Расчет нагрузок, действующих на крыло в различных условиях эксплуатации. Проектировочный расчет сечения крыла Расчет сечения крыла на сдвиг

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. 2.2). Если принять допущение, что С y постоянен по размаху крыла, то закон изменения аэродинамической силы q az пропорционален хорде крыла b z:

где Y - подъемная сила создаваемая крылом;

S k - несущая площадь полукрыльев, равная S k = S - b 0d ф = 61;

d ф - диаметр фюзеляжа;

b 0 - хорда корневой нервюры;

b z - значение текущей хорды.

Значение текущей хорды крыла bz вычислим из предлагаемой формулы:

где b к - хорда концевой нервюры;

Длина полукрыла без центроплана, равная;

Подставив в (3.10) уравнение (3.11), получим:

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

где m k - масса конструкции полукрыльев, равная m k = m k m взл = 1890;

m Т - масса топлива, равная m Т = 0,85m Tmax = 3570 ;

g - ускорение свободного падения, равная g = 9,81.

Рис.

Произведем расчет распределенных аэродинамических q az и массовых нагрузок q крz в концевой, корневой части крыла и (к примеру) в районе элеронов:

1) Расчет распределенной нагрузки на конце крыла, т.е. при Z= 0:

2) Расчет распределенной нагрузки в корневом сечении, т.е. при Z== 13,23:

3) Расчет распределенной нагрузки в районе двигатели+шасси, т.е. при Z=l 1 =1,17

5665,94-2142,07=3523,87Н/м

Рис. 2.3. Схема возникновения крутящего момента в сечении крыла

Поэтому погонный крутящий момент от распределенных аэродинамических q az и массовых сил крыла q крz равен:

Нм/м (3.15)

Приводим подобные, и получим:

Нм/м (3.16)

Обычно топливо в крыле расположено в передней части крыла, поэтому ц.м. топлива совпадает с ц.м. крыла. С учетом этого предположения формула (3.15) будет иметь вид:

Нм/м (3.17)

Подставим известные величины в формулу (3.17), получим:

Нм/м (3.18)

Теперь произведем расчет крутящего момента в концевой, корневой части крыла и в районе элеронов:

1) Расчет крутящего момента на конце крыла, т.е. при Z= 0:

2) Расчет крутящего момента в корневой части крыла, т.е. при Z= 13,23:

3) Расчет крутящего момента в районе двигателя+шасси, т.е. при Z= 1,17:

Кроме распределенных сил от аэродинамических и массовых сил, крутящий момент создают и сосредоточенные силы от масс двигателей. Так как по условиям задачи сила тяги двигателей, а также сила реверса равны нулю, то сосредоточенный момент будут создавать только силы, возникающие от масс двигателей, установленных на крыле.

Рис.

Из рисунка видно, что равен (знак «минус» означает, что момент направлен в противоположную сторону, против часовой стрелки):

(Нм ), (3.19)

где - расстояние от ц.м. двигателя до ц.ж. крыла.

Так как двигатели находятся на разном расстоянии от ц.ж. крыла, то и моменты они будут создавать разные. По известным данным найдем:

Основные данные F16

Таблица 1

1. Определение поперечной силы и изгибающего момента в расчётном сечении крыла

1.1 Определение подъёмной силы крыла

Величина подъёмной силы крыла определяется формулой:

где - полётный вес самолёта;

Эксплуатационная перегрузка;

Коэффициент безопасности;

1.2 Эпюра воздушной нагрузки на крыло

Разбиваем крыло на 10 условных сечений, и измеряем на чертеже (см приложение) длины полученных хорд bi, в дальнейшем подставляем их в формулы (3), (4), (5). Сами же подсчеты произведены в программном приложении Microsoft Excel (таблица 2.).

Распределение воздушной нагрузки на крыло в первом приближении принимается пропорциональным хордам и вычисляется по формуле:

где - величина погонной воздушной нагрузки на крыло;

Величина хорды сечения;

1.3 Эпюра нагрузки от массы крыла

Величина погонной нагрузки на крыло от его собственного веса определяется формулой:

где - вес крыла.

1.4 Эпюра нагрузки от массы топлива

Величина погонной нагрузки на крыло от веса топлива определяется формулой:

где - вес топлива.

1.5 Суммарная эпюра погонной нагрузки на крыло

Суммарная эпюра погонной нагрузки получена сложением эпюр погонной нагрузки на крыло от воздушной нагрузки, нагрузок от массы крыла и массы топлива.

