3.2 Определение массы конструкции крыла, шасси и силовой установки

Масса конструкции крыла, шасси или силовой установки определяется путем использования относительных массовых коэффициентов:

= * , (3.4)

= * = 0,12 * 54500 = 6540 [кг];

= * , (3.5)

= * = 0,038 * 54500 = 2071 [кг];

где , , - масса крыла, шасси или силовой установки и максимальная взлетная масса ВС ;

, , - относительные массы крыла, шасси или силовой установки.

Величины относительных массовых коэффициентов m принять следующими:

- = 0,12 … 0,125- крыло стреловидное, двигатели крепятся к фюзеляжу;

- = 0,038 … 0.042 – для скоростных воздушных судов, эксплуатирующихся с бетонных ВПП (Ту-134, Як-42, Ту-154, Ил-62);

- = 0,14 … 0,16 – относительная масса передней опоры шасси;

3.3 Силы, действующие при выводе самолета из режима экстренного снижения с отклоненными элеронами с попаданием в восходящий вертикальный порыв

В полете и на земле могут возникнуть нештатные ситуации, вызванные неправильной эксплуатацией воздушного судна или же плохими метеоусловиями. Один из таких случаев - экстренное снижение. При выводе самолета из экстренного снижения, конструкция ВС, в частности, крыло испытывает маневренную перегрузку, вызванную увеличением подъемной силы. Значение этой перегрузки зависит от квадрата скорости вывода и радиуса спирали, т.е. экипаж может влиять на перегрузку и не допустить разрушения конструкции. Однако возможны случаи действия вертикального порыва в момент вывода ВС из экстренного снижения, которые могут вызвать непредвиденное увеличение перегрузки. Поэтому данный случай требует подробного рассмотрения.

-Вывод из снижения совершается на H = 3500 м, радиус вывода r = V_max/250 = 751/250 = 3,0 км = 3000 м.

Дополнительные условия:

– масса полетная m_пол = 0,82 ∙ m_взл = 0,82 ∙ 54500 = 44690 кг; (3.6)

– скорость максимальная V_max = 1,07 ∙ V_кр = 1,07 ∙ 702 = 751 км/ч = 208,6 м/с. (3.7)

-Маневренная перегрузка:

, (3.8)

где cosθ – угол тангажа при выводе ВС из режима экстренного снижения, θ = 8º;

V_max – максимальная скорость полета ВС, м/с;

r – радиус вывода, м.

(3.9)

-Общее уравнение перегрузки

(3.10)

-Вертикальная перегрузка:

-Маневренная перегрузка дополняется перегрузкой от восходящего вертикального порыва:

; ; ;

где ρ_Н – плотность воздуха, кг/м³;

m_пол – полетная масса ВС, кг;

S – площадь крыла ВС, м²;

W – скорость восходящего порыва, м/с;

– производная от коэффициента подъемной силы по углу атаки, или по приближенной формуле:

(3.11)

где χ – угол стреловидности крыла;

λ – относительное удлинение крыла, λ = l²/S = 34,88²/150 = 8,1 (l, S – размах и площадь крыла, м, м²).

(3.12)

= 3,01

Дополнительные условия:

- скорость максимальная: V_max = 1,07 ∙ V_кр = 1,07 ∙ 702 = 751 км/ч = 208,6 м/с.

• полетная масса: = 0,75 * , (3.13)

= 0,82 ∙ 54500 = 44690 [кг];

• масса топлива: = 0,75 * , (3.14)

= 0,7 * 18500 = 12950 [кг];

• Считаем, что суммарная тяга равняется нулю R_сд=0

• Аэродинамическое сопротивление, сопротивление от переднего и опорного шасси: X _пш = X _ош =0, потому что самолет совершает экстренное снижение с убранными шасси.

• Cилы Y и Y_ГО вычисляются из составленных уравнений равновесия:

(3.15)

Где, Аэродинамическое сопротивление, сопротивление от переднего и опорного шасси: X _пш = X _ош =0 тогда уравнения:

(3.16)

где – расстояние от ц.м. самолета до горизонтального оперения:

= _. + [0,6 ∙ (х_ср + х_пп) – х_ср] ∙ b_сах/100

=14,05м

∆х – расстояние между центром масс и точкой приложения подъемной силы:

∆х = 0,1 ∙ b_сах = 0,1 ∙ 4,647 = 0,46 м;

G_пол – полетный вес ВС:

G_пол = m_пол ∙ g = 40875 ∙ 9,81 = 400983,8Н.

Н (3.17)

Теперь из второго уравнения системы (3.16) найдем подъемную силу Y создаваемую крылом:

Y = Y_Г.О. + G_пол ∙ cosθ = 13439,7 + 400983,8 ∙ 0,9902 = 410493.9 Н.

Рис.2.2. Силы, действующие на самолет