Изучение классификации самолётов. Классификация самолётов по назначению, аэродинамической схеме и конструктивным признакам

Расчет внешних нагрузок, действующих на крыло самолета.
Расчетные схемы и расчетные случаи крыла.
Расчет реальной конструкции с учетом всех связей, существующих между ее элементами, не только не целесообразен, но и даже невозможен современными методами. Поэтому, обязательным этапом в процессе расчета является переход от реальной конструкции, нагруженной системой сил и моментов к некоторой эквивалентной расчетной схеме. Выбор той или иной расчетной схемы конструкции диктуется стремлением как можно полнее описать исходную конструкцию и внешние нагрузки. Не менее важное требование - простота расчетной схем, что достигается устранением несущественных второстепенных факторов.
Сложный спектр нагрузок, действующих на крыло, приводится к четырем основным ее видам:
1. Распределенные аэродинамические силы;
2. Распределенные массовые силы;
3. Сосредоточенные массовые нагрузки от грузов, расположенных в крыле или подвешенных к нему;
4. Сосредоточенные немассовые нагрузки (например, тяга двигателей, реакции шасси при посадке самолета).

Обычно расчетной схемой крыла служит балка, лежащая на двух опорах и нагруженная распределенными и сосредоточенными нагрузками. Причем опоры располагаются в местах крепления крыла к фюзеляжу. В некоторых конструкциях разъем крыла делается по оси симметрии. Расчетная схема для такой конструкции является консольная балка, заделанная одним концом.

Для наиболее нагруженных участков полета самолета (включая взлет и посадку) вводятся в рассмотрение так называемые расчетные случаи в рамках которых проверяется общая прочность силовых элементов конструкции.
Нормами прочности для крыла задается шесть основных расчетных случаев А, А', В, С, Д, Д'. Каждому расчетному случаю соответствует свое сочетание внешних нагрузок и их величина, которая зависит от знаний эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Также задается направление действие нагрузок. Самые большие по величине нагрузки на крыло возникают в расчетном случае А, для которого и приводится расчет в курсовой работе.