1.6 Эпюра поперечных сил

Эпюра поперечных сил получена методом графического интегрирования эпюры суммарной погонной нагрузки на крыло, затем к ней прибавлены местные нагрузки от расположенных на крыле агрегатов - в данном случае на крыле нет никаких агрегатов.

1.7 Эпюра изгибающих моментов

Эпюра изгибающих моментов получена методом графического интегрирования эпюры поперечных сил.

Таблица 1.2

1.8 Величины поперечной силы и изгибающего момента в расчётном сечении крыла

Величины поперечной силы и изгибающего момента в расчётном сечении крыла - в зоне - сняты с полученных эпюр поперечной силы и изгибающего момента и составляют:

2. Проектировочный расчёт крыла в зоне

2.1 Исходные данные

подъемный крыло сечение обшивка

Длина хорды в заданном сечении: .

Величина усилий в заданном сечении: ; .

Доля изгибающего момента, воспринимаемого лонжеронами: ж=50%.

Материал силовых элементов: Д16Т, .

Положения лонжеронов: 1-го; 2-го.

Редукционные коэффициенты поясов лонжеронов, стрингеров и обшивок:

при работе на растяжение: ; ; ;

при работе на сжатие: ; ; .

Число стрингеров: , шаг h=0,098м.

2.2 Расчёт основных размеров сечения

2.3 Замена кессонной части крыла прямоугольным сечением из двух поясов и двух стенок

2.4 Замена действия действием пары сил и

2.5 Подбор размеров силовых элементов нижнего пояса

2.5.1 Определение размеров нижних поясов лонжеронов

2.5.2 Форма и размеры нижних поясов лонжеронов

2.5.3 Подбор стрингеров

Подходит профиль 410018, .

2.5.4 Определение толщины обшивки

Подходит обшивка толщиной 0,8 мм.

2.6 Подбор размеров силовых элементов верхнего пояса

2.6.1 Определение размеров верхних поясов лонжеронов

2.6.2 Форма и размеры верхних поясов лонжеронов

2.6.3 Подбор стрингеров

Подходит профиль 710022, .

2.6.4 Определение толщины обшивки

Подходит обшивка толщиной 1 мм.

2.7 Толщины стенок лонжеронов

3. Расчёт размеров соединительных болтов ОЧК крыла с центропланом

3.1 Расчет болтов для лонжеронов

Продольная сила в сечении соединения ОЧК с центропланом:

Так как лонжероны (верхние) воспринимают половину нагрузки, приходящей на верхний пояс, а количество болтов - 4 (см приложение), то диаметр болта определим из условия прочности по нормальным напряжениям.

Предположим, болты из стали 30ХГСА - допустимое напряжение (запас прочности учтен в п.1.1), где.

3.2.Расчет болтов для фитинга обшивки

Так как обшивка воспринимает половину нагрузки, приходящей на верхний пояс, а количество болтов - 7 (см приложение), шаг 90мм, то диаметр болта определим из условия прочности по нормальным напряжениям.

Подобные документы

Техническое описание конструкции самолета "Су-26". Определение нагрузок на крыло. Определение крутящего момента и подбор толщины обшивки крыла. Подбор толщины стенок и сечений поясов лонжеронов в растянутой и сжатой зоне крыла, сечений стрингеров.

курсовая работа , добавлен 14.06.2010


Исходные геометрические характеристики элементов крыла и схема его нагружения. Задание свойств материалов для каждого элемента конструкции. Построение конечноэлементной модели и расчет ее устойчивости в Buckling Options. Перемещение лонжеронов крыла.

курсовая работа , добавлен 16.03.2012


Тактико-технические характеристики самолета Bf 109 G-2. Полетные случаи нагружения крыла при маневре. Построение эпюр внутренних силовых факторов по размаху крыла. Выбор конструктивно-силовой схемы. Подбор сечений элементов продольного набора крыла.

курсовая работа , добавлен 13.04.2012


Расчет основных элементов продольного, поперечного набора крыла самолета, элеронов, качалки, узлов крепления, обеспечение их прочности и устойчивости. Точность размеров, силовое взаимодействие с элементами конструкции, жесткие требования к стыковым узлам.

курсовая работа , добавлен 13.05.2012


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта. Границы допустимых скоростей. Расчет нагрузок на крыло. Значения параметров расчетного сечения крыла, спроектированного по статическим нагрузкам. Зависимость веса самолета от времени в типовом полете.

