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 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 является экстренным снижением. При выводе самолета из экстренного снижения конструкция ВС и в частности крыло испытывает маневренную перегрузку, вызванную увеличением подъемной силы. Значение этой перегрузки зависит от квадрата скорости вывода и радиуса спирали, т.о. экипаж может влиять на перегрузку и не допустить разрушения конструкции. Однако в практике возможен случай действия вертикального порыва в момент вывода ВС из экстренного снижения, который может вызвать непредвиденное увеличение перегрузки. Поэтому данный случай имеет актуальность в рассмотрении его подробно.

- 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 = 44 690 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 при полете в турбулентной атмосфере:

- 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)

Дополнительные условия:

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

• полная масса: = 0,82 , (3.13)

= 0,82 54500 = 44 690 [кг];

• масса топлива: = 0,75 , (3.14)

= 0,75 18500 = 13 875 [кг];

• Считаем что суммарная тяга равняется нулью R_сд=0

• Аэродинамическое сопротивление, сопротивление от переднего и опорного шасси: X _пш = X _ош =0, потому что самолета, у которых экстренное снижение совершается с убранным шасси

• Неизвестны силы 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:

- = _. + [0,4 (х_ср + х_пп) – х_ср] b_сах/100

- =13,66 м

- ∆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 = 44 690 9,81 = 438 409,9Н.

(3.17)

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

= _. + G_пол cosθ = 15 128,2 + 438 409,9 0,9902 = 449 093,43 Н.

По условиям нашего задания, у нас элероны отклонены и создают свою собственную подъемную силу. Она равна 0,0025 , на один, в конструкции самолета ЯК-42 их два, поэтому:

Соответственно Y будет равна:

Рис. 3. Силы, действующие на самолет