Аванпроект далекомагістрального літака сторінка 4

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
47
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
де
– кут атаки, що залежить від кривизни профілю крила знаходиться:
̅, ( ̅ ̅)- ( )
де
̅– відносна кривизна профілю крила;
̅
– положення максимальної відносної кривизни профілю по осі абсцис;
̅ – відносна товщина профілю;
– кут атаки, котрий залежить від крутки крила і визначається:
(
̅
)
[
̅
( )
( )( ̅
)
] ( )
̅
– відносний діаметр фюзеляжу у місці становлення крила;
– звуження крила;
– відносне подовження крила;
– параметр, який залежить від стрілоподібності передньої
і задньої кромок крила.
Похідна для стрілоподібних крил (важких літаків) визначається:
√
√
( )
де
– ефективне відносне подовження крила:
( )
де
= 0,9 – коефіцієнт, котрий враховує стрілоподібність крила.
– площа крила, зайнята фюзеляжем; параметр, який залежить від звуження й стрілоподібності крила;
– коефіцієнт, що залежить від числа незбуреного потоку:
√ (
) √ ( )
де
,
– посадкова швидкість, м/с;

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
48
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
√
( )
де
– посадкова маса літака
– маса палива
m
зл
– злітна маса літака.
Максимальний коефіцієнт підйомної сили знаходиться:
( )
де
– експериментальний максимальний коефіцієнт підйомної сили профіля крила для заданого числа Re
о
– поправочний коефіцієнт, який залежить від звуження крила:
(
) ( )
– поправочний коефіцієнт, який залежить від стрілоподібності й зву- ження крила:
( ( )
)
( )
( )
де
– косинус кута стрілоподібності за лінією ¼ хорд;
– поправочний коефіцієнт, який залежить від числа Рейнольдса:
( (
))
(
( )
)
( )
– середня геометрична хорда крила .
– кінематична в’язкість повітря
Критичний кут атаки знаходиться:
( )
де
– приймаємо 1
о
Значення знаходиться:

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
49
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
( )
де
= 1,25 – коефіцієнт безпеки.
Значення допустимого кута атаки знаходиться:
( )
Будуємо графік залежності
( ) (рис. 4.6.).
Рис 4.6. Залежність
( ) для малих чисел М польоту на висоті
Н=0
Для малих чисел маху (М≈0.2) коефіцієнт опору літака знаходиться:
( )
де
– коефіцієнт лобового опору літака при нульовій підйомній силі
;
– коефіцієнт індуктивного опору літака;
– поправка, котра враховує зміну профільного опору, перерозподіл тиску на поверхні крила при



доп
Коефіцієнт лобового опору літака C
xaо при нульовій підйомній силі визначається:

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
50
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
∑
( )
де ∑
– сумарна сила лобового опору елементів літака.
Лобовий опір крилового елемента або тіла обертання при малих числах М польоту знаходиться:
( )
де
– сумарний коефіцієнт опору тертя, що дорівнює подвоєному зна- ченню коефіцієнт опору тертя еквівалентної пластини
(
)
( )
де S
k
= S
зм
/ 2 – розрахункова площа елементу літака;
S
зм
=2.5l
ф
d
ф
– повна бічна («змочена») площа циліндричного елементу літака;
S
зм
= 2Sпр – для крила та оперення;
K
c
– коефіцієнт, котрий враховує вплив відносної товщини елемента на його опір.
Інтерференцію між крилом і фюзеляжем при дозвукових швидкостях по- льоту враховують коефіцієнтом K
і
, визначається:
( )
де
=0,25 - враховує взаємне розташування крила і фюзеляжу.
З урахуванням інтерференції лобовий опір для крилових елементів або тіл обертання при C
ya
= 0 визначають за формулою при малих числах М
( )
Формула для визначення набуває вигляду:
( )
∑
( )