дипломная работа , добавлен 15.03.2013


Технология производства лонжерона крыла самолета РСМ-25 "Robust" из композиционных материалов с подкосом. Определение нагрузок, действующих на крыло, обеспечение прочности и устойчивости конструкции; силовое взаимодействие, требования к стыковым узлам.

дипломная работа , добавлен 16.03.2012


Использование композиционных материалов в конструкциях летательных аппаратов. Расчет элерона ЛА в среде COSMOS/M. Построение конечно-элементной модели для поясов и стенок лонжеронов, нервюр, стрингеров и обшивки в напряженно-деформированном состоянии.

курсовая работа , добавлен 29.06.2012


Выбор прототипа самолета по его характеристикам, являющимися исходными данными к проекту. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Определение нагрузок, действующих на крыло и выбор типа конструктивно-силовой схемы крыла.

методичка , добавлен 29.01.2010


Нормирование нагрузок на крыло. Проектирование полок и стенки лонжерона. Расчет геометрических параметров сечения лонжерона. Проектирование узла крепления подкоса к лонжерону. Технологический процесс формообразования и контроль качества конструкции.

дипломная работа , добавлен 27.04.2012


Расчет заклепок, соединяющих пояс и стенку лонжерона, нижней и верхней проушины, стойки и опасного сечения D-D вилки. Определение суммарной силы, действующей на болт. Нахождение координаты центра масс. Связь стыка с поясом и стенкой бортовой нервюры.

где -удлинение крыла,

L – размах крыла, м, L=8 м,

S – площадь крыла, м 2 , S=12 м 2.

где η - сужение крыла

b o - корневая хорда, м, b o = 5,43 м,

b k - концевая хорда, м, b k =2,5 м.

Удлинение крыла

Угол стреловидности: 0 0

Определение нагрузок, действующих на крыло

Нагрузки, действующие на крыло: для заданного случая нагружения определяем коэффициенты безопасности и максимальной эксплуатационной перегрузки. Величины эксплуатационных перегрузок в зависимости от максимального скоростного напораи полётной массыопределим по таблице типов самолетов.

Для данного типа самолёта принимаем n э = 8.

Исходя из случая нагружения, коэффициент безопасности выбираем f=2.

Расчётную перегрузку определим по формуле .

Следовательно n р = 8 × 2 = 16.

Случай соответствует криволинейному полёту с(отклоненные элероны или выход из пикирования) и с максимально возможной скоростью, соответствующей скоростному потокуq max . max . Заданными величинами являются ,;.

Этот случай характерен для нагружения хвостовой части крыла. Вследствие перемещения назад центра давления на крыло действует значительный крутящий момент.

Расчетная аэродинамическая нагрузка прямого крыла определяется по формуле:

где G – вес самолета, кг, G = 17000 кг,

относительная циркуляция по размаху прямого крыла, учитывающая изменение коэффициента подъемной силы крыла по размаху и сужению крыла.

Для стреловидного крыла значение должно быть уточнено поправкой, учитывающей стреловидность крыла. Значения величиниснимаем с графиков. Тогдарассчитываем по формуле:

Массовые силы конструкции крыла определяем по формуле:

где - вес крыла,= 0,11.

Массовые силы от веса топлива определяем по формуле:

где - вес топлива,,кг.

Все расчеты сводим в таблицу 1.

Таблица 1

По расчетным данным строим эпюру расчетной аэродинамической погонной нагрузки, эпюру расчетной массовой погонной нагрузки, эпюру расчетной суммарной погонной нагрузки (рис. 1).

Рис.1 Эпюры ,и

Построение расчетных эпюр

Исходными данными для расчета крыла на прочность являются эпюры перерезывающих сил , изгибающихи крутящих моментов, построенные вдоль размаха крыла.

При построении эпюр крыло представляют как двухопорную балку с консолями, нагруженную распределенными и сосредоточенными силами. Опорами являются узлы крепления крыла к фюзеляжу.

Определяем реакции опор:

Эпюры,нужно строить от суммарной нагрузки

Используя дифференциальные зависимости:

получаем выражения идля любого сечения крыла:

Для каждого участка находим приращение перерезывающей силы:

.

Суммируя значения от свободного конца и учитывая значения сосредоточенных грузов и реакций фюзеляжа, получаем значение перерезывающей силы в произвольном- ом сечении крыла

.

Аналогично определяем значение изгибающего момента в любом сечении крыла:

, .

