Крыло чертежи_1 / Фюзеляж / 561479

Размещено на http://www.allbest.ru/

Определим C уа m ax для каждой принятой высоты H, построив на графике

C ya m ax f (M ) графики C уаг f (M ) H cos nt (рис.2.2). По точкам пересечения

определяем C уа m ax для каждой H. Из-за того, что использовать в полете C уа m ax

Рис 2.2 Зависимости C ya f (M )Н const и Cуаг f (Схаг )H cosnt .

Построим график зависимости max аэродинамического качества в зависимости от величины числа М для каждой из фиксированных высот Н.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис.2.3 Зависимости Кm ax f (M )Н const .

Расчет потребных тяг В соответствии с формулами производим расчет потребных тяг.

Раг(Н,М)=Хаг(Н,М)

X АГ (СХ 0 АСYA2 Г ) q S CXAГ qS;

Размещено на http://www.allbest.ru/

2.3 Расчет летных характеристик самолета методом тяг (мощностей)

Для расчета располагаемой тяги зададимся степенью сжатия воздуха в

компрессоре к =16 и суммарной статической тягой двигателей:

Ро 210 2 420 кН . С помощью графиков из каталога двигателей определим значение коэффициента тяги P для различных высот и чисел М и найдем

значения распологаемых тяг по формуле[15].

Вычисления представлены в табл. 2.3.

Таблица 2.5.

прямолинейного установившегося полета и построение высотно-скоростной диаграммы.

Вычислим M max , M m in теор , M нв , и M крс по графику потребных и распологаемых тяг, заносим их в табл.2.4.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Таблица2.6.

Определим теоретическую статическую граничную высоту полета по формулам [15]. Cтроим высотно-скоростную диаграмму и графики

потребных и располагаемых тяг (рис2.4).

Рис.2.4 Графики потребных и распологаемых тяг и диаграмма Н=f(М)

2.4 Выводы

Аэродинамический расчет показал: самолет является статически устойчивым и управляемым; профильное сопротивление самолета с увеличением М кр падает, самое большой вклад в профильное сопротивление вносит фюзеляж, а самый малый – оперенье; волновое сопротивление

производную С уа вносит крыло, так как является несущей поверхностью и главным создателем подьемной силы самолета, фюзеляж и мотогондолы

Размещено на http://www.allbest.ru/

практически не создают подьемной силы, подьемную силу ГО выделяют отдельным слагаемым; max значение подьемной силы в зависимости от числа

М падает, так как С уаm ax относится к параметрам, определяющим летно-

технические характеристики самолета, а самолет дозвуковой и при

фюзеляжа отрицательный и лежит вне самолета, это связано с тем, что сужающаяся кормовая часть создает отрицательную подьемную силу, фокус крыла проходит немного дальше положения ц.т., ГО – почти посередине корневой хорды ГО, вцелом х f самолета без ГО находится перед ц.т.

самолета, что свидетельствует об устойчивости и управляемости самолета;

влетная и посадочная поляры (рис.2.1) отличается от поляры при Н=0 из-за влияния средств мехенизации, которые улучшают его характеристики.

Размещено на http://www.allbest.ru/

3. Определение геометрических характеристик элементов регулярной зоны крыла из условий обеспечения их статической прочности

3.1 Расчет воздушных и массовых нагрузок, действующих на крыло,

построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов

Модификация крыла В модифицировании данное крыло нуждается, поскольку на виде в

плане его консоли имеют стреловидную форму.

0исх 0 мод Sкр.исх Sкр.мод

вконц.исх вконц. мод Lкр.исх Lкр.мод

Sкр=2*1/2*(В0мод+Вконц)*1/2Lкр; 240,8=(2,22+Вомод)*0,5*44,33;

В0мод=8,65 (м)

По линии 40% хорд консоли имеют стреловидность 30 . Поскольку эта линия считается осью балки, то согласно требованиям теории тонкостенных стержней замкнутого поперечного сечения она должна быть перпендикулярной заделке. Действительная и повѐрнутая консоли показаны на рис. 2. Размах крыла при указанном повороте изменился.

Самолѐт является низкопланом, ввиду чего согласно [3] подъѐмная сила на участке фюзеляжа не учитывается.

Геометрические данные крыла Геометрические данные повѐрнутого крыла (рис.3.2) представлены в

табл.3.1.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Табл.3.1

Площадь двух консолей повѐрнутого крыла находим из формулы :

S кр = 0,5 (b б + b к) 2 L конс = 0,5 (8,4 + 2,1) 2*23,2 = 243,8 м 2 .

