Крутящий момент относительно оси жесткости крыла возникает от нормальных к хорде составляющих погонной воздушной нагрузки 
, от массовых сил крыла 
, от массовых сил топлива 
и агрегатов, 
расположенных в крыле. Погонный крутящий момент в любом сечении определится равенством:
,
здесь
- расстояние от носка до центра давления, которое находится для заданного расчетного случая с помощью формулы:
-абсолютная величина производной 
без учета сжимаемости для профиля сечения – берется из профильной характеристики. Поправочный коэффициент 
определяется по значению числа Маха полета по [1, рис 1,3 в приложении 1.5].
При построении линии центров масс крыла можно принять хм = (0,42...0,45)b(z).
Рисунок 6 – К определению крутящего момента
Получим крутящий момент в любом сечении относительно центра жесткости:
,
На основании этих расчетов строятся эпюры 
: и 
по размаху крыла приведённые ниже.
Рисунок 7 – Эпюра крутящего момента
Minenko 1402
ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ
X(I),см
0.000D+00 2.747D+00 1.580D+01 3.184D+01 4.482D+01
5.805D+01 7.126D+01 8.442D+01 9.480D+01 1.097D+02
1.097D+02 9.480D+01 8.442D+01 7.126D+01 5.805D+01
4.482D+01 3.352D+01 1.580D+01 2.747D+00
Y(I),см
0.000D+00 5.871D+00 1.339D+01 1.649D+01 1.693D+01
1.667D+01 1.576D+01 1.435D+01 1.298D+01 1.058D+01
-4.464D+00 -5.590D+00 -6.301D+00 -6.936D+00 -7.296D+00
-7.310D+00 -6.843D+00 -3.690D+00 -3.051D+00
F(I),см**2
3.200D-01 3.070D-01 3.410D-01 1.383D+01 3.190D-01
3.240D-01 3.240D-01 3.240D-01 3.240D-01 8.946D+00
4.323D+00 3.240D-01 3.240D-01 3.240D-01 3.240D-01
3.190D-01 8.970D+00 3.400D-01 3.000D-01
PHI0(I)
1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00
1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00
1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00
1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00
Mx(кНм),Qy(кН)
1.102D+02 4.930D+01
E0,E1,E2
7.200D+04 7.200D+04 7.200D+04
ST,ST1,ST2
2.700D+02 2.700D+02 2.700D+02
SCR,SCR1,SCR2
1.868D+02 3.097D+02 2.910D+02
I1,I2,I3,I4
4 10 11 17
D1,D2,D3,D4
5.000D-01 5.000D-01 5.000D-01 5.000D-01
DEL1,DEL2
8.000D-01 5.000D-01
PSI1,PSI2,PSI3,PSI4
2.760D-01 4.140D-01 6.210D-01 4.480D-01
N= 20
РЕЗУЛЬТАТЫ ВЫЧИСЛЕНИЯ НОРМАЛЬНЫХ НАПРЯЖЕНИЙ
J-номер приближения для SIGMA(I) и PHI(I)
(J-1)- номер приближения для SIGMAr(I)
J=1
SIGMAr(I) в МПа, I=2,M
4.067D+01 -1.664D+02 -2.569D+02 -2.750D+02 -2.745D+02
-2.566D+02 -2.253D+02 -1.938D+02 -1.369D+02 2.646D+02
3.019D+02 3.259D+02 3.493D+02 3.653D+02 3.721D+02
3.651D+02 2.895D+02 2.788D+02
SIGMA(I),I=2,M
4.067D+01 -1.664D+02 -2.569D+02 -1.868D+02 -1.868D+02
-1.868D+02 -1.868D+02 -1.868D+02 -1.369D+02 2.646D+02
2.700D+02 2.700D+02 2.700D+02 2.700D+02 2.700D+02
2.700D+02 2.700D+02 2.700D+02
PHI(I),I=1,M
1.000D+00
1.000D+00 1.000D+00 1.000D+00 6.793D-01 6.805D-01
7.281D-01 8.291D-01 9.641D-01 1.000D+00 1.000D+00
8.943D-01 8.284D-01 7.730D-01 7.391D-01 7.257D-01
7.395D-01 9.325D-01 9.684D-01
Геометрические характеристики сечения крыла
Fr0(см**2),Xт,Yт(см)