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
51
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
де n – кількість елементів;
– коефіцієнт опору окремого елемента, котрий визначається залеж- ністю:
( )
Коефіцієнт індуктивного опору C
xaі
залежить від коефіцієнту підйомної сили літака C
ya
, ефективного відносного подовження крила
і коефіцієнту
, який залежить від форми крила у плані:
( )
( )
де коефіцієнт може бути визначений за наступною формулою:
(
) ( )
Коефіцієнт опору при
є функцією відносного коефіцієнта підйомної сили
̅̅̅̅̅
і визначається за формулою
*
[ ( ̅
) ]
+(
̅̅̅̅)
( )
Розрахунок поляри
(
) наведено в таблиці 4.1.
Таблиця 4.1.
Розрахунок поляри
a
-1,36 0
1,83 3,67 5,5 7,33 9,17 11 11,91 0
0,14 0,27 0,41 0,55 0,69 0,83 0,9 0,97 0,038 0,039 0,043 0,049 0,058 0,072 0,094 0,116 0,135

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
52
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Рис. 4.8. Поляра літака для малих чисел М на Н = 0
Розрахунок злітно-посадкових характеристик.
Залежність Cya = f(α) для літака з механізацією може бути отримана на основі залежності Cya = f(α).
При випущеній механізації значення α
о змінюється і знайти зміну кута атаки нульової підйомної сили
Δ
α
о можна визначити за графіком (Рис. 4.9.).
Рис. 4.9. До визначення
Δ
α
о

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
53
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Для механізованого крила приріст максимального коефіцієнту підйомної сили
Δ
α
о
= 12 – зміна кута атаки нульової підйомної сили при посадці;
Δ
α
о
= 9 – зміна кута атаки нульової підйомної сили при злеті.
(
)
̅
̅
( )
(
)
̅
̅
( )
Значення максимального коефіцієнту підйомної сили літака у посад- ковій конфігурації:
=C
yamax
+
= 0,97 + 0,408 = 1,378
( )
Значення максимального коефіцієнту підйомної сили літака в злітній конфігурації:
=C
yamax
+
= 0,97 + 0,255 = 1,255
( )
В результаті розрахунків було отримано значення коефіцієнтів підйомної сили при злітній та посадковій конфігурації.
Рис. 4.10. Залежність
( ) з відхиленою механізацією у посадкове та злітне положення.
Значення приросту коефіцієнта лобового опору від випущеної механізації при зльоті та посадці визначається за формулою

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
54
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
̅
( ) де
=
0,14 – приріст коефіцієнту лобового опору від механізації при ь
Опір від шасі можна визначити за формулою
( )
( ) де
– значення коефіцієнту лобового опору при для літака без механізації.
В розрахунках використовують подовження, що визначається за форму- лою:
(
) ( ) де
= ефективне відносне подовження крила;
l – розмах крила; h – висота від крила до поверхні землі.
Коефіцієнт лобового опору літака у посадковій конфігурації знаходиться: пос
=
+
𝑖
+ Δ
мехпос
+Δ
ш
( )
В результаті розрахунків отримано коефіцієнти лобового опору при зльо- ті та посадці. Графік поляр при злеті та посадці (Рис. 4.11.,4.12.).
Рис. 4.11. Посадкова полярa літака.

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
55
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Рис. 4.12. Злітна полярa літака.
Висновки до розділу.
В четвертому розділі визначено аеродинамічні характеристики при крей- серському режимі польоту та при малих числах Маху та при злітно-посадковій конфігурації.

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
56
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
5. РОЗРАХУНОК НАВАНТАЖЕНЬ НА АГРЕГАТИ ЛІТАКА.
5.1. Крило.
На крило літака при зльоті, посадці та в польоті діють зовнішні сили:
• Розподілені по поверхні аеродинамічні навантаження q пов
;
•
Розподілені по поверхні масові навантаження q мас
;
• Зосереджені навантаження P
агр
;
Знаходимо розрахункову підіймальну силу крилу, знаючи масу літака, експлуатаційне перевантаження n e
, коефіцієнт безпеки f .
( ) де:
– злітна маса літака, кг;
n
е
– експлуатаційне перевантаження;
– коефіцієнт безпеки.
Злітна маса дорівнює
Експлуатаційне перевантаження приймаємо n
е
= 2.5, коефіцієнт безпеки f = 1.5.
Визначимо масове розрахункове навантаження від крила:
( ) де: m
кр
– маса крила, кг.
Маса крила дорівнює m
кр
= 52520 кг.
Отримаємо:
Знаходимо розрахункові навантаження від силової установки:
( )
Розподіл аеродинамічного навантаження за розмахом крила має склад- ний характер. Для спрощення розрахунків потрібно побудувати еквівалентне крило в плані, шляхом його повороту.
Знаходимо еквівалентний розмах крила:

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
57
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
( )
Потім розбиваємо крило на 20 перерізів з кроком
Визначимо положення центрів жорсткості, тиску та мас для кожного перерізу крила:
( )
Розподілене аеродинамічне навантаження:
( ) де: b – хорда крила в даному перерізі, м;
S – площа крила, м
2
Розподілене масове навантаження:
( )
Розподілене навантаження від маси палива:
( )
Аеродинамічні та масові навантаження замінюються еквівалентним нава- нтаженням.
( )
Значення розподілених навантажень (Таблиця 5.1.)
Поперечна сила Q в кожному перерізі знаходиться:
( )
Середнє значення погонного навантаження:
( )
Приріст поперечної сили:

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
58
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
( )
Значення поперечних сил (Таблиця 5.2.)
Момент згину в кожному перерізі знаходять:
( )
Крутний момент в кожному перерізі знаходять:
( ) де:
=
, тяга двигуна, кгс.
Значення моментів згину та кручення (Таблиця 5.3, Таблиця 5.4.)
Схема сил в перерізі крила наведена на рис. 5.1.
Рис. 5.1. Схема сил в перерізі крила
Таблиця 5.1.
Розподілені навантаження
№
0 18,8 50357,14 19072,77 9892,125 21392,25 1
17,4 46607,14 17652,46 9649,125 19305,56 2
16,8 45000 17043,75 9406,125 18550,13 3
16,2 43392,86 16435,04 8970,75 17987,06 4
15,5 41517,86 15724,89 8474,625 17318,34

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
59
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Продовження таблиці 5.1.
5 15 40178,57 15217,63 8353,125 16607,81 6
14,3 38303,57 14507,48 8029,125 15766,97 7
13,7 36696,43 13898,77 7563,375 15234,28 8
13,1 35089,29 13290,07 7077,375 14721,84 9
12,5 33482,14 12681,36 6662,25 14138,53 10 11,8 31607,14 11971,21 6176,25 13459,69 11 11,3 30267,86 11463,95 5892,75 12911,16 12 10,7 28660,71 10855,25 5599,125 12206,34 13 10,1 27053,57 10246,54 5305,5 11501,53 14 9,4 25178,57 9536,384 5001,75 10640,44 15 8,8 23571,43 8927,679 4708,125 9935,625 16 8,1 21696,43 8217,522 4414,5 9064,406 17 7,5 20089,29 7608,817 4120,875 8359,594 18 6,8 18214,29 6898,661 3837,375 7478,25 19 6,3 16875 6391,406 3533,625 6949,969 20 5,7 15267,86 5782,701 3240 6245,156
Таблиця 5.2.
Поперечні сили
№
0 18,8 20348,91 41918,75 500619,8 2,06 1
17,4 18927,84 38991,36 458701,1 2,06 2
16,8 18268,59 37633,3 419709,7 2,06 3
16,2 17652,7 36364,57 382076,4 2,06 4
15,5 16963,08 34943,94 345711,9 2,06 5
15 16187,39 9721,025 287142,9 2,06 6
14,3 15500,63 31931,29 301064,1 2,06

