Конструкция самолётов

Тема №3 Планер самолёта и его нагружение. Нормы лётной годности.

1. Общая характеристика  крыла, основные геометрические  характеристики. Технологические разъёмы.

Крыло - несущая поверхность самолета, предназначенная для создания аэродинамической подъемной силы, необходимой для обеспечения полета и маневров самолета на всех режимах, предусмотренных тактико-техническими требованиями (ТТТ). Крыло обеспечивает поперечную устойчивость и управляемость самолета (относительно продольной оси ОХ) и может быть использовано для крепления шасси, двигателей, размещения топлива, вооружения и т.п.

Крыло (рис. 2.1), представляет собой тонкостенную подкрепленную  оболочку и состоит из каркаса  и обшивки; каркас - из лонжеронов, стенок и стрингеров (продольный набор) и  нервюр (поперечный набор). На крыле расположены средства механизации (предкрылки и закрылки) для улучшения взлётно-посадочных характеристик (ВПХ) самолета, элероны и интерцепторы - для управления самолетом относительно продольной оси, пилоны - для крепления двигателей.

На долю крыла  приходится значительная часть массы  планера - от 30 до 50% и от 30 до 50 % полного  сопротивления самолета; = 0,08...0,15 (относительная (по отношению к массе всего самолёта) масса крыла).

Рис. 2.1 Крыло современного пассажирского самолета

                    1-лонжероны; 2-стрингеры; 3-закрылки; 4-интерцепторы; 5-элероны;

                                    6-обшивка; 7-предкрылки; 8-пилоны; 9-нервюры

Форма и конструкция  крыла должна удовлетворять ряду общих и специфических требований. Основными из них являются: аэродинамические, конструктивные и весовые, технологические и эксплуатационные.

Аэродинамические требования: возможно меньшее сопротивление крыла  на основных режимах полета; возможность  получения наибольшего коэффициента подъемной силы с применением механизации и без нее; наибольшая величина максимального аэродинамического качества; обеспечение необходимой устойчивости и управляемости.

Конструктивные и весовые требования: достаточная прочность и жесткость конструкции крыла при минимальной его массе, отсутствие остаточных деформаций при нагрузках, не превышающих эксплуатационные; малое изменение аэродинамических характеристик при деформациях конструкции; удобная силовая увязка с другими агрегатами (фюзеляж, шасси, двигатели); возможно большая усталостная прочность конструкции; наличие в крыле свободных объемов и возможность их максимального использования для размещения топлива и агрегатов (шасси, двигатели и др.).

Технологические требования: простота изготовления, минимальная трудоемкость изготовления конструкции.

Эксплуатационные требования: удобство осмотра, обслуживания и монтажа  всех необходимых узлов и деталей, удобство ремонта.

Анализ требований, предъявляемых  к крылу, показывает, что они в  значительной мере противоречивы. Так, например, большинство требований противоречат требованию минимальной массы. Поэтому для каждого типа самолета необходимо находить оптимальные решения, которые наилучшим образом удовлетворяют предъявляемым требованиям.

В крыльях существующих самолетов реализованы компромиссные решения, которые наиболее полно отвечают назначению самолета и предъявленным к нему ТТТ. Удовлетворение ТТТ для разных типов самолетов достигается, прежде всего, приданием крылу соответствующей формы и размеров.

Внешние формы крыла характеризуются его видом в плане, профилем поперечного сечения и видом спереди (углом поперечного V). Наибольшее распространение получили лишь крылья (рис.2.2): прямые крылья - прямоугольное (рис.2.2, а) и трапециевидное (рис. 2.2, б); крылья прямой (рис. 2.2, в), обратной (рис. 2.2, г) и изменяемой в полете (рис. 2.2, е) стреловидности, крылья как часть интегральной с фюзеляжем схемы (рис. 2.2, ж), треугольные крылья (рис. 2.2, д).

Параметры крыла, характеризующие крыло при виде в плане: площадь крыла S, размах l, центральная хорда b₀, бортовая хорда b_б, концевая хорда b_к, угол стреловидности - угол между перпендикуляром к плоскости симметрии самолета и линией передней кромки крыла или линией одной четверти хорд . удлинение крыла l²/S, сужение крыла b₀/b_к. В соответствии с положением и названием хорд b₀, b_б и b_к называются сечения крыла (центральное, бортовое и концевое) и нервюры крыла в этих сечениях. Часть крыла у разъема (где бы он ни был), обращенная к оси фюзеляжа, называется корневой частью, а на противоположном конце крыла - концевой частью.