4.091D+01 5.959D+01 6.361D+00
Irx(см**4)
5.804D+03
Угол ALFA в градусах
-1.125D+00
J= 20
SIGMAr(I) в МПа, I=2,M
1.512D+03 2.021D+02 -4.217D+02 -5.948D+02 -6.574D+02
-6.146D+02 -4.918D+02 -3.533D+02 -8.510D+01 2.330D+03
2.628D+03 2.824D+03 3.029D+03 3.191D+03 3.297D+03
3.311D+03 2.944D+03 2.944D+03
SIGMA(I),I=2,M
1.512D+03 2.021D+02 -3.097D+02 -1.868D+02 -1.868D+02
-1.868D+02 -1.868D+02 -1.868D+02 -8.510D+01 2.700D+02
2.700D+02 2.700D+02 2.700D+02 2.700D+02 2.700D+02
2.700D+02 2.700D+02 2.700D+02
PHI(I),I=1,M
1.000D+00
1.000D+00 1.000D+00 7.344D-01 3.141D-01 2.842D-01
3.039D-01 3.799D-01 5.288D-01 1.000D+00 1.159D-01
1.027D-01 9.561D-02 8.913D-02 8.461D-02 8.189D-02
8.154D-02 9.170D-02 9.170D-02
Геометрические характеристики сечения крыла
Fr0(см**2),Xт,Yт(см)
2.280D+01 6.446D+01 1.227D+01
Угол ALFA в градусах
-2.859D+00
РЕЗУЛЬТАТЫ ВЫЧИСЛЕНИЯ КАСАТЕЛЬНЫХ УСИЛИЙ
T(I) - касательное усилие на I-ом участке
обшивки крыла при простом изгибе
T(I) в Н/мм,I=1,M
-1.388D+01 -3.497D+01 -3.792D+01 5.487D+00 8.265D+00
1.108D+01 1.389D+01 1.669D+01 1.951D+01 5.586D+01
2.421D+00 -1.583D+00 -5.586D+00 -9.587D+00 -1.359D+01
-1.752D+01 3.012D+01 2.593D+01 2.223D+01
Нормальные напряжения в поясах лонжеронов
J=1
SIGMA1,SIGMA2,SIGMA3,SIGMA4
-2.569D+02 -1.369D+02 2.646D+02 2.700D+02
J= 2
SIGMA1,SIGMA2,SIGMA3,SIGMA4
-2.565D+02 -1.567D+02 2.700D+02 2.700D+02
J= 3
SIGMA1,SIGMA2,SIGMA3,SIGMA4
-2.559D+02 -1.639D+02 2.700D+02 2.700D+02
J= 4
SIGMA1,SIGMA2,SIGMA3,SIGMA4
-2.583D+02 -1.636D+02 2.700D+02 2.700D+02
J= 5
SIGMA1,SIGMA2,SIGMA3,SIGMA4
-2.623D+02 -1.597D+02 2.700D+02 2.700D+02
J= 6
SIGMA1,SIGMA2,SIGMA3,SIGMA4
-2.672D+02 -1.543D+02 2.700D+02 2.700D+02
J= 7
SIGMA1,SIGMA2,SIGMA3,SIGMA4
-2.728D+02 -1.480D+02 2.700D+02 2.700D+02
J= 8
SIGMA1,SIGMA2,SIGMA3,SIGMA4
-2.788D+02 -1.413D+02 2.700D+02 2.700D+02
J= 9
SIGMA1,SIGMA2,SIGMA3,SIGMA4
-2.852D+02 -1.343D+02 2.700D+02 2.700D+02
J= 10
SIGMA1,SIGMA2,SIGMA3,SIGMA4
-2.916D+02 -1.272D+02 2.700D+02 2.700D+02
J= 11
SIGMA1,SIGMA2,SIGMA3,SIGMA4
-2.980D+02 -1.203D+02 2.700D+02 2.700D+02
J= 12
SIGMA1,SIGMA2,SIGMA3,SIGMA4
-3.041D+02 -1.138D+02 2.700D+02 2.700D+02
J= 13
SIGMA1,SIGMA2,SIGMA3,SIGMA4
-3.097D+02 -1.054D+02 2.700D+02 2.700D+02
J= 14
SIGMA1,SIGMA2,SIGMA3,SIGMA4
-3.097D+02 -1.002D+02 2.700D+02 2.700D+02
J= 15
SIGMA1,SIGMA2,SIGMA3,SIGMA4
-3.097D+02 -9.564D+01 2.700D+02 2.700D+02
J= 16
SIGMA1,SIGMA2,SIGMA3,SIGMA4
-3.097D+02 -9.187D+01 2.700D+02 2.700D+02
J= 17
SIGMA1,SIGMA2,SIGMA3,SIGMA4
-3.097D+02 -8.784D+01 2.700D+02 2.700D+02
J= 18
SIGMA1,SIGMA2,SIGMA3,SIGMA4
-3.097D+02 -8.739D+01 2.700D+02 2.700D+02
J= 19
SIGMA1,SIGMA2,SIGMA3,SIGMA4
-3.097D+02 -8.641D+01 2.700D+02 2.700D+02
J= 20
SIGMA1,SIGMA2,SIGMA3,SIGMA4
-3.097D+02 -8.640D+01 2.700D+02 2.700D+02
Рисунок 8 – Эпюра касательных напряжений в расчетном сечении крыла
Для оценки прочности воспользуемся формулой:
,
где 
- разрушающее напряжение в i-м лонжероне.
Для первого лонжерона в сжатой зоне:
,
для второго лонжерона в сжатой зоне:
РАСЧЕТ ШАССИ