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
60
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Продовження таблиці 5.2.
7 13,7 14978,06 30854,81 269132,8 2,06 8
13,1 14430,19 29726,19 238278 2,06 9
12,5 13799,11 28426,17 208551,8 2,06 10 11,8 13185,42 27161,97 180125,7 2,06 11 11,3 12558,75 2246,025 129338,7 2,06 12 10,7 11853,94 24419,11 150717,7 2,06 13 10,1 11070,98 22806,23 126298,5 2,06 14 9,4 10288,03 21193,34 103502,3 2,06 15 8,8 9500,016 19570,03 82319,76 2,06 16 8,1 8712 17946,72 62761,99 2,06 17 7,5 7918,922 16312,98 44829,03 2,06 18 6,8 7214,109 14861,07 28531,26 2,06 19 6,3 6597,563 13590,98 13686,86 2,06 20 5,7 0
0 0
0
Таблиця 5.3.
Моменти згину
№
∆Mi
Mi
0 18,8 2,06 500619,8 479660,5 988100,6 8410548 1
17,4 2,06 458701,1 439205,4 904763,2 7422448 2
16,8 2,06 419709,7 400893,1 825839,8 6517685 3
16,2 2,06 382076,4 363894,2 749621,9 5691845 4
15,5 2,06 345711,9 316427,4 651840,4 4942223 5
15 2,06 287142,9 294103,5 605853,2 4290382 6
14,3 2,06 301064,1 285098,5 587302,8 3684529 7
13,7 2,06 269132,8 253705,4 522633,1 3097226 8
13,1 2,06 238278 223414,9 460234,7 2574593

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
61
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Продовження таблиці 5.3.
9 12,5 2,06 208551,8 194338,7 400337,8 2114359 10 11,8 2,06 180125,7 154732,2 318748,3 1714021 11 11,3 2,06 129338,7 140028,2 288458 1395272 12 10,7 2,06 150717,7 138508,1 285326,7 1106814 13 10,1 2,06 126298,5 114900,4 236694,9 821487,7 14 9,4 2,06 103502,3 92911,03 191396,7 584792,9 15 8,8 2,06 82319,76 72540,87 149434,2 393396,2 16 8,1 2,06 62761,99 53795,51 110818,7 243962 17 7,5 2,06 44829,03 36680,14 75561,09 133143,2 18 6,8 2,06 28531,26 21109,06 43484,66 57582,13 19 6,3 2,06 13686,86 6843,431 14097,47 14097,47 20 5,7 0
0 0
0 0
Таблиця 5.4.
Моменти кручення
№
b
0 18,8 30804,22 121170 249610,1 2216251 1
17,4 29309,4 108022,6 222526,6 1966641 2
16,8 27851,75 100577,4 207189,3 1744114 3
16,2 25333,11 92823,73 191216,9 1536925 4
15,5 22608,51 85910,28 176975,2 1345708 5
15 21964,89 79307,05 98872,53 1168733 6
14,3 20293,99 72417,61 149180,3 1069861 7
13,7 18007,87 66346,19 136673,1 920680,2 8
13,1 15767,96 60540,67 124713,8 784007,1 9
12,5 13972,46 54563,42 112400,6 659293,3 10 11,8 12008,28 49289,7 101536,8 546892,7

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
62
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Продовження таблиці 5.4.
11 11,3 12248,48 44719,51 27622,19 445355,9 12 10,7 11058,25 39977,59 82353,85 417733,7 13 10,1 9928,848 35152,59 72414,33 335379,9 14 9,4 8824,502 30615,64 63068,21 262965,5 15 8,8 7818,838 26414,76 54414,4 199897,3 16 8,1 6873,996 22501,94 46353,99 145482,9 17 7,5 5989,976 18925,19 38985,89 99128,92 18 6,8 5194,153 15867,32 32686,68 60143,03 19 6,3 4404,404 13328,33 27456,35 27456,35 20 5,7 4015,552 5999,409 0
0
5.2. Горизонтальне оперення.
Повна аеродинамічна сила, яка діє на ГО, знаходиться як сума врівно- важуючої сили та експлуатаційне навантаження від маневру літака. Для роз- рахунку потрібно знайти врівноважуючу силу при горизонтальному польоті:
( ) де:
– значення коефіцієнта моменту;
– швидкісний напір;
V – крейсерська швидкість польоту;
– площа крила;
– середня аеродинамічна хорда крила;
– плече ГО.
– експлуатаційне перевантаження.

