3.4.2. Нагружение крыла при полете в неспокойном воздухе.

Нормальная аэродинамическая сила определяется по приближенной формуле (режим полета Н=5000 м, V=V_крейс= 205,56 (м/с) , 0,736 (кг/м³)):

W=15V_max/V=15*250/205,56=18,24 (м/с).

для порыва вверх:

;

для порыва вниз:

.

К = 0,78 – коэффициент плавности входа в порыв;

С_у^_{без го} = 1– производная коэффициента подъемной силы по углу атаки без ГО, (по прототипу);

W – скорость вертикального порыва ветра,

3.4.3 Нагружение хвостового оперения.

3.4.3.1 Уравновешивающая нагрузка

Для ГО вычисляется по формуле:

где - коэффициент момента аэродинамических сил без ГО

- производная коэффициента момента аэродинамических сил самолёта без ГО по - угловой скорости вращения.

3.4.3.2 Уравновешивающая нагрузка для во

Рассмотрим для одновременной мгновенной остановки всех двигателей по одну сторону плоскости симметрии в горизонтальном полёте на скорости Vmах, Н = Н_Vmax, на форсажном (максимальном) режиме работы двигателей.

Уравновешивающая нагрузка может определяться по формуле

где l₁ =0,68 м – расстояние от оси i-го двигателя до плоскости симметрии самолёта;

L_ВО = 4,03м- плечо ВО;

- разность тяги двигателя после и до его остановки (примерно равна максимальной силе тяги).

Заключение.

В результате выполнения курсового проекта, спроектирован дозвуковой маневренный самолёт с характеристиками, отвечающими заданным.

Было выполнено следующее:

• расчёт взлётной массы и основных параметров самолёта;

• компоновка и центровка самолёта;

• определение нагрузок, действующих на составные части самолёта.

Получены следующие результаты:

Выбрана схема самолета и тип двигателя Р-95Ш.

1. Нормальная взлетная масса

2. Стартовая удельная нагрузка на крыло Ро= 3795,083

3. Стартовая тяговооруженность Ro=0,671

4. Площадь крыла

5. Масса топлива во внутренних баках mт=3457 кг

6. Средняя аэродинамическая хорда ва=2,74

7. Допустимый диапазон центровок [0,232….0,282]

8. Эксплуатационный [0,233….0,278]

В конструкции планера широко применяются алюминиевые, титановые сплавы, стали, а также следующие конструктивные решения:

- КСС фюзеляжа – полумонокок;

-кессонная схема крыла с двумя лонжеронами;

-оперение:

1. Г.О:

-стабилизатор двухлонжеронный с передней стенкой;

- руль высоты – однолонжеронная КСС;

2. В.О:

- киль трехлонжеронный с передней стенкой;

- руль направления однолонжеронный с передней стенкой.

Нагрузки, действующие на основные части самолета, рассчитаны в соответствии с требованиями действующих норм.