Приняв количество сечений i = 10, ∆z = 0,5 м.

С учётом стреловидности крыла перерезывающую силу и изгибающий момент определим по формулам:

где - угол стреловидности.

Результаты сведены в таблицу 2.

Таблица 2

По полученным данным строим эпюру изгибающих моментов (рис.2).

Для построения эпюр крутящих моментов, истинный крутящий момент должен быть определён относительно центра изгиба (жёсткости). Примем координату положения линии центров изгиба (жёсткости):

х ж = 0,38в СЕЧ.

Тогда а = 0,2b СЕЧ, а 1 = 0,4b СЕЧ.

Погонный крутящий момент в любом сечении относительно линии центров изгиба, оси определяется следующим образом:

Полный крутящий момент будет равен:

При наличии стреловидности :.

Эпюра строится только до борта фюзеляжа. При определениитакже удобно пользоваться методом трапеций с применением таблицы 3:

Где ; .

Таблица 3

Рис. 2 Эпюры погонного крутящего момента m и крутящего момента .

Проектировочный расчет крыла

На данном этапе подберём величины площади поперечных сечений силовых элементов крыла. Силовая схема крыла – двухлонжеронная, аэродинамический профиль сечения NASA2411 .

Определяем угол конусности крыла:

где -относительная толщина профиля.

Отсюда .

Перерезывающая сила в расчетном сечении равна:

где и-высота первого и второго лонжеронов,

Модуль упругости материалов поясов.

От перерезывающих сил в стенках лонжеронов действуют погонные касательные силы:

Погонные касательные силы в стенках лонжеронов от крутящего момента:

где -площадь контура межлонжеронной части сечения.

Суммарные касательные потоки в стенках лонжеронов от перерезывающих сил и крутящих моментов:

Толщины стенок лонжеронов и обшивки определяются по следующим формулам:

где - разрушающее касательное напряжение.

Берем шаг стрингеров 118 мм, получаем количество стрингеров

Определяем силы, действующие на верхней и нижней панелях крыла:

Где высота сечения,

Число стрингеров,

Ширина межлонжеронной части крыла.

Коэффициент 0,9 в величине учитывает ослабление обшивки отверстиями под заклепки.

Суммарная площадь растянутых и сжатых поясов лонжеронов:

Для сжатых поясов,

- для растянутых поясов,

где принимаем равным.

Один человек сказал: «Не чего не должно мешать крылу лететь». Крылу не нужны такие излишества как фюзеляж или какие-нибудь наплывы или ещё что-нибудь, что портит его аэродинамику. Когда всё убирается внутрь крыла получается очень изящные конструкции, которые радуют не только своим эстетичным видом но и не плохими лётными характеристиками.
Лично я обожаю летающие крылья из-за их простоты постройки. Но не стоит недооценивать летающее крыло. Самая большая проблема в проектировании ЛК это расчёт и подгонка центровки. Следующая фраза гласит: «Лучший самолёт это тот, у которого нет запаса». Все характеристики и конструктив должен быть подобран таким образом, чтобы решать текущие задачи и при этом не развалится в воздухе (у меня, кстати, такое было).

Год назад я думал о том, как построить собственное летающее крыло для пробы своих же сил. Я осознавал, что теорию знаю, но как применить эти знания на практике не догадывался. И чтобы систематизировать свои знания решил написать на Matlab r2009, что-то вроде калькулятора приблизительного расположения фокуса летающего крыла (ЛК). И получилась программа, на входе которой был текстовый файл характеристик крыла

А на выходе такая картинка


Данный алгоритм был представлен в статье на форуме http://www.rcdesign.ru/ Несущие крылья. Часть 2. Геометрия крыла.

Но я на этом не остановился и решил развить эту идею. Основная идея программы быстро превратить свою идею крыла в некие численные массогабаритные характеристики. И я добавил в программу расчёт центров тяжести, и перевёл ЛК в 3D. И в итоге получилась программа, которая может так.

возможности программы

программа способна рассчитывать:
- площадь крыла в плане
- площадь крыла в поперечной плоскости
- масса крыла
- масса оборудования крыла
- общая масса кр+оборуд
- общий центр тяжести X,Z
- фокус крыла по тангажу X,Z
- фокус крыла по рысканью X,Z
- нагрузку на крыло
-
программы выдаёт в трехмерном изображении
- геометрию крыла
- геометрию элементов
- расположение фокуса крыла в плане
- расположение фокуса в поперечной плоскости
- расположение центра тяжести крыла
- расположение центра тяжести оборудования
- расположение общего центра тяжести

Программа генерирует
- кривые профилей для построения в программе SolidWorks.
- Облака точек геометрии элементов в программе SolidWorks.