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
63
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Експлуатаційне навантаження на ГО при маневрах:
( ) ( ) де:
– злітна маса літака;
– площа крила;
– площа ГО.
Визначаємо сумарну аеродинамічну силу, яка діє на ГО при маневрах:
( ) ( ) ( )
Маса ГО
ГО має кут стрілоподібність 30°, тоді будуємо еквівалентне ГО. Ро- зіб’ємо консоль на 9 частин з кроком ΔZ = 1,9 м.
Положення центрів жорсткості, тиску та мас для кожного перерізу ГО визначаємо:
;
;
;
Розподілене аеродинамічне навантаження:
( )
Розподілене масове навантаження:
( )
Аеродинамічні та масові навантаження замінюються еквівалентним нава- нтаженням.
( )
Значення розподілених навантажень (Таблиця 5.5.)

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
64
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Поперечна сила Q в кожному перерізі знаходиться:
( )
Середнє значення погонного навантаження:
( )
Приріст поперечної сили:
( )
Значення поперечних сил (Таблиця 5.6.)
Момент згину в кожному перерізі знаходять:
( )
Крутний момент в кожному перерізі знаходять:
( )
Значення моментів згину та моментів кручення наведені в таблицях 5.7. та 5.8.
Таблиця 5.5.
Розподілені навантаження
№
b
q пов
q мас
q
1 3,5 4094,686 896,0699 3198,616 2
4,4 4435,909 970,7424 3465,167 3
5,3 5033,051 1101,419 3931,632 4
6,4 5647,254 1235,83 4411,424 5
7,3 6244,396 1366,507 4877,889 6
8,1 6841,537 1497,183 5344,354 7
8,9 7438,679 1627,86 5810,819 8
9,7 8018,759 1754,803 6263,956 9
10,5 8530,595 1866,812 6663,783

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
65
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Таблиця 5.6.
Поперечні сили
№
b
∆z
qcp
∆Q
Q
1 3,5 0
1599,308 0
0 2
4,4 1,9 3331,891 2082,432 2082,432 3
5,3 1,9 3698,399 4622,999 6705,431 4
6,4 1,9 4171,528 5214,41 11919,84 5
7,3 1,9 4644,657 5805,821 17725,66 6
8,1 1,9 5111,121 6388,902 24114,56 7
8,9 1,9 5577,586 6971,983 31086,55 8
9,7 1,9 6037,387 7546,734 38633,28 9
10,5 1,9 6463,869 8079,837 46713,12
Таблиця 5.7.
Моменти згину
№
b
∆z
Q
∆M зг
М зг
1 3,5 0
0 0
0 2
4,4 1,9 2082,432 5492,415 5492,415 3
5,3 1,9 6705,431 11640,8 17133,21 4
6,4 1,9 11919,84 18528,44 35661,65 5
7,3 1,9 17725,66 26150,14 61811,79 6
8,1 1,9 24114,56 34500,69 96312,49 7
8,9 1,9 31086,55 43574,89 139887,4 8
9,7 1,9 38633,28 53341,5 193228,9 9
10,5 1,9 46713,12 58391,4 251620,3

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
66
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Таблиця 5.8.
Моменти кручення
№
b
∆Z
m кр
∆M кр
M кр
1 3,5 0
1197,781 0
0 2
4,4 1,9 1405,729 1627,194 1627,194 3
5,3 1,9 1809,669 2009,624 3636,818 4
6,4 1,9 2278,301 2554,981 6191,799 5
7,3 1,9 2785,59 3164,932 9356,731 6
8,1 1,9 3343,827 3830,886 13187,62 7
8,9 1,9 3953,011 4560,524 17748,14 8
9,7 1,9 4593,575 5341,616 23089,76 9
10,5 1,9 5198,704 6120,174 29209,93

1 2 3 4 5

скачати