Определение геометрических параметров частей самолёта

Крыло.

Площадь крыла определяется из соотношения

, = 83 м²(4.1)

где g = 9, 8м/с², p₀ - удельная нагрузка на крыло при взлете, которая определяется по статистическим данным из табл. 1.1.

Размах крыла

. = 27м

Корневая (по оси симметрии самолета) b₀ и концевая b_к хорды крыла определяются исходя из значений S, h, l:

=4.8 м

= 1, 5 м

Средняя аэродинамическая хорда крыла (СAX) вычисляется по формуле

координата СAX по размаху крыла (рис.1.3) определяется соотношением.

Координата носка СAX по оси ОХ

,

или

,

где c_п.к - угол стреловидности крыла по передней кромке

.

Для треугольных крыльев с задней кромкой, перпендикулярной оси симметрии самолета, формулы для определения b_a и x_a упрощаются:

, =3, 5 м

.

Формулы (1, 6) - (1.11) справедливы для крыльев с прямыми образующими по передней и задней кромкам и с концевой хордой, параллельной оси Ох. Для криволинейных очертаний кромок и хорды крыла заменяем их прямыми

Положение средней аэродинамической хорды b_а можно находить геометрическим способом (рис.1.3) с использованием значения координат x_a и z_a, вычисленных по формулам (1.9) и (1.10).