2. Визначення злітної маси літака

Злітна маса літака обчислюється за формулою:

(2.1)

де m₀ - злітна маса літака, кг;

m_кн - маса комерційного навантаження, кг;

m_ек - маса екіпажу, кг;

- відносна маса конструкції;

- відносна маса силової установки;

- відносна маса обладнання;

- відносна маса палива.

Маса комерційного навантаження визначається як:

m_кн = К₁ (75 + ) n_пас (2.2),

де К₁ – коефіцієнт, що враховує перевезення вантажу, пошти;

– маса безкоштовного багажу;

n_пас – кількість пасажирів.

Для літаків з L < 1000 км К₁ = 1,03; = 10кг.

Для літаків з L > 1000 км К₁ = 1.1; = 15кг.

Маса екіпажу m_ек визначається за формулою:

m_ек = 80n_ек (2.3),

де n_ек - кількість членів екіпажу.

Склад екіпажу визначається кількістю членів льотного складу n_лс, а також кількістю бортпровідників n_бп та призначається виходячи з вимог забезпечення безпеки польотів та забезпечення комфорту.

n_ек = n_лс + n_бп (2.4)

Для літаків місцевих повітряних ліній (МПЛ) n_лс = 2 чол.

Для ближньомагістральних літаків (БМЛ) n_лс = 3 чол.

Для середньомагістральних літаків (СМЛ) n_лс = 4 чол.

Кількість бортпровідників n_бп визначається кількістю пасажирів і обирається виходячи з того, що на одного бортпровідника не повинно приходитись більш ніж 30 пасажирів.

Значення визначається за формулою:

(2.5),

де L – дальність польоту, км;

V - швидкість польоту, км/год.

Відносні маси , , наведені у таблиці 2.1.

Таблиця 2.1

Призначення літака
МПЛ	0,30...0,32	0,12...0,14	0,12...0,14
БМЛ	0,28...0,30	0,10...0,12	0,10...0,12
СМЛ	0,25...0,27	0,08...0,10	0,09...0,11

3. Вибір основних параметрів крила

До числа основних параметрів крила відносяться: профіль та відносна товщина , стрілоподібність χ по 0,25 хорди, подовження λ, звуження η, кут поперечного V крила та питоме навантаження на крило Р₀, форма крила в плані.

Для сучасних літаків характерні поєднання параметрів, що наведені у табл. 3.1.

Таблиця 3.1

Параметри крила літака	Злітна маса літака
	До 15 тон	Від 20 до 40 тон	Від 50 до 100 тон	Більше 150 тон
λ 0 χ Р0(кПа)	8…12 8°…6° 0,12…0,14 2,0…3,0	7…9 20°…25° 0,11…0,12 3,5…4,0	6,5…8 30°…32° 0,10…0,12 4,5…5,5	6,5…9 32°…35° 0,12…0,14 5,5…6,0

Аеродинамічні характеристики крила в значній мірі визначаються формою крила у плані. Параметри профілю ( ) та відносна товщина крила залежать від чисда М крейсерського польоту (див. табл. 3.2).

Таблиця 3.2

М	χ°	λ	η	%	%	F %
0,85...0,9 0,6... 0,8	35°…40° 0°… 25°	6,5…10 8...I2	3,0…4,5 2,5... 3,0	10...12 I2…I6	35…45 30...40	0...2,5 1,0...3,5

Слід враховувати, що для знаходження числа М потрібно знати не тільки швидкість крейсерського польоту літака, який проектується, але й швидкість звуку в повітрі на висоті крейсерського польоту (а_Нкр).

Залежність швидкості звуку в повітрі від температури виражається формулою:

, (3.1)

де а – швидкість розповсюдження звуку, м/с;

Т – температура повітря, К.

За стандартних умов (Р = 760 мм.рт.ст.; Т = 288 К) біля поверхні землі, швидкість розповсюдження звуку в повітрі дорівнює 340 м/с, 1224 км/год.

Так як до висоти 11 км температура повітря знижується (на 6,5 ^°С з підйомом на Н = 1 км), то швидкість звуку з підйомом на висоту буде зменшуватися.

Отже, перед тим як розрахувати число М літака, необхідно розрахувати якою буде швидкість звуку в повітрі на висоті крейсерського польоту.

