面積を考慮して示されています 付着した皮膚).
上部ストリンガーも図のようなプロポーションを維持しつつ厚みを1.5倍に強化し、強度を高めています。 5.5. その結果、次の結果が得られます。
b ページ B = 3,3*10 -3 , メートル; hページB=16.5*10 -3 , メートル;
F ページ B = 1.997*10 -4 , 平方メートル; g p.B=3.65*10 -3 , メートル; (5.40)
I ページ B = 4.756 *10 -9 , メートル4 ; sp.V.KR=160*10 6 , パ ;
（四角 FページB ストリップの断面積を考慮して示されています 付着した皮膚).
最適な結果を得るために設計を修正するための明確な推奨事項を与えることは不可能であると言わなければなりません (5.39)、(5.40)。 ここでは、多くの近似を実行する必要があります（ただし、その中には翼の設計の詳細が反映されています）。
5.3.4. 翼下部ベルトのデザイン。 5.3.3 項で実行したすべての操作を繰り返した後、下翼弦の要素のセクションの寸法を決定します。
= = 0,4782*10 -2 ,平方メートル ;
スパーの下部棚の総断面積:
= 0,4*0,4782*10 -2
= 0,1913*10 -2
, 平方メートル
;
フラップ、舵、エルロンの間には構造的な類似性があるため、パラメータを選択するプロセスは同じです。 さらに、設計の面では、フラップとデフレクターは主にシングルスパー方式に従って作成されており、これにより設計へのアプローチが簡素化されます。
ただし、フラップのいくつかの設計上の特徴に注意する必要があります。
標準的な荷重に加えて、桁には、翼弦に直接適用されるディフレクターサポートからの集中力によって追加の荷重を加えることができます。 このような場合、デフレクタ支持ブラケットは、桁の長さに沿って、少なくともリブのピッチに等しい距離だけ離間される傾向がある。
小型ディフレクターの場合、通常、スパーは放棄され、外板を強化（厚く）し、リブのピッチを減らすことで補います。
いずれの場合も、スキンはフラップやディフレクターの設計において非常に重要な役割を果たし、必要な強度だけでなく必要な剛性も提供します。 ねじりによるせん断の加工条件から厚さを求める場合、トルク値は次の式で求められます。
ここで、q はそれぞれフラップ自体またはデフレクターのスパンに沿った分布荷重です。 x c - フラップまたはディフレクターの剛性の中心の座標。 - フラップまたはディフレクターの圧力中心の座標。 z - フラップの計算された直線長。
単一桁のフラップの一般的なプロファイル (実際のフラップまたはディフレクター) の質量中心は弦の約 25% に位置し、2 つの桁のスキームでは弦の 30% だけシフトされます。
30 ～ 35 ° のフラップによって偏向された圧力中心の位置はほぼ一定で、フラップ コードの 38 ～ 40%、デフレクター コードの 50% にあります。
フラップの走行長さ z は、フラップまたはデフレクターセクションのサポート間の最大距離の半分に等しく設定されます。
厚さ 0.6 mm 未満のシース、および 0.8 mm より薄いリブおよびスパーの壁は使用されません。
フラップの構造パワー スキームのパラメータを調整することにより、スキン パラメータの選択を行うと便利です。 この場合、スキンの厚さと弾性率、リブのピッチ、および許容される操作上のたわみの値など、多くの要件に同意するように努めることができます。 このようなパラメータの調整は、たとえば、比圧力 p とリブ間の距離に応じた、厚さ 0.8 または 1.2 mm のアルミニウム シースのたわみの変化を表す、図 6 と同様のグラフを使用して実現されます。
---------- - - - - -
この種の広範な実験データと統計データが利用できることは、設計開発の大幅な簡素化に貢献します。 いずれにせよ、限られた量の実験材料であっても、表皮の変形を軽減するという観点からは、ストリンガー間の距離ではなくリブ間の距離を短縮することがより有利であることを確立することができた。
補助極を使用すると、さまざまな離陸および着陸飛行モード用の極を比較的簡単に構築できます。地球の影響を考慮せずに、航空機の着陸構成に対応する極を構築することから始めるのが最も便利です。 この極点は、航空機の着陸前計画を計算するために必要です。
Polar は、すべての機械化手段 (フラップ、スラット、シールドなど) と着陸装置が、着陸前計画の条件 (フラップの偏向角) を満たす位置に配置されることを前提として構築されています。 35 45 ○).
