2.2.3 Выбор удельной нагрузки на крыло

Величина удельной нагрузки на крыло _о существенно влияет на летные характеристики самолета, особенно взлетно-посадочные, крейсерского полета и маневренные.

Согласно нормам летной годности гражданских самолетов, вып. 2 (НЛГС-2) [11] должны выполняться условия по взлету самолета: скорость в конце взлета V_взл на высоте 10,7 м от ВПП должна быть V_взл  1,2 V_{min взл} - для самолетов с двумя и тремя двигателями; V_взл  1,15 V_{min взл} - для самолетов с четырьмя двигателями. При проектировании можно принять V_{min взл} = 1,1 V_пoc. На основе статистических данных можно принять следующие величины посадочной скорости для самолетов: военных – V_пoc = 180...250 км/ч; транспортных – V_пoc = 120...160 км/ч; учебных и спортивных – V_пoc = 60...100 км/ч.

Таблица 2.3

Су max механизированного крыла с умеренной стреловидностью   25°

№ п/п	Наименование механизации	су max	пос (град.)
1	Щиток с = 0,3,щ = 45°	1,6…1,75	14
2	Щиток со скользящей осью вращения с = 0,3,щ = 45°	1,7…1,85	13
3	Поворотный закрылок = 0,3,з = 45°	1,4…1,55	12
4	Щелевой закрылок = 0,3,з = 45°	1,5…1,6	12
5	Предкрылок по всему размаху	1,35…1,4	25
6	Выдвижной закрылок = 0,3,з = 40°	2,1…2,2	13
7	Двухщелевой выдвижной закрылок с = 0,3,з = 40°	2,3…2,45	13
8	Трехщелевой выдвижной закрылок с = 0,35,з = 40°	2,7…2,8	13
9	Предкрылок и поворотный закрылок с = 0,3,з = 45°	1,6…1,65	20
10	Предкрылок и щелевой закрылок с = 0,3,з = 45°	1,75…1,8	20
11	Предкрылок и выдвижной закрылок с = 0,3,з = 40°	2,5…2,6	20
12	Предкрылок и выдвижной двухщелевой закрылок с, з = 40°	2,75…2,8	18
13	Предкрылок и выдвижной трехщелевой закрылок с = 0,35,з = 40°	2,85…3,0	16
14	Сдув и отсос пограничного слоя с верхней концевой части крыла с большим секундным расходом воздуха (= 0,3, = 0,3)	3,0…4,0	15
15	Реактивный закрылок на концевой нижней части крыла с большим расходом (газа) воздуха (= 0,15, = 0,3)	8,0…10,0	15

Количественные значения удельной нагрузки на крыло определяются для некоторых режимов полета самолета.

1.Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия взлета (Н = 0).

,

где V_взл - скорость в конце взлетной дистанции, м/с; С_{у взл} - коэффициент подъемной силы при взлетном положении механизации крыла; С_{у взл} = — для самолетов с двумя илитремя двигателями и С_{у взл} = — для самолетов с четырьмя двигателями; С_{у mах} - максимальный коэффициент аэродинамической подъемной силы самолета при посадочном положении механизации крыла (см. таблицу 2.3).

2. Допустимое значение удельной нагрузки па крыло из условия посадкив расчетных условиях

,

где - относительная масса топлива (для проектируемого самолета можно выбрать по статистическим данным [21, таблица 6.1];=m_сг/m₀ – относительная масса сбрасываемых в полете грузов; V_пос – посадочная скорость, м/с.

3. Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия заданнойскорости захода на посадкув расчетных условиях:

,

где V_зп – скорость захода на посадку для самолетов по НЛГС-2 при автоматизированном заходе V_зп = 210...230 км/ч (V_зп = 60...64 м/с) или V_зп = 1,3 V_пос.

4. Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия обеспечения заданной крейсерской скорости па расчетной крейсерской высоте полета (Н_кр):

,

где _н – плотность воздуха на расчетной высоте; а_н – скорость звука на расчетной высоте; М_кр – расчетное или заданное число М крейсерского полета; С_{у кр} = 0,71 С_{у К mах} – коэффициент подъемной силы крыла в крейсерском полете; С_{у К mах} = – коэффициент подъемной силы крыла на максимальном качестве.

Отсюда получаем:

С_х0 = 0,98 (0,9 + 0,15 М_кр) [0,0083 (1 + 3) + (0,00083_ф + 0,5²_ф) + 0,004],

где С_х0 - коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе; _эф =  /(1 + 0,025) – эффективное удлинение крыла.

5. Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия обеспечения заданной маневренности (для маневренных самолетов):

,

где С_{у доп} – допустимое значение коэффициента подъемной силы крыла без выпущенной механизации, С_{у доп} = 1,15...1,3; – скоростной напор при маневре с расчетной скоростью на рабочей высоте полета;п_{у доп} = 0,5 п_{у max} – допустимое значение перегрузки при маневре; n_{y mах} – максимальное расчетное значение перегрузки для маневренных самолетов, п_{у max} = 9...12.

Для неманевренных самолетов по НЛГС-2 = 3,8 приm₀ 8 т; = 2,5 приm₀ > 27,5 т; = 1 +для 27,5 т >m₀ > 8 т; при выпущенной механизации^: = 2.

За расчетное значение нагрузки на крыло ₀ принимается наименьшее из значений, найденных по условиям пункта. 1.5.