Добавил:
Upload Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз: Предмет: Файл:
Введение.docx
Скачиваний:
0
Добавлен:
18.09.2019
Размер:
389.07 Кб
Скачать

3.2. Объёмно-весовая компоновка и центровки самолёта

3.2.1. Цели компоновки

Центровка самолёта зависит от варианта загрузки и остатка топлива. Она может меняться в пределах от предельно передней , когда необходимо обеспечить достаточность ЦПГО для балансировки самолёта, до предельно задней , когда должно выполняться условие:

где - расстояние от начала САХ до фокуса самолёта в долях САХ, вычисленное по формуле как сумма фокуса крыла и приращения фокуса от фюзеляжа и оперения:

- ГО на фюзеляже;

Значение предельно-передней центровки определяется по формуле:

;

- минимальный запас продольной статической устойчивости

;

В пределы от до должны войти центровки самолёта, рассчитанные для всех вариантов загрузки и остатка топлива.

3.2.2. Определение места сах на фюзеляже

Величина и место САХ ( ) на крыле определяются графически. Место установки крыла на фюзеляже вдоль оси Х определяется расстоянием Ха от носка фюзеляжа до начала САХ при известных массах и координатах центров масс снаряжённых крыла и фюзеляжа и при заданном значении центровки.

;

;

;

;

;

3.2.3. Расчёт центровки самолёта

Для расчёта центровки составляется центровочная ведомость (табл. 1.8) и вычерчивается центровочная схема (рис. 1.2) в профильной и половине плановой проекциях. Нумерация масс и их координаты в ведомости и на схеме совпадают.

  1. для нормальной взлетной массы:

а) с выпущенными шасси: б) с убранными шасси:

  1. для самолёта без целевой нагрузки и топлива:

;

.

  1. для самолёта без топлива, но с целевой нагрузкой:

.

  1. для самолёта с полным запасом топлива, но без целевой нагрузки (перегоночный вариант):

;

.

  1. для самолета с одним летчиком:

Центровочная ведомость самолёта

Таблица 1.8.

Составная часть, груз

mi, кг

Хi, м

∑mi*Xi, кг*м

 

1. Конструкция планера

 

 

 

1

Крыло

1592,91

7,22

10787,2

2

Фюзеляж

1915,084

6,82

12201,86

3

ГО

183,9

12,296

2178,88

4

ВО

194,97

11,715

2196,67

Передняя стойка шасси выпущена

77,71

3,6

244,94

Передняя стойка шасси убрана

77,71

4,1

283,8

Основные стойки шасси выпущены

310,838

7,18

2092,56

Основные стойки шасси убраны

310,838

6,82

1980,66

 

2. Силовая установка

 

 

 

7

Двигатели

2600

7,8

20280

3. Оборудование

 8

Оборудование в хвостовом отсеке

 300

 11

3300 

9

Оборудование в носовом отсеке

488

2,2

1073,6

10

Оборудование в среднем отсеке

1300

5,8

7540

 

5. Топливо заправлено (слито)

 

 

 

11

Бак №1

1500

6,9

10350

12

Бак №2

757

7,3

5526,1

13

Бак №3

1200

7,46

8952

 

6. Целевая нагрузка есть (снята)

 

 

 

14

1,3 точки подвески

657

6,92

4546,463

15

2,4 точки подвески

463

7,6

3528,076

16

5 точки подвески

280

2,4

672

17

Экипаж (два летчика)

200

3,80

760

18

Экипаж (один летчик)

100

4,8

480

Сумма:

∑mi, кг

∑Xi, м

∑mi*Xi, кг*м

1

с выпущенными шасси

14019,95

122,887

94304,05

2

с убранными шасси

14019,95

123,027

94231

3

без целевой нагрузки и топлива

9162,946

85,63

60524,92

4

без топлива

10562,95

102,57

69271,46

5

без целевой нагрузки

12619,95

105,95

85484,46

6

без первого летчика

13919,95

123,89

93951

Вывод:

Объёмно-весовая компоновка обеспечивает размещение основных агрегатов, топлива, оборудования и целевой нагрузки в заданных аэродинамических формах самолёта. Получены следующие значения предельных центровок:

допустимые: = 0,232; = 0,282;

эксплуатационные: = 0,233; = 0,278.

Тут вы можете оставить комментарий к выбранному абзацу или сообщить об ошибке.

Оставленные комментарии видны всем.