Главная страница Случайная страница
КАТЕГОРИИ:
АвтомобилиАстрономияБиологияГеографияДом и садДругие языкиДругоеИнформатикаИсторияКультураЛитератураЛогикаМатематикаМедицинаМеталлургияМеханикаОбразованиеОхрана трудаПедагогикаПолитикаПравоПсихологияРелигияРиторикаСоциологияСпортСтроительствоТехнологияТуризмФизикаФилософияФинансыХимияЧерчениеЭкологияЭкономикаЭлектроника
Выбор удельной нагрузки на крыло
|
|
Величина удельной нагрузки на крыло rо существенно влияет на летные характеристики самолета, особенно