1.2 Разработка экспресс-методики определения взлетной удельной нагрузки на крыло самолетов

Взлетная удельная нагрузка на крыло, согласно [2], определяется для пассажирских самолетов из двух условий полета самолета:

- захода самолета на посадку;

- крейсерского полета.

Зависимость для вычисления взлетной удельной нагрузки на крыло из условия захода на посадку определяется из равенства аэродинамической подъемной силы в момент касания колес шасси взлетно-посадочной полосы () и посадочного веса самолета()

(1.9)

с учетом требований Авиационных правил (АП-25) к пассажирским самолетам, согласно которым

(1.10)

где -скорость захода на посадку;

- посадочная скорость.

В ТЗ на проектирование самолета, как правило, задается величина скорости захода на посадку, поэтому в искомой формуле необходимо иметь в качестве исходной величины скорость захода на посадку.

Запишем уравнение (1.9) в более подробном виде, определив из него величину площади крыла самолета, необходимой для выполнения захода на посадку с заданными требованиями

,

(1.11)

где -максимальное значение коэффициента подъемной

аэродинамической силы самолета на посадке;

- плотность воздуха на высоте аэродрома.

Зная величину взлетной массы, а, следовательно, и взлетного веса, можно получить значение взлетной удельной нагрузки на крыло, определяемое условиями захода самолета на посадку

.

(1.12)

В формуле (1.11) величина максимального значения коэффициента подъемной аэродинамической силы самолета на посадке должна учитывать требования АП-25 по безопасности полета самолета на этом режиме

, (1.13)

где - теоретическое максимальное значение коэффициента подъемной аэродинамической силы самолета в посадочной конфигурации.

Результаты расчетов по формулам (1.11), (1.12) и (1.13) для современных пассажирских самолетов представлены в таблице 1.7.

Расчеты показали, что физически и математически точные формулы (1.11) и (1.12) дают практическое совпадение статистических и расчетных значений взлетной удельной нагрузки на крыло различных пассажирских самолетов. Кроме того, расчеты показали, что определяющим расчетным условием для всех рассмотренных пассажирских самолетов для определения взлетной удельной нагрузки на крыло оказывается условие захода самолета на посадку. Поэтому условие полета на крейсерском режиме в предлагаемой методике не рассматривается, хотя предварительные исследования пассажирских самолетов большой пассажировместимости (типа А-380) показали, что это условие совсем не учитывать нельзя.

На ранних этапах проектирования необходимо прогнозирование аэродинамических характеристик самолета на посадке и величины посадочной массы самолета.

Из анализа, приведенных в таблице статистических данных, можно предложить для начальных этапов проектирования пассажирских самолетов следующие средние значения = 2,95±0,5. Большие значения применять при использовании высокоэффективной механизации по передней и задней кромке, а меньшие - для простой механизации по задней кромке.

Для определения посадочной массы или посадочного веса самолета следует использовать вместо формул, рекомендуемых в [2], следующие формулы:

	(1.14)
,	(1.15)

где -взлетный вес самолета в первом приближении;

- вес топлива при полете на расчетную дальность.

Результаты расчетов по формуле (1.14) для современных пассажирских самолетов представлены в таблице 1.8.

Считать посадочную массу пассажирского самолета как разницу между взлетной массой и массой топлива нельзя [2], о чем свидетельствует сравнение столбцов «самолет без топлива» и статистические данные по посадочным массам современных пассажирских самолетов (таблица 1.8). Предлагаемая формула, полученная по итогам обработки статистических

данных, дает точность вычисления посадочной массы пассажирского самолета менее 6% (последняя строка таблицы 1.8).

Проведем расчет взлетной удельной нагрузки на крыло современных пассажирских самолетов по предлагаемым формулам и средним значениям исходных величин. Результаты расчетов сведем в таблицу 1.9.

Точность вычисления взлетной удельной нагрузки на крыло пассажирских самолетов по предлагаемой экспресс-методике составляет около 10% (последняя строчка таблицы 1.9), что можно допустить для начальных этапов проектирования.