Набор данных параметров позволяет оценить характеристики ЛК.

Минусы программы
- низкая интерактивность
- недружелюбный интерфейс
- требуется знание Matlab

Подготовка файлов

WinDev - папка содержащая программу предварительного расчёта летающих крыльев;
fanwing - папка с текстовыми файлами описывающими летающее крыло;
STEST - папка с сохраненными в текстовом формате кривых профилей и облака точек для SolidWorks.

Такие описания можно взять в атласе профилей.

Размах крыла самолета на этапе проектирования определяется через нагрузку на размах крыла. Дело в том, что летно-технические характеристики ЛА далеко не в последней степени зависят от размаха крыла, а при имеющемся взлетном весе - от нагрузки на размах:

где
G - вес;
- размах крыла.

Теорема Н.Е.Жуковского о подъемной силе крыла, выведенная в 1906 г., выглядит в виде формулы следующим образом :

где
Y - подъемная сила крыла;
- плотность воздуха;
V- скорость полета;
Г- циркуляция скорости.

При анализе развития самолетов в используется зависимость:

,(3)

где
N - мощность двигателя;
- к.п.д. винта.

В случае установившегося горизонтального полета подъемная сила крыла уравновешивается весом ЛА:

С учетом (1) и (4) формулы (2) и (3) предстанут в следующем виде:

Формула (5) показывает существование связи нагрузки на размах с плотностью воздуха и скоростью полета, но из-за сложности определения циркуляции для практических расчетов на этапе проектирования мало пригодна. Формула (6) при своей простоте на практике дает очень большие погрешности, так как исходная зависимость (3) предполагает жесткую связь подъемной силы крыла с индуктивным сопротивлением, а также считается, что полет происходит на уровне земли.

Если исходить, как было сказано выше, из того, что в установившемся горизонтальном полете подъемная сила равна весу (4), а сила сопротивления уравновешена тягой винта:

где
X - сила сопротивления;
P - тяга силовой установки,

то, проведя несложные преобразования (полную выкладку которых опустим ввиду небольшого объема журнальной статьи), получим формулу, позволяющую определить нагрузку на эффективный размах крыла самолета, учитывающую режим полета, степень дросселирования двигателя, к.п.д. винта, скорость и высоту полета в виде следующей зависимости:

,(8)

где
- нагрузка на эффективный размах крыла самолета (кг/м);
- коэффициент режима полета;
- коэффициент дросселирования двигателя;
- расчетная мощность двигателя (л.с.); - плотность воздуха на расчетной высоте полета;
- коэффициент высотности двигателя;
V - скорость полета (км/час).

В свою очередь, коэффициенты выглядят так:

,(9) ,(10)

где
- коэффициент формы крыла в плане;
- коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе;
- коэффициент индуктивного сопротивления;
- действительная мощность двигателя(л.с.);
- номинальная мощность двигателя (л.с.).

При взлетном весе и эффективном размахе крыла нагрузка на эффективный размах:

Потери мощности двигателя при оценке учитываются следующим образом:

,(12)

где
- к.п.д. винта (см.выше);
- к.п.д. редуктора.

На этапе проектирования ЛА коэффициенты Схо и Схi, как правило, неизвестны, но в силу свойств индуктивного сопротивления поляра самолета близка к квадратичной параболе (а расчетная поляра, т.е. полученная не в результате продувок, и является параболой). Для квадратичной параболы верны следующие соотношения (см. рис.1):

Экономический крейсерский режим полета, точка 1;
- режим максимального аэродинамического качества (Кmax), точка 2;
- экономический режим полета, точка 3.

В режиме максимального качества, как известно, обеспечивается наибольшая дальность полета. Экономический режим позволяет достичь максимальной продолжительности полета. Экономический крейсерский режим наиболее приемлем при коммерческих транспортных операциях. Значения коэффициента приведены ниже :

0 - для эллиптического крыла в плане;
= 0,002...0,005 - для крыла с центропланом;
= 0,02...0,08 - для трапециевидного крыла;
= 0,05...0,12 - для прямоугольного крыла.
КПД винта можно принять следующим:
= 0,65...0,75 - для винта фиксированного шага (ВФШ);
= 0,7...0,85 - для винта изменяемого шага (ВИШ).
КПД редуктора лежит в пределах:
= 0,94...,0,96 - для клиноременной передачи;
= 0,97...0,98 - для зубчатой передачи.
При отсутствии редуктора в силовой установке СЛА:
= 1;
= 0,55...0,65.