Найдѐм положение расчетного сечения. Оно находится на расстоянии

2м от борта фюзеляжа. Хорда в этом сечении равна b = 7,2м. Изобразим в этом сечении профиль крыла NASA-2214 (рис.3.3) . Разместим в нѐм лонжероны : передний на расстоянии 0,2b от носка крыла, задний - на 0,7b.

Мы рассматриваем расчетный случай А (максимальный угол атаки),

поэтому выпишем аэродинамические характеристики профиля:

max = 22 ; C y = 1,55 ; C x = 0,173 .

Рис.3.1. Действительная и повѐрнутая консоли крыла

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис.3.2. Профиль расчѐтного сечения

Распределение топлива в крыле. Топливные баки располагаются в местах, свободных шасси, между передним и задним лонжеронами.

Площади сечений топливных баков оцениваем по формуле

S т.б. (z) = S трап (z) , (3.1)

где множитель S трап (z) равен площади трапеции, основания которой совпадают с высотами лонжеронов в сечении z , а высота - с расстоянием между лонжеронами в этом сечении ; коэффициент = 0,9 учитывает, что площадь сечения топливного бака несколько меньше площади указанной трапеции. Используя соотношение для площади трапеции, имеем

S трап (z) = 0,5 ( H 1 + H 2 ) 0,5b

где H 1 , H 2 - высоты переднего и заднего лонжерона. Для нашего профиля H 1 = 0,1338b; H2 =0,0852 b . Поэтому

Sт.б.(z)=0,9·0,5 (0,1338 b+0,0852 b) ·(0,7-0,2) · 0,5b = 0,041 b 2 (3.2)

Максимальный запас топлива M т max = 52712кг. Поскольку ρ т = 0,8 т / м

3= 800 кг / м 3 , имеет место

V т = M т max / ρ т = 52712: 800 = 65,89 м 3 .

В каждой консоли крыла располагается половина потребного топлива :

Размещено на http://www.allbest.ru/

V потр = 0,5 V т = 0,5 · 19,105 = 9,55 м 3 .

Рассматриваем правую консоль. Начинаем размещать топливные баки на расстоянии 1м от бортовой нервюры. Бак или секцию считаем усеченной пирамидой с высотой l т.б. , площадь большего основания которой равна S 1 ,

меньшего- S 2

Vт.б. 13 Lтб (вб2 в2 прав вб вправ ) 13 0,0493 20 (7,82 2,32 7,8 2,3) 27,46м3 (3.3)

Чтобы топливные баки можно было считать сосредоточенными грузами, их следует поделить на секции, длины которых примерно равны десятой части длины консоли. Топливный бак разобьѐм на 8 секций, каждая длиной l = 2,5м. Найдѐм объѐм каждой из секций. Длины хорд на границах секций опять определяем из вида консоли в плане, выполненного в масштабе.

Рис.3.3. Размещение топлива

Vc 13 lc (вл2 впр2 вл впр )

в1л 7,8м; в1л 7,1м; lc 2,5м.

V сек.,1 = 0,33·0.049·2,5·[7,82+ 7,12 +7,8·7,1] =6,831 м3.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Для второй секции

вл2 7,1м; вл2 6,44 м; lc 2,5м.

V сек.,2 = 0,33·0.049·2,5·[7,12+ 6,442 +7,1·6,44] =5,644 м3.

Для третьей секции

вл3 6,44 м; вл3 5,8м; lc 2,5м.

V сек.,3 = 0,33·0.049·2,5·[6,442+5,82 +6,44·5,8] =4,592 м3. V сек.,4 = 0,33·0.049·2,5·[5,82+5,12 +5,8·5,1] =3,644 м3. V сек.,5 = 0,33·0.049·2,5·[5,12+4,42 +5,1·4,4] =2,77 м3.

V сек.,6 = 0,33·0.049·2,5·[4,42+3,732 +4,4·3,73] =2,029 м3. V сек.,7 = 0,33·0.049·2,5·[3,732+3,052 +3,73·3,05] =1,41 м3. V сек.,5 = 0,33·0.049·2,5·[3,052+2,42 +3,05·2,4] =0,914 м3.

Масса топлива в каждой секции равна

M i = ρ т·V i , (3.4)

где V i - объѐм секции. Ранее уже говорилось, что ρ т = 0,8 т / м 3 = = 800 кг / м 3 .

Необходимо также знать положение центра тяжести топлива в каждой секции. Используется формула для центра тяжести усечѐнной пирамиды [3].

∆z ц.т. = 0,25·l·[ в2л +3·в2пр + 2·(вл·впр)] / [в2л +в2пр + вл·впр] , (3.5)

где l - длина секции. Размер z ц.т. откладывается от большего основания. Массы и силы тяжести топлива в секциях, размеры z ц.т. для каждой секции приведены в табл. 2. Там же даны координаты z ц.т.,i центра