極点を計算する前に、この航空機でどのような機械化が使用されているかを明確にする必要があります。 タスク内の航空機のスキームにより、この質問に対して明確な答えを与えることができない場合 (たとえば、フラップのタイプが明確ではない - シンプルかスロット付きかなど)、同様のデータを使用して非常に具体的な機械化を要求する必要があります。このタイプの国内線航空機に。 この状況は説明文の本文に明記する必要があります。 テーブル内。 図6は、さまざまな種類の翼の機械化の有効性に関するデータを示しています（増加 C やあマックスそして抵抗力を高める C xа0).
依存関係を構築して着陸モードの極の計算を開始すると便利です。 C y A = f( ）。 この依存関係は、以前に構築された依存関係に基づいて簡単に取得できます。 C y A = f( ) 機械化が取り除かれた航空機の場合。
表6
|
構成 |
機械化の種類 |
δ を選択します。 |
最高です |
Cxа0 |
|
ソースウィング C やあマックス = 1,0;C しばらく = 0,009. |
- |
- |
- |
|
 |
シンプルな盾 |
60 |
0,80 |
0,23 |
 |
シールドツギ |
45 |
1,15 |
0,21 |
 |
シンプルなフラップ。 |
60 |
0,9 |
0,12 |
 |
シングルスロット付きフラップ |
40 |
1,18 |
0,13 |
 |
ダブルスロットフラップ |
30/55 |
1,4 |
0,23 |
 |
3 つのスロットが付いたフラップ |
30/44/55 |
1,6 |
0,23 |
 |
ファウラーフラップ |
30 |
1,67 |
0,1 |
 |
ダブルスリット フラップ ファウラー |
15/30 |
2,25 |
0,15 |
|
|
スラット |
25...30 |
0,6...0,9 |
0 |
|
|
クルーガーの盾 |
40...45 |
0,4...0,5 |
0 |
|
|
格納可能な翼端 |
30 |
0,55 |
0 |
ここでは、機械化された翼の次の特性に留意する必要があります。
機械化してもパラメーターは実質的に変わりません C α y Aしたがって、曲線の直線部分の傾きは C y A = f( ）機械化と変わらない。
後縁（フラップ）の機械化により、ゼロ揚力の迎え角の値が大幅に変化します 0 金額によって 0 。 最先端の機械化は変わらない 0 ;
機械化による増加分 C やあマックス金額によって C やあマックス ;
シャーシの延長が増加する C xa0航空機に約1.5回。
スラットの解放は実質的に影響を与えません。 C xa0 ;
翼の後縁の機械化の偏差が大幅に増加します C xa0 ;
プロペラ駆動の航空機では、プロペラで翼表面の一部が吹き飛ばされると揚力に影響します。
プロペラによって生成される気流の速度は飛行速度よりも大きいため、プロペラによって吹き飛ばされる翼の部分では、翼の他の部分よりも大きな揚力が生成されます。 また、プロペラが斜めに吹かれると、迎え角に応じて推力の垂直成分が発生し、揚力の発生に関与します。 これはほぼすべて、次の変更によって考慮されます。 C y A .
翼上でさまざまなタイプの機械を同時に使用する場合の翼は、増分の合計として決定されます
C やあマックスこれらのそれぞれの種から: =
に 1
に 2
に 3
に 4
に 5
+
に 4
に 5
に 6
に 7
+
C やあ、f。 , (16)
どこ
- あらゆるタイプの機械化による最大揚力係数の増加。
- 翼の後縁の機械化による揚力係数の増加。 表に従って決定されます。 6;
翼の前縁の機械化による揚力係数の増加。 表に従って決定されます。 6.
