Проектирование агрегатов самолёта — страница 3

  • Просмотров 472
  • Скачиваний 8
  • Размер файла 294
    Кб

Посадочная дистанция (до Н=15 м.) 614 600 --- 2.1 Выбор основных параметров самолёта Исходные данные для расчета: Коммерческая нагрузка Скорость полета Высота полета Дальность полета Двигатель расположен на фюзеляже Коэффициент перегрузки Максимальная взлетная масса кг. Корневая хорда Концевая хорда Аэродинамический профиль №22,10 Определяем удельную нагрузку на крыло [2] (1) скорость захода на посадку относительная масса топлива

Определяем удельную нагрузку на крыло из условия обеспечения заданной крейсерской скорости на заданной высоте полета [2] (2) (3) плотность воздуха на высоте 5000 м. крейсерская скорость самолета. скорость звука на высоте 3000 м. Определяем тягавооруженность самолета из условия набора высоты при одном отказавшем двигателе [2] (4) где, число двигателей коэффициент качества при наборе высоты градиент набора высоты из условия обеспечения

горизонтального полета [2] (5) коэффициент учуивающий степень дроссельлирлвания двигателя коэффициент учитывает тяги по скорости полета Определяем тягавооруженность самолета из условия обеспечения заданной длины разбега самолета [2] (6) где, длина разбега коэффициент трения Определяем тягавооруженность маневренных самолетов из условия: а) скороподъемности [2] (7) относительная плотность б) заданной максимальной скоростью (8) в)

полета заданной перегрузкой (9) Находим площадь крыла [2] (10) Определяем тягу двигателя (11) Таблица 2. Построение поляр для крыла Сx 0,688 0,827 0,96 1,08 1,195 1,25 1,31 1,35 1,22 Cy 0,043 0,058 0,0746 0,094 0,1146 0,13 163 0,207 0,278 Рис. 1 Площадь крыла: [5] (12) Удлинение: [5] (13) Сужение: [5] (14) Хорда крыла в расчетном сечении: (15) где Толщина крыла: для пятой хорды. Профиль крыла в расчетном сечении строится следующим образом: ординаты верхней и нижней половины профиля и определяются

из уравнений, описывающих форму профиля крыла, если заданы относи­тельные координаты и в % от хорды, то и определяются по формулам: [5] , Принимаем Таблица 3 X 0 2,5 10 15 20 30 40 50 0 2,01 2,92 4,02 4,83 5,51 6,4 5,82 0 -1,03 -1,52 -1,96 -2,17 -2,47 -2,6 -2,78 Произведя расчеты получаем: Таблица 4 Yв 0 0,06 0,087 0,12 0,14 0,16 0,19 0,20 0,20 0,208 Yн 0 -0,03 -0,04 -0,05 -0,06 -0,07 -0,07 -0,08 -0,08 -0,09 Расчетная схема крыла Рис. 2 Сечение профиля крыла Рис. 3 2.3 Определение воздушной нагрузки Для плоского нестреловидного

крыла с удлинением воздушная нагрузка определяется во формуле: [5] (16) Таблица 5 № 1 0 0 3,2 3600 1440 3600 3600 360 - 0 1800 2 0,4 0,1 3,06 3442,5 1377 3240 3442,5 344,25 - 0 1721,25 3 0,8 0,2 2,92 3285 1314 2880 3285 328,5 - 0 2956,5 4 1,2 0,3 2,78 3127,5 - 2520 3127,5 312,75 - 0 2814,75 5 1,6 0,4 2,64 2970 - 2160 2970 297 1,056 1573,1 1099,91 6 2 0,5 2,5 2812,5 - 1800 2812,5 281,25 1 1489,7 1041,58 7 2,4 0,6 2,36 2655 - 1440 2655 265,5 0,944 1406,3 983,25 8 2,8 0,7 2,22 2497,5 - 1080 2497,5 249,75 0,888 1322,8 812,75 9 3,2 0,8 2,08 2340 - 720 2340 234 - 0 2106 10 3,6 0,9 1,94 2182,5 - 360 2182,5 218,25 - 0 1964,25 11 4 1 1,8 2025 - 0 2025 202,5 - 0 1822,5 2.4 Распределение массовых сил