Виходячи з того, що біля землі ми маємо:

Н = 0 м; t_Hз = 15 ^°С або Т_Нз = 288 К,

та враховуючи, що 1^°С = 19,2 К, треба спочатку розрахувати температуру на висоті крейсерського польоту:

t_Hкр = t_Hз - 6,5·Н_кр, ^°С

Т_Нкр = 19,2·t_Hкр, К (3.2)

Отже,

, м/с (3.3)

Для розрахунку числа М необхідно перевести швидкість звуку а_Нкр (м/с) в км/г.

(3.4)

Для крил сучасних білязвукових літаків застосовують наближені до симетричних та асиметричні профілі з більш загостреною передньою кромкою та з відносно заднім положенням максимальної товщини = 35…45 %. Для них характерне більш плавне розподілення тисків уздовж хорд крил, що знижує значення місцевої повітряної швидкості над верхньою поверхнею крила, та сприяє збільшенню М_крит.

Слід враховувати, що заходи по збільшенню М_крит польоту, негативно відбиваються на жорсткісних та вагових характеристиках крила, а також призводять до помітного зменшення максимальних значень коефіцієнту піднімальної сили С_уmах.

Стрілоподібність крила є засобом збільшення М_крит. Збільшення стрілоподібності крила не тільки відхиляє на більші швидкості польоту початок хвильової кризи, але і пом'якшує його протікання, зменшує приріст опорів, покращує характеристики стійкості та керованості літака на білязвукових швидкостях. Однак зі збільшенням кута стрілоподібності зменшуються С_уmах та К_max крила, зменшується ефективність злітно-посадкової механізації. Стрілоподібність ускладнює виготовлення та збільшує вагу крила.

Зазначені обставини зумовлюють "економне" застосування стрілоподібність, т.т. кут стрілоподібності крила біля звукового літака, здебільшого, згідно мінімуму, що визначає величина заданої швидкості (числа М) крейсерського польоту.

Подовження крила є параметром, що суттєво впливає на величину індуктивного опору та максимальної якості крила літака. Крім того λ впливає на вагові та жорсткісні характеристики конструкції крила.

Дозвукові транспортні літаки мають крила з нульовою та малою стрілоподібністю. Подовження таких крил лежить у досить широкому діапазоні λ = 8...10, причому більші значення подовжень відносяться, як правило, до великогабаритних літаків з великою дальністю польоту. Збільшені значення подовження крила іноді обираються і для літаків з невеликою дальністю польоту для покращення їх злітно-посадкових характеристик.

Для приблизної оцінки подовження крила проектованого літака може бути застосована формула:

. (3.5)

Звуження крила суперечливо впливає на аеродинамічні , вагові та жорсткісні характеристики крила.

Збільшення звуження η впливає на розподіл зовнішніх навантажень, жорсткісні та вагові характеристики крила. Воно призводить, також, до збільшення будівничої висоти та об'єму центральної частини крила, що полегшує розміщення палива та різноманітних агрегатів. Однак збільшення звуження має негативні сторони. Головна з них - тенденція крила з великим звуженням до зриву потоку та зниження ефективності елеронів. У зв'язку зі вказаними обставинами звуження прямих крил дозвукових літаків виконується зазвичай невеликим та складає η = 2...2,5, що забезпечує мінімальний індуктивний опір крила та високі значення С_уmax.пос.

Кут поперечного V крила, як відомо, служить засобом забезпечення ступеню поперечної стійкості літака. Його величина та знак залежать головним чином від схеми літака, а для літаків зі стріловидними крилами - ще і від кута стрілоподібності. Для прямих крил дозвукових літаків значення кута поперечного V знаходяться у діапазоні від + 5°…7° - для схеми низькоплану, до - 1°…2°- для високоплану. Стрілоподібність збільшує поперечну стійкість крила, таким чином стріловидним крилам слід надавати від'ємне поперечне V.

Питоме навантаження на крило визначається з умов крейсування та посадки, а також відносного запасу палива. Питоме навантаження на крило Р₀ зумовлює як геометричні параметри літака, так і отримання заданих льотно-технічних характеристик.

Величина питомого навантаження на крило для дозвукових літаків наведена у таблиці 3.1. Питоме навантаження більше за 6,5 кПа обирати не рекомендується, так як літак на дозвуковому режимі польоту на висоті більшій за 10000 м може звалитись на крило.

Площа крила визначається із співвідношення:

, (3.6)

де g = 9.8 м/с²,

P₀ - питоме навантаження на крило при зльоті.

Розмах крила:

(3.7)

Коренева (за віссю симетрії літака) b₀ та кінцева b_x хорди крила визначається за значеннями S, η, l:

(3.8)

(3.9)

Середня аеродинамічна хорда крила (САХ) обчислюється за формулою:

(3.10)