Перечисленные параметры  вместе с относительной толщиной профиля крыла  = с_max/b (с_max - максимальная толщина профиля, b - хорда) определяют аэродинамические характеристики крыла и существенно влияют на его весовые и жесткостные характеристики.

Рис.2.2 Формы  крыльев в плане. Геометрические параметры крыла

Анализ крыла  самолёта по различным характеристикам.

Анализ влияния геометрических параметров крыла на его весовые  и жесткостные характеристики. Сравнение по массе и жесткости крыльев, отличающихся значением одного из геометрических параметров , , , при постоянных значениях остальных и при заданной нагрузке Gn^Э_maxf и площади крыла S, показывает, что крыло с меньшим значением удлинения или стреловидности , с большими значениями сужения или относительной толщины будет обладать меньшей массой и большей жесткостью.

С уменьшением  уменьшаются изгибающие моменты в бортовом сечении крыла М = Rb и возрастает высота бортового сечения крыла, так как увеличивается длина бортовой хорды. Последнее приводит к уменьшению сил S в поясах лонжеронов и панелях крыла, что позволяет уменьшить их массу. С увеличением высоты сечений возрастают и моменты инерции сечений, определяющие жесткость крыла. Все это и приводит к уменьшению массы крыла и повышению его жесткости.

С уменьшением  уменьшается строительная длина крыла и вследствие этого уменьшаются изгибающие моменты. Масса такого крыла уменьшается, а жесткость - возрастает.

При увеличении уменьшаются изгибающие моменты в бортовом сечении крыла (уменьшаются плечи до точек приложения равнодействующей аэродинамических сил), а хорда и, следовательно, высота этого сечения возрастают. Масса крыла уменьшается, а жесткость возрастает.

При увеличении возрастает высота бортового сечения крыла, что приводит к уменьшению осевых сил S от изгибающего момента М, уменьшению массы крыла и возрастанию его жесткости.

Анализ влияния геометрических параметров крыла на аэродинамические характеристики. Влияние удлинения на коэффициент подъемной силы c_ya (рис. 2.3.), с уменьшением ухудшаются несущие свойства крыла - падает значение dс_ya /da = с^a_ya. Это падение с^a_ya может быть компенсировано либо увеличением скорости полета, либо увеличением площади крыла S, что потребует дополнительных затрат массы.

Влияние удлинения  на коэффициент лобового сопротивления с_xa сказывается на дозвуковой скорости через коэффициент индуктивного сопротивления с_xai =c_ya²/( _эф) но его доля на сверхзвуковых скоростях резко уменьшается, уступая место волновому сопротивлению. Последнее уменьшается с уменьшением . Поэтому крылья малых удлинений ( < 3) нашли основное применение на сверхзвуковых самолетах. Для уменьшения сопротивления этих самолетов их крылья набраны из тонких сверхзвуковых профилей, имеющих значения = 0,03...0,05.

Для тяжелых  пассажирских и грузовых самолетов, летающих на больших высотах и  дозвуковых скоростях, потребные для  полета значения велики, поэтому для снижения с_xai и увеличения аэродинамического качества К == с_ya/с_xa, определяющего экономичность и дальность полета, на этих самолетах применяются крылья с большими удлинениями и большой относительной толщиной ( = 6...9;  = 0,12...0,16). Применение KM (композиционные материалы), снижая массу конструкции крыла, позволяет еще больше увеличивать , компенсируя связанное с этим увеличение массы и снижение жесткости конструкции крыла.

               Рис. 2.3 Характеристика крыло по                   Рис. 2.4 Характеристика крыло по                       

Несмотря на снижение с^a_ya (рис. 2.4), с увеличением очень сильно снижается на сверхзвуковых скоростях значение с_xa, что и приводит к применению на большинстве сверхзвуковых самолетов стреловидных и треугольных крыльев с большой стреловидностью. Стреловидность крыла является средством для повышения значений М_кр. Однако неравномерность распределения воздушной нагрузки по размаху крыла (рис. 2.6) и перетекание пограничного слоя от середины крыла к его концам приводят на стреловидном крыле к возникновению концевых срывов на больших углах атаки, потере поперечной устойчивости и поперечной управляемости самолетом, так как элероны оказываются в зоне срыва. Появление концевых срывов на крыле вызывает появление кабрирующих моментов, что влияет на продольную устойчивость самолета. При увеличении возрастают углы атаки, соответствующие c_yamax ,что затрудняет реализацию больших при взлете и посадке самолета, так как требует увеличения длины стоек шасси.

Влияние сужения  сказывается на поперечной устойчивости и управляемости самолета, так как с увеличением зона концевого срыва смещается к концам крыла в зону, где находятся элероны. Увеличение приводит к повышению боевой аэродинамической живучести самолета. Кроме того, при увеличении увеличивается площадь крыла, обслуживаемая механизацией крыла, и возрастает ее эффективность, уменьшаются плечо и изгибающий момент.

Учитывая сказанное выше, можно  считать значения = 2,5 близкими к оптимальным. Однако с уменьшением и увеличением значения возрастают и могут быть больше 2,5.

С увеличением  возрастает несущая способность профиля (рис. 2.5), возрастает c_xa и уменьшаются значения М_кр , при которых при обтекании крыла появляется местная скорость, равная скорости звука. В крыле у борта часто ставят несущие профили с большой относительной толщиной , к концу крыла значения уменьшают. Это снижает массу крыла и его сопротивление.

          Рис. 2.5 Аэродинамическая характеристика                 Рис. 2.6 Графики зависимости Г_пл = f(z) при разных          

                        крыла при разных                                         значениях   и 

Противоречивое влияние  геометрических параметров крыла на его массу и жесткость, на аэродинамические характеристики и характеристики устойчивости и управляемости усложняет выбор рациональных значений этих параметров, который должен быть подчинен удовлетворению предъявляемых к самолету ТТТ.

Формы крыла  в плане могут быть различными. Многообразие форм крыльев в плане, как показывает опыт самолетостроения, сводится, по существу, к трем типам: прямым, стреловидным и треугольным (см. рис. 2.2).

Прямоугольные крылья имеют более высокие несущие свойства (с_yax>0< с_yax=0) и более простую технологию производства. При одинаковых по размаху профилях срыв потока на больших углах атаки, а наступает раньше в центре крыла, что меньше сказывается на поперечной устойчивости и управляемости, так как эффективность элеронов при этом сохраняется. Недостатками являются меньшее значение М_кр, высокое значение коэффициентов индуктивного сопротивления с_xai при М < 1 и, что особенно важно, очень высокие сопротивления с_xa при М > М_кр. Поэтому такие крылья целесообразны в основном для самолетов с небольшой дозвуковой скоростью полета. Для самолетов с большой тяговооруженностью, обеспечивающей высокое значение V_max, прямое  крыло позволяет получить при прочих равных условиях (G/S = const, п^э_max = const) лучшие взлетно-посадочные и маневренные характеристики, более высокое качество и дальность полета на дозвуковой скорости (самолет F-104). При М > 1 эти характеристики у прямого крыла хуже, чем у других крыльев. Для снижения массы крыла самолеты с прямоугольными крыльями делают либо с внешним подкосом, либо бипланной схемы.

Трапециевидные  крылья имеют меньшую массу, чем прямые, поэтому, чем больше сужение, тем меньше при прочих равных условиях масса крыла и больше его жесткость. Однако при больших значениях падает эффективность элеронов из-за концевых срывов и уменьшается значение c_yamax. Такие крылья широко применяются на дозвуковых самолетах. Небольшой угол стреловидности облегчает решение вопросов центровки.

Крылья, прямоугольные у борта и далее к консоли трапециевидные с закруглениями на концах, близки к эллиптическим по своим аэродинамическим характеристикам, но значительно проще в изготовлении.

Крыло эллиптической формы в плане имеет лучшее по сравнению с крыльями других форм распределение циркуляции. Это обеспечивает таким крыльям высокие значения аэродинамических характеристик (меньшие значения индуктивного сопротивления с_xai из-за меньшего скоса потока и в целом более высокое значение аэродинамического качества). Однако такое крыло очень сложно в производстве из-за своих нелинейных форм, требует переменной по размаху крыла конфигурации сечений продольных элементов. В таком крыле трудно реализовывать стыки обшивки с силовыми элементами.

Стреловидные  крылья могут быть прямой, обратной и изменяемой в полете стреловидностью. Для них с увеличением стреловидности увеличивается М_кр:                     

M_{кр >0}=M_{кр =0} ∙(2/(1+cos )).

В диапазоне значений М = 0,8...2,0 такие крылья имеют вполне приемлемые аэродинамические характеристики. Но по сравнению с прямым крылом у стреловидного крыла меньшие несущие свойства при той же скорости полета                     (Y = с_ya S(Vcosc)²/2) в cos²c раз (рис. 2.7), меньшие значении c_yamax и c^a_ya, ниже эффективность механизации (она определяется скоростью V₁=Vcos , меньшей, чем скорость полета), что вместе с уменьшением c_yamax приводит к ухудшению ВПХ.

Для крыльев с прямой стреловидностью на больших углах атаки опасны концевые срывы, природа которых была описана выше (рис. 2.7). Это ухудшает устойчивость и управляемость таких крыльев на больших углах атаки. Чтобы ослабить это явление, на верхней поверхности крыла ставят аэродинамические "гребни" и делают запилы, препятствующие перетеканию пограничного слоя, по направлению составляющей скорости V₂ (рис. 2.7).

  Рис. 2.7 Крыло с  прямой стреловидностью                                 Рис. 2.8 Крыло с обратной стреловидностью

Для уменьшения опасности срыва на концах крыла ставят профили с более высокими несущими свойствами (более высокими значениями а_кр) и разворачивают эти профили на меньшие углы атаки, применяя так называемую аэродинамическую и геометрическую крутки крыла (рис. 2.8). Вместе с тем положительная стреловидность крыла увеличивает поперечную устойчивость самолета. Под действием силы Z самолет начнет скользить со скоростью V_z в сторону действия этой силы. Раскладывая вектор V на V₁ и V₂ (рис. 2.8, б), перпендикулярные и параллельные передним кромкам крыла, получим для опускающегося крыла увеличение скорости (V₁+ V₁), а для поднимающегося крыла - уменьшение скорости (V₁+ V₁). Возникающая при этом разность подъемных сил восстановит нарушенное равновесие. Положительный угол поперечного V крыла ( > 0) при виде спереди способствует еще большему повышению поперечной устойчивости стреловидного крыла. Раскладывая вектор скорости скольжения V_z (рис. 2.8, а) на скорости, перпендикулярные плоскости хорд (V_в1 и V_в2) и параллельные этой плоскости, для сечений 1 и 2 крыла, равноудаленных от продольной оси самолета, получим для опускающегося крыла увеличение угла атаки a на a, а для поднимающегося — уменьшение на a. Возникающая разность подъемных сил создает восстанавливающий равновесие момент.

Повышенная поперечная устойчивость препятствует достижению высоких маневренных характеристик  самолетами со стреловидным крылом. Для  улучшения маневренных характеристик  стреловидным крыльям придают отрицательный угол поперечного V: < 0.

Недостатком стреловидного крыла является увеличение массы, и уменьшение жесткости крыла  при увеличении c. Последнее может привести к потере эффективности элеронов вплоть до их реверса (обратной управляемости относительно продольной оси самолета) и самовозбуждающимся колебаниям типа флаттера.

Для крыльев с обратной стреловидностью более несущей является корневая часть крыла (рис. 2.8). Там при увеличении углов атаки местное значение c_ya раньше достигает значений с_yamax поэтому срыв начинается раньше в корневой части крыла.

Такой срыв не приводит к  потере поперечной управляемости самолета, так как область срыва не захватывает  элероны. Это повышает безопасность полетов и позволяет сверхзвуковым самолетам использовать большие углы атаки, повышая их маневренные возможности. Крыло обратной стреловидности облегчает весовую компоновку самолета, смещая ЦМ (центр масс) вперед. Однако применение таких крыльев ограничивалось из-за их подверженности увеличивать угол закручивания на увеличении угла атаки при изгибе крыла под действием аэродинамических сил (рис. 2.10, б).

Последнее приводит к  еще большему увеличению подъемной  силы. И так вплоть до потери статической  устойчивости крыла - дивергенции и его разрушения на определенной скорости полета. Чтобы бороться с явлением дивергенции на крыльях обратной стреловидности надо увеличивать жесткость крыла, а это до применения КМ было связано с таким увеличением его массы, которое не компенсировало получаемого выигрыша в маневренных возможностях самолета. Применение КМ со специальной укладкой волокон, создающей "подтягивающую" силу и моменты на уменьшение угла атаки при прогибе крыла, позволяет решить эту проблему, а также снизить затраты массы на обеспечение необходимой жесткости.

Крыло с изменяемой в полете стреловидностью позволяет объединить в одном крыле преимущества прямого крыла (хорошие ВПХ, высокое аэродинамическое качество и большая дальность полета, хорошая маневренность) и крыла стреловидного (меньшее сопротивление при полете на больших сверхзвуковых скоростях). Однако дополнительные затраты массы на такое крыло составляют 3...4 % от взлетной массы самолета, поэтому оно целесообразно, если выигрыш в ЛТХ в соответствии с назначением самолета компенсирует эти затраты.

При интегральной схема  крыла с фюзеляжем, плавно переходящий в крыло, имеет в продольных сечениях форму несущих профилей, что позволяет фюзеляжу в такой схеме создавать до 40 % подъемной силы. Это дает возможность сделать крыло меньших размеров и массы.

Крыло имеет переменную стреловидность по передней кромке (у  корня большая стреловидность -"наплыв" и умеренная стреловидность у  остальной части крыла). Большая  корневая хорда обеспечивает большую  высоту в бортовом сечении крыла Н_сеч достаточные полезные объемы для размещения топлива, полезной нагрузки, агрегатов систем и т.д. Восприятие изгибающего момента в бортовом сечении при большом значении Н_сеч даёт выигрыш в массе. И, наконец, наличие "наплыва" обеспечивает при переходе на сверхзвуковой полет значительно меньшее увеличение продольной устойчивости самолета из-за меньшего смещения назад его фокуса.

Рис. 2.9. К вопросу сравнительной  оценке  по массе

               треугольного и стреловидного  крыльев

                                                                          Рис. 2.10 Изменение угла атаки сечений   крыла 

                                                                                                                        прямой (а) и обратной (б) стреловидности

                                                                                                                        при изгибе крыла

Основные преимущества треугольных крыльев: меньшая масса и большая жесткость конструкции; меньшее повышение с_xa при переходе к сверхзвуковой скорости из-за большой стреловидности и малых удлинений крыла; возможность применения тонких профилей с = 3...5 %; большая длина корневой хорды и большая строительная высота; по тем же причинам возможность использования больших внутренних объемов. При одинаковых с крыльями других форм в плане значениях S и нагрузках (например, со стреловидным крылом) треугольное крыло имеет меньшие значения изгибающего момента М = a₁R из-за меньшего плеча а₁ до точки приложения равнодействующей аэродинамических сил R - ЦД – центр давления (рис. 2.9, а) и меньшие значения осевых сил S при восприятии изгибающего момента М = SH_сеч при большей высоте бортового сечения Н_сеч (рис. 2.9, б). Отсюда меньшая масса треугольного крыла. Большая его жесткость объясняется большей высотой бортового сечения и, следовательно, большими моментами инерции, определяющими жесткость крыла.

Перечисленными выше преимуществами определяется большая  распространенность треугольных крыльев  на сверхзвуковых самолетах. Однако для треугольного крыла по условиям компоновки трудно реализовать большие значения c_ya (большие углы атаки) на взлете и посадке (рис. 2.4); ограничена и эффективность средств механизации (большая стреловидность передней кромки V₁ =Vcos , а именно, скоростью V₁ определяется эффективность средств механизации, мал также размах для механизации по задней кромке), а для треугольного крыла из-за малых значений c_yaвзл и c_yaпос очень важна именно эффективная механизация. Впервые треугольное крыло было использовано в 1937 г. на самолете А.С. Москалева.

В формах крыла  при виде спереди угол между плоскостью хорд крыла и плоскостью, перпендикулярной к плоскости симметрии самолета и проходящей через бортовую хорду, характеризует поперечное V крыла (рис. 2.11). Положительное V, как было показано выше, увеличивает поперечную устойчивость, отрицательное V—уменьшает. Для уменьшения устойчивости крыльев с большой стреловидностью делают обратное V . На самолетах с прямым крылом = 0...+7°, для сверхзвуковых самолетов с большой стреловидностью == 0...—5⁰ и более.

   Рис. 2.11. Формы  крыльев при виде спереди с  разными значениями поперечного V:

                    а- y=0;  б- y>0;  в- y<0;  г- с двойным углом поперечного V типа “чайка”

Существуют следующие формы поперечных сечений - профилей крыла современных самолетов: плосковыпуклый (рис. 2.12, а), двояковыпуклый несимметричный (рис. 2.12, б), симметричный (рис. 2.12, в), S-образный (рис. 2.12, г), ромбовидный (рис. 2.12, д), клиновидный (рис. 2.12, е) и суперкритический (рис. 2.12, ж). На этом же рисунке показаны параметры профиля: максимальные значения толщины и кривизны (вогнутости) профиля c_max и f_max , радиус закругления носка. Относительные параметры: относительная толщина профиля = с_max/b и относительная кривизна профиля =f_max/b.

                                              Рис. 2.12. Формы профилей крыла

Плосковыпуклый профиль  проще в изготовлении, имеет большие  значения с_yamax и коэффициента профильного сопротивления с_xaр. Применяется на планерах, малоскоростных самолетах.

Двояковыпуклый несимметричный профиль  широко применяется в крыльях  самолетов различного назначения, так как при высоких значениях с_уamах имеет малое значение с_xap и сравнительно стабильное положение ЦД – центра давлений.

Симметричный профиль  имеет меньшее значение c_yamax, применяется в крыльях сверхзвуковых самолетов и для оперения.

S-образный профиль - безмоментный, с постоянным положением ЦД. Хуже по значениям с_yamах и c_xap. Применяется на самолетах типа "бесхвостка".

Ромбовидные и клиновидные  профили используются для крыльев  самолетов с большими сверхзвуковыми и гиперзвуковыми скоростями.

Суперкритический профиль  служит для повышения критических  значений М_кр. Он имеет большой радиус носка, почти плоскую верхнюю и выпуклую нижнюю поверхности и тонкий изогнутый хвостик. Распределение давлений по профилю приводит к уменьшению скоростей в сечениях с максимальной толщиной профиля, отсюда и увеличение значений М_кр (на 0,07...0,08). Так как ЦД в таком профиле смещен в его хвостовую часть, то он создает большой пикирующий момент, требующий для балансировки отклонения рулей высоты (стабилизатора).

Относительная толщина профиля  крыла оказывает большое влияние  на его аэродинамические характеристики. Влияние относительной толщины профиля на коэффициент лобового сопротивления показано на рис. 2.13.

Рис. 2.13. Связь с коэффициентом сопротивления «Мах».

M_кр -  критическая точка Мах.

Из данного рисунка  видно, с уменьшением относительной  толщины профиля крыла ( ), уменьшается коэффициент сопротивления и увеличивается критическое число Мах (М_кр). Для уменьшения сопротивления этих самолетов их крылья набраны из тонких сверхзвуковых профилей, имеющих значения = 0,04...0,06. Но применение таких крыльев в свою очередь создаёт следующие проблемы:

• использование малого количества топлива в связи с малым объёмом крыла;
• за счёт уменьшения относительной толщины профиля уменьшается высота профиля крыла. В результате увеличивается воздействие продольных сил, действующих на панель. Это в свою очередь создаст конструктивные и технологические проблемы, тем самым увеличит массу крыла самолёта;
• затруднение использования высокой механизации крыла, при уменьшении коэффициента подъёмной силы;
• уменьшение толщины крыла, приводящее к использования специальных «гондол» или «обтекателей» для установки основных опор шасси.

По относительной толщине профили  крыла позразделяются на три вида:

£ 0,06 - тонкопрофильное крыло. Применяются на сверхзвуковых самолётах;

=(0,08…0,13) - среднепрофильное крыло, применяется на околозвуковых современных магистральных самолётах;

=(0,14…0,18) - толстопрофильное крыло, применяется на лёгких самолётах с невысокой скоростью.

На самолётах свыше скорости звука в 4…6 раз, применяются крылья ромбовидного или клиновидного профиля.

Крылья вдоль размаха, как правило, имеют разъёмы, в  которых установлены стыковые узлы. Соединения могут выполняться при  помощи шарнирных (передающих сил), моментных (передающих и силу, и изгибающий момент и контурных узлов. Виды применяемых узлов, их расположение и количество зависят от конструктивно-силовой схемы крыла.

Лонжеронное свободнонесущее  крыло соединяется с фюзеляжем  или центропланом по лонжеронным  моментным узлам, которые передают нагрузки S от изгибающих моментов М и поперечные силы Q, а по продольным стенкам шарнирными узлами, которые передают только поперечные силы. Крутящий момент М_кр передаётся в виде пары сил R_к, возникающих в двух узлах лонжеронного крыла (рис.2.14).

Кессонное крыло соединяется с центропланом с помощью моментных узлов на лонжеронах и контурного узла на панелях (обшивка+стрингера), т.к. изгибающий момент М воспринимают и пояса лонжеронов, и обшивка, подкрепленная стрингерами S_{стр+обш} (осевые силы возникающие и на обшивки, и на стрингерах, от этих осевых сил обшивка и стрингера работают на сжатие и растяжение). Поперечная сила и крутящий момент передаются так же, как и в лонжеронном крыле (рис.2.15).