Мощность двигателя уменьшается с увеличением высоты полета. Коэффициент падения мощности невысотных двигателей , а также значения плотности воздуха в зависимости от высоты полета приведены в таблице 1.

Таблица 1

Коэффициент падения мощности невысотного поршневого двигателя
в зависимости от высоты полета

Коэффициент дросселирования двигателя может изменяться в широком диапазоне и конкретное значение выбирается конструктором.

После того, как по формуле (8), из-за которой, собственно, и пишется эта статья, будет определена нагрузка на эффективный размах, при известном взлетном весе из (11) можно без труда получить величину эффективного размаха:

Нам остается по имеющемуся эффективному размаху определить геометрический размах крыла. Ниже приводятся формулы, позволяющие это сделать для случая классического моноплана. Если у Вас стоит задача проектирования ЛА (или СЛА) другой компоновочной схемы, тогда Вам, уважаемый читатель, следует учесть особенности выбранной Вами схемы. Хотя для первоначальной, грубой прикидки можете воспользоваться данной методикой.

,(14)

где
S - площадь крыла в плане (кв.м);
Si- суммарная в плане площадь, занимаемая подфюзеляжной частью и мотогондолами самолета (кв.м).
В свою очередь:

,(15)

где
- площадь подфюзеляжной части крыла (кв.м);
Si - площадь крыла, занимаемая мотогондолой (кв.м), см. рис.2.

Как показывает статистика слетов СЛА, "конструкторы-самодельщики" в силу технологической простоты чаще применяют прямоугольное в плане крыло.

Для такого крыла формула (14) предстанет в виде:

,(16)

где
- размах крыла, занимаемый подфюзеляжной частью и мотогондолами.
Окончательным решением уравнения (16) будет выражение:

,(17)

которое можно решить с использованием таблиц Брадиса, если у Вас не оказалось под рукой калькулятора. Неплохие результаты дает приближенная зависимость:

,(18)

но необходимо помнить, что эту формулу допустимо использовать только на самом первоначальном этапе, так называемом "этапе нулевого приближения".

В случае, если форма крыла отличается от прямоугольной, решение зависимости (14) представляет определенные трудности, которых на практике можно избежать лишь применением вычислительной техники. При невозможности привлечь к работе компьютер (отсутствие самого компьютера или соответствующего программного обеспечения) можно воспользоваться формулой (17) или (18), а затем методом последовательных приближений определять геометрический размах крыла с использованием формулы (14), на каждом шаге уточняя Si. Касаясь вопроса приближений, по праву самого "маститого" специалиста в области формулы (8), рекомендую использовать ее как проектировочную, с последующим уточнением размаха по результатам продувок или проверочных расчетов для ЛА взлетным весом более 500...600 кг. Для ЛА взлетным весом менее 500 кг эта формула может оказаться единственным способом определения размаха крыла, поскольку методики проектирования крыла, изложенные в книгах "Проектирование самолетов" Н.А.Фомина или С.М.Егера, по своей трудоемкости соизмеримы с трудозатратами по изготовлению СЛА (и, как правило, "не по зубам" самодельщику-одиночке).

На этом, уважаемый читатель, заканчиваем описание самой формулы (8), а также необходимых для ее использования дополнений, и теперь, по уже сложившейся традиции, рассмотрим пример. Данные для расчета см. в табл. 2.

Таблица 2

Сам расчет с пояснениями приведен в табл. 3.

Таблица 3

Полученные результаты расчета сравним с реально существовавшими машинами в табл. 4.

Таблица 4

Исходные данные для расчета (табл. 2) взяты из и для АНТ-37 и ЦКБ-26 соответственно. Следует сообщить, что эти самолеты участвовали в конкурсе ВВС РККА 1936 г. на дальний бомбардировщик, оба были оборудованы ВФШ и имели по два невысотных двигателя М-85, и для своего времени являлись довольно передовой техникой.

Из личного опыта общения с "самодельщиками" знаю, что многие из них любят читать журналы и другие публикации, зачастую с целью обнаружить какое-либо уже готовое к применению техническое решение, поэтому следует привести в табл. 5 заключительный пример, к тому же учитывающий специфику журнала "АОН".