C やあ、f。- 機体の影響による揚力係数の増加。
補正係数は、
: に 1
相対的な翼の厚さ c; に 2
- 機械化の振れ角
ああ メキシコ。 ; に 3
- 相対機械化コード b メキシコ。 ; に 4
- 機械化の相対的な範囲 私 メキシコ。 =l めちゃん。 /l; に 5
- 1/4 翼弦によるスイープ
;
に 6
- 前縁の機械化の偏向角
パソコン。 /
選択します。
; に 7
前縁の機械化の相対弦 b パソコン。 =b パソコン。 /b s.g.x. .
テーブル内。 6 つの指定が受け入れられました: 選択します。- 検討中の機械化の種類に応じた翼の最大揚力係数に対応する、機械化の偏向角の最適値。 C やあマックス- 最大揚力係数の増分。 C xа0- 機械化による抵抗係数の増加 ああ 選択します。 .
実験データを表に示します。 6 は、機械化された翼の次の初期ジオメトリに対応します。 = 12, = 1, c= 10%, = 0; 相対翼弦 30% による翼後縁の機械化と翼弦による翼前縁の機械化 15% 翼幅全体に配置されています。
補正係数 に 私(図 13 および 14) は、考慮されている機械化された翼の幾何学的特性と表状の翼の幾何学的特性の違いを考慮に入れています。 ドット あグラフ上の は表形式の翼に対応します。
取得値
0
と
プロットできるようにする C y A = f(
)
航空機の着陸構成に合わせて。 翼の後縁の偏向機械化による迎え角は約 1 だけ減少します。 3
5
○機械化されていない翼と比較して。
飛行中のフラップには空気力学的な力が作用します。 荷重の大きさと分布は、フラップの位置が偏向していない場合と偏向している場合の風洞内でのブローダウンの結果によって決まります。 フラップ構造の重力は小さいため無視されます。
ブローダウン結果がない場合は、図 7.2 に示すスパン方向とフラップ弦方向の荷重分布を使用します。弦方向の荷重分布は台形に沿って取られ、前縁の荷重縦軸の高さは等しくなります。から 、後縁では等しい。 スパンに沿った荷重分布は弦に比例します。
図7.2 負荷分散
フラップの速度ヘッドの大きさを決定してみましょう。
, (7.1) ここで、 は空気密度、kg / m 3 です。
航空機の最大速度、m/s;
そして次の式による値:
(7.2)
お父さん。
スパンに沿ったフラップにかかる荷重の分布を決定してみましょう。
N/m (7.3)
フラップコードはどこにありますか。
スパン荷重の大きさは一定値 N/m になります。
エルロンとフラップは形状も計算方法も似ているため、さらなる計算はエルロンと同様に実行されます。 フラップに作用する荷重は数分の１であるため、縦横セットおよびフラップスキンのパラメータはエルロンのパラメータと同じであるとみなされます。
フラップ桁のビームの長さに沿ったフランジの幅が測定されます。
上下フランジ値0.96mm（8層）
スパー肉厚 0.96 mm (8 層)
皮膚の厚さは1mmと仮定します。
結論
この論文では、スパー (フロント、リア)、ストラット、翼へのストラットの取り付け点、航空機の翼の縦横セットの主要要素であるパワー リブ、エルロン、フラップ、ディファレンシャル ロッカー、制御棒、取り付け点。 リブ、翼のつま先、エルロンとフラップのブラケット、ロッキングチェア、スキンのデザインと技術的ソリューションが選択されました。 翼端部はロッカーや制御棒のメンテナンスのために取り外し可能となった。 翼の皮膚は滑らかであると仮定されました。 すべての要素は、最小の質量と最大の強度の条件だけでなく、製造の容易さ、経済性も考慮して選択されました。
この作品では、燃料の排出と充填、燃料タンクの交換、および翼の組み立てと修理を容易にするためのメンテナンスハッチも設けられています。
