2.7. Расчет весов топлива в баках.

Распределение погонного веса топлива по размаху крыла на участках, занятых топливными баками, определяется для взлетного веса при полностью заполненных баках. В этом случае погонный вес топлива g _т определяется по формуле ( 2.7.1. )

g _т = k _т b²

Коэффициент k _т в ( 2.7.1. ) определяется по формуле ( 2.7.2. )

k _т = 0,45 _т ( _п.л. + _з.л. )( _з.л. - _п.л. )

где

_т = 770 даН/м ³ - удельный вес топлива.

Тогда из ( 2.7.2. )

k _т = 0,45 770 ( 0,1526 + 0,0984 )( 0,65 - 0,18 ) =

= 0,45 770 0,251 0,47 = 40,88 даН/м ³

Формула ( 2.7.1. ) принимает вид

g _т = 40,88b²

Хорда крыла в сечении, занятом топливным баком, определяется по формуле ( 2.1.4. ), которая приводится к виду

b = 8,07 - 0,2223 z

Вес топлива в баке определяется по формуле ( 2.7.5. )

G _т.б. = _т.б.i

Величина G _т.б.i определяется по формуле ( 2.7.6. )

G _т.б.i = [ g _тi + g _т(I+1) ] z

Расчет весов топлива в баках сводится в таблицу 2.2.

Общее количество топлива на самолете ( в баках двух консолей крыла ) определяется по формуле ( 2.7.7. )

G _т = 2 _т.б.i

По данным таблицы 2.2. из ( 2.7.7. )

G _т = 2 ( 11 077 + 6 490 + 3 671 ) = 42 476 даН

Таблица 2.2.

Расчет количества топлива в баках.

№ балки	z м	м	м	b м	b2 м2	gm даН/м	даН
I	2.0 3.0 4.0 5.0 6.0 7.0 7.5	1.0 1.0 1.0 1.0 1.0 0.5	0.445 0.667 0.889 1.112 1.334 1.556 1.667	7.625 7.403 7.181 6.958 6.736 6.514 6.403	58.15 54.81 51.56 48.42 45.38 42.43 41.00	2377 2240 2108 1979 1855 1735 1676	2308 2174 2044 1917 1795 839
	даН						11077
II	8.5 9.0 10.0 11.0 12.0 13.0 13.5	0.5 1.0 1.0 1.0 1.0 0.5	1.889 2.001 2.223 2.445 2.668 2.890 3.000	6.181 6.069 5.847 5.625 5.402 5.180 5.070	38.20 36.84 34.19 31.64 29.19 26.83 25.69	1562 1506 1398 1293 1193 1097 1050	767 1452 1346 1243 1145 537
	даН						6490

Таблица 2.2.

Окончание.

№ балки	z м	м	м	b м	b2 м2	gm даН/м	даН
III	14,5 15,0 16,0 17,0 18,0 19,0 19,3	0.5 1.0 1.0 1.0 1.0 0.3	3.223 3.335 3.557 3.779 4.000 4.224 4.290	4.847 4.735 4.513 4.291 4.070 3.846 3.780	23.49 22.42 20.37 18.41 16.55 14.79 14.29	960 917 833 753 677 605 584	469 875 793 715 641 178
	даН						3671

Общее количество топлива для самолетов класса В должно соответствовать условию ( 2.7.9. ):

G _т = 42 476 даН 0,4G = 0,4 150 000 = 60 000 даН

Условие ( 2.7.9. ) выполняется.

3. РАСЧЕТ СТАТИЧЕСКОГО НАГРУЖЕНИЯ КРЫЛА .

3.1. Выбор расчетной схемы крыла для расчета статического нагружения.

Крыло при расчете статического нагружения схематизируются консольной балкой, нагруженной погонными нагрузками, погонными изгибающими и крутящими моментами, а также сосредоточенными силами и сосредоточенными изгибающими и крутящими моментами. Все указанные нагрузки прикладываются к оси балки, в качестве которой принимается ось жесткости крыла ( см. рис. 2.2. ). Плоскость действия погонных нагрузок, погонных изгибающих моментов, сосредоточенных сил и сосредоточенных изгибающих моментов принимается перпендикулярной плоскости хорд крыла. Плоскость действия погонных и сосредоточенных крутящих моментов принимается перпендикулярной оси жесткости крыла. Консольная балка принимается заделанной в плоскости симметрии самолета.

3.2. Расчет полетной перегрузки и общей аэродинамической нагрузки на крыло.

Расчет полетной перегрузки и общей аэродинамической нагрузки на крыло выполняется в соответствии с требованиями Норм прочности для двух случаев нагружения крыла :

- установившийся маневр самолета в вертикальной плоскости ;

- полет самолета в неспокойном воздухе.

Рассматривается нагружение крыла при взлетном весе самолета. Все расчеты внешних нагрузок на крыло выполняются упрощенно.

3.2.1. Расчет полетной перегрузки и общей аэродинамической нагрузки на крыло при установившемся маневре.

Максимальная полетная перегрузка в центре тяжести самолета при маневре определяется в соответствии с расчетными условиями Норм прочности по формуле ( 3.2.1.1. )

n ^э_{y max.(a)} = 1 +

где

G = 150 000 даН - взлетный вес самолета.

Для самолетов класса B в соответствии с ( 3.2.1.3. ) N = 22,5.

Значение коэффициента с определяется по формуле ( 3.2.1.4. )

с = a

Величина q_max.max. определяется по формуле ( 3.2.1.5. )

q_max.max. =

где

V_max.max. = 600 км/час = 166,7 м/сек - максимально допустимая индикаторная скорость полета.

Согласно ( 3.2.1.6. )

= 1,23 кг /м³

Тогда из ( 3.2.1.5. )

q _max.max. = = 1 736 даН /м ²

Величина коэффициента а в ( 3.2.1.4. ) определяется в соответствии с ( 3.2.1.7. ) в зависимости от полетного веса самолета.

При G 5000 даН а = 5

Тогда из ( 3.2.1.4. )

с = 5 = 208,3

Величина коэффициента с, определяемого из ( 3.2.1.4. ), должна в соответствии с ( 3.2.1.8. ) находиться в пределах

65 с 350

Условие ( 3.2.1.8. ) выполняется.

С учетом ( 3.2.1.3. ) и ( 3.2.1.4. ) из ( 3.2.1.1. ) получаем

n ^э_{y max.(a)}=1+ =1+ =1+ =1+0,8386=1,8386

Для величины n ^э_{y max.(a)} в соответствии с ( 3.2.1.10. ) устанавливается нижняя граница в зависимости от класса самолета.

Для самолетов класса В n ^э_{y max.(a)} 2,3

В соответствии с ( 3.2.1.10. ) принимается

n ^э_{y max.(a)} = 2,3

Расчет общей аэродинамической нагрузки на крыло при установившемся маневре выполняется для расчетного случая .

В этом расчетном случае в соответствии с ( 3.2.1.11. ) принимается

n ^э_y = n ^э_{y max.(a)} = 2,3

V = V_max.max. = 600 км/час

Y ^э_кр. = n ^э_{y max.(a)} G = 2,3 150 000 = 345 000 даН

3.2.2. Расчет полетной перегрузки и общей аэродинамической нагрузки на крыло при полете в неспокойном воздухе.

Максимальная полетная перегрузка в центре тяжести самолета при полете в неспокойном воздухе определяется по формуле ( 3.2.2.1. )

n ^э_{y max.(б)} = 1 + 0,5 k V W

где

S = 260 м² - площадь крыла в плане.

Тогда формула ( 3.2.2.1. ) принимает вид

n ^э_{y max.(б)} = 1 + 0,5 k V W = 1 + 0,1083 k V W

Величина коэффициента k определяется из соотношений ( 3.2.2.2. )

k = 1 – 0,5

= 0,5 L

где

g = 9,81 м/сек² - ускорение силы тяжести.

Плотность воздуха на высоте определяется для самолетов класса В из соотношения ( 3.2.2.4. )

= 0,35 = 0,35 = 0,4375 кг /м³

Длина участка нарастания интенсивности порыва принимается в соответствии с соотношением ( 3.2.2.5. )

L = 30 м

Тогда соотношения ( 3.2.2.2. ) приводятся к виду

k = 1 – 0,5

= 0,5 0,4375^.30 = 0,01116

Величина производной коэффициента подъемной силы самолета по углу атаки определяется по формуле ( 3.2.2.6. )

= ( 1 – ) Cos

где

= 3,0 - сужение крыла,

= 9,0 - удлинение крыла,

= 20 ^о - угол стреловидности крыла по передней кромке.

Тогда формула ( 3.2.2.6. ) приводится к виду

= ( 1 – ) Cos 20 ^о =

= ( 1 – 0,1111 ) 0,9397 =

Индикаторная скорость вертикального порыва W задается расчетными условиями Норм прочности в соответствии с высотой и скоростью полета.

Рассматриваются два режима полета :

- V = V_max.max. M = М_max.max. W = 10 м/сек.

- V = V_н.м. M = М_н.м. W = 15 м/сек.

Здесь M_max.max. = 0,7 - максимально допустимое полетное число Маха.

Значения предельной индикаторной скорости полета V_н.м. и предельного полетного числа Маха М_н.м. определяются из соотношений (3.2.2.7.)

V_н.м. V_max.max. – 50 = 600 – 50 = 550 км/час = 152,8 м/сек.

М_н.м. М_max.max. – 0,05 = 0,7 – 0,05 = 0,65

Расчет полетной перегрузки при полете в неспокойном воздухе сводится в таблицу 3.2.1. В качестве расчетного режима для определения общей аэродинамической нагрузки на крыло при полете в неспокойном воздухе принимается режим полета

V = V_н.м. = 550 км/час M = М_н.м. = 0,65 n ^э_{y max.(б)} = 2,265

при котором достигается наибольшее значение перегрузки в центре тяжести самолета n^э_{y max.(б)}. Угловое ускорение самолета относительно оси Oz связанной системы координат не учитывается.

Общая аэродинамическая нагрузка на крыло при полете в неспокойном воздухе определяется по формуле ( 3.2.2.8. )

Y ^э_кр. = Y ^э_кр.0 + Y ^э_н.в.

Таблица 3.2.1.

Расчет полетной перегрузки при полете в неспокойном воздухе.

V км/час	M	V м/сек.	W м/сек			k	n эy max.(б)
600 550	0,7 0,65	166,7 152,8	10 15	5,584 5,248	0,0623 0,0586	0,9689 0,9707	1,977 2,265

Общая аэродинамическая нагрузка на крыло в горизонтальном полете Y ^э_кр.0 определяется из соотношения ( 3.2.2.9. )

Y ^э_кр.0 = 1,05G = 150 000 = 157 500 даН

Приращение общей аэродинамической нагрузки на крыло от воздействия вертикального порыва Y ^э_н.в. определяется по формуле ( 3.2.2.10. )

Y ^э_н.в. = 0,5 k V W S =

= 0,9707 152,8 260 = 36 154

Величина производной коэффициента подъемной силы самолета без горизонтального оперения по углу атаки определяется из соотношения ( 3.2.2.11. )

= 0,95 = 5,248 = 4,9856

Тогда из ( 3.2.2.10. ) и ( 3.2.2.8. )

Y ^э_н.в. = 36 154 = 180 249 даН

Y ^э_кр. = 157 500 + 180 249 = 337 749 даН

3.2.3. Выбор расчетного случая для расчета статического нагружения крыла.

Расчетный случай для расчета статического нагружения крыла выбирается между установившимся маневром самолета в вертикальной плоскости и полетом в неспокойном воздухе по величине общей аэродинамической нагрузки на крыло Y ^э_кр.. Установившийся маневр самолета в вертикальной плоскости ( случай )

V = V_max.max. = 600 км/час M = М_max.max. = 0,7 n ^э_y = n ^э_{y max.(a)} = 2,3

Y ^э_кр. = 345 000 даН

Полет самолета в неспокойном воздухе

V = V_н.м.= 550км/час M = М_н.м.= 0,65 n ^э_y = n ^э_{y max.(б)}= 2,265

Y ^э_кр. = 337 749 даН

В качестве расчетного случая принимается установившийся маневр самолета в вертикальной плоскости ( случай ).

3.3. Определение циркуляции в сечениях крыла.

Циркуляция в сечениях крыла определяется по в таблице 3.1. Приложения 3. Значения циркуляции в сечениях крыла выбираются в соответствии с геометрическими параметрами крыла и полетным числом Маха

^o = 20^o - угол стреловидности крыла по передней кромке;

= 9,0 - удлинение крыла;

= 3,0 - сужение крыла;

М = 0,7 - полетное число Маха ( для расчетного случая М = M _max.max. ).

Выбранные значения циркуляции в сечениях крыла приведены в таблице 3.1.

Таблица 3.1.

Значения циркуляции в сечениях крыла.

	0	0,125	0,249	0,368	0,482	0,588	0,684	0,770	0,844	0,905	0,951	1,0
Г( )	1,237	1,241	1,219	1,170	1,103	1,023	0,932	0,833	0,723	0,597	0,451	0

Влияние надстроек на распределение циркуляции по сечениям крыла не учитывается.