Расчет крыла самолета производится на ПЭВМ . Расчет разбит на несколько этапов. На первом этапе определяются нагрузки, действующие на крыло. Необходимая для этого информация вводится в ПЭВМ в диалоговом режиме в ответ на запросы появляющиеся на экране компьютера после запуска программы NAGR.EXE. В дальнейшем создается файл данных NAGR.DAT, куда заносится вводимая информация и в последующих расчетах можно менять исходные данные в файле данных.

Прежде чем воспользоваться программой NAGR.EXE, необходимо подготовить исходные данные к расчету нагрузок, что включает в себя выбор прототипа самолета, установление массовых и геометрических характеристик самолета, компоновку крыла, назначение величин эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности

При расчете нагрузок в ПЭВМ заносятся (бесформатный ввод) следующие параметры:

- корневая и концевая хорды [м];

- размах крыла [м];

- коэффициент безопасности [б/р];

- взлетный вес самолета [т];

- эксплуатационная перегрузка [б/р];

- относительная циркуляция ( 11 значений из табл. 1) [б/р];

- угол стреловидности по линии четвертей хорд крыла [град];

- относительная толщина профиля в корневом и концевом сечениях [б/р];

- вес крыла [т];

- количество топливных баков в крыле [б/р];

- удельный вес топлива [т/м³];

- относительные координаты начальных и концевых хорд баков [б/р];

- начальные хорды баков [м];

- концевые хорды баков [м];

- расстояние от условной оси (рис.1) до линии ц.т. топлива в корневом и концевом сечениях крыла [м];

- количество агрегатов [б/р];

- вес агрегатов [т];

- относительные координаты агрегатов [б/р];

- расстояние от условной оси до ц.т. агрегатов [м];

- расстояние от условной оси до линии ц. д. в корневом и концевом сечениях крыла [м];

- расстояние от условной оси до линии ц. ж. в корневом и концевом сечениях крыла [м];

- расстояние от условной оси до линии ц. т. в корневом и концевом сечениях крыла [м];

Результаты расчетов по программе NAGR.EXE заносятся в файл NAGR.DAT, в котором приведены с соответствующими комментариями введенные на первом этапе данные, а также выводятся рассчитанные программой площадь крыла, его сужение, удлинение, эксплуатационная и разрушающая нагрузки, действующие в крыле, и таблицы нагрузок, действующих в крыле от различных силовых факторов:

- таблица аэродинамических нагрузок (табл.1);

- таблица нагрузок от веса конструкции крыла (табл.2);

- таблица нагрузок от веса баков с топливом (табл.3);

- таблица нагрузок от сосредоточенных сил (табл.4)

- таблица суммарных перерезывающих сил и изгибающих моментов от всех силовых факторов (табл.5);

- таблица моментов всех сил, действующих на крыло, относительно оси z_усл. (табл.6);

- таблица изгибающих и крутящих моментов, действующих в сечениях нормальных оси жесткости крыла (табл.7);

На втором этапе с помощью программы REDUC.EXE осуществляется расчет крыла на изгиб методом редукционных коэффициентов. Подготовка исходных данных для программы REDUC.EXE заключается в выборе типа силовой схемы крыла, подборе параметров расчетного сечения (см. п. 5.1-5.3). Методика расчета сечения крыла на изгиб методом редукционных коэффициентов изложена в п. 6.1.

Исходными данными для программы REDUC.EXE (для программы реализован ввод исходных данных в двух режимах – диалоговом и файловом) являются:

- число стрингеров на верхней панели крыла [б/р];

- число стрингеров на нижней панели крыла [б/р];

- высоты и толщины свободных полок стрингеров в сжатой (верхней) панели крыла [см];

- площади поперечных сечений стрингеров [см²];

- моменты инерции стрингеров верхней панели [см⁴];

- координаты x,y центров тяжести стрингеров [см];

- модули упругости материалов стрингеров и лонжеронов [кг/см²];

- толщины обшивки на верхней и нижней панелях крыла [см];

- число лонжеронов [б/р];

- площади поперечных сечений лонжеронов [см²];

- координаты x,y центров тяжести полок лонжеронов [см];

- высоты лонжеронов [см];

- напряжения предела прочности для материалов лонжеронов и стрингеров [кг/см²];

- изгибающий момент [кг×см];

- шаг нервюр [см];

- шаг стрингеров в сжатой и растянутой панелях крыла[см];

Результаты расчета программы REDUC.EXE являются таблицы помещаемые в файл REZ.DAT, в которых для каждой итерации приводятся следующие величины:

- номера стрингеров и лонжеронов;

- площади сечений стрингеров и лонжеронов;

- суммарная площадь сечений подкрепляющих элементов с присоединенной обшивкой;

- величины редукционных коэффициентов;

- критические напряжения в стрингерах при общей потере устойчивости;

- критические напряжения в стрингерах при местной потере устойчивости;

- допускаемые напряжения в стрингерах и лонжеронах;

- действительные напряжения в стрингерах и лонжеронах.

Кроме перечисленной информации формируются два файла данных CORD.DAT и DAN.DAT. В первый из этих файлов заносятся координаты x,y центров тяжести стрингеров, а во второй остальная информация, вводимая в диалоговом режиме при первом обращении к программе, что позволяет при дальнейшей работе с программой корректировать вводимую информацию более эффективно.

    На третьем этапе производится расчет сечения крыла на сдвиг и кручение. Методика расчета сечения крыла на сдвиг и кручение изложена в п. 7.1, 8.1, 8.2. Программы для этих расчетов составляются самостоятельно.

    На четвертом этапе производится подготовка заключения о прочности крыла. Подготовка данного заключения производится в соответствии с п. 9.

    На пятом этапе производится проектирование и расчет на прочность элемента крыла. Проектированию подлежит элемент, указанный преподавателем.

    Расчет на прочность элемента крыла подразумевает разработку расчетной схемы; определение нагрузок, действующих на данный элемент; расчет напряжений; подбор характеристик элемента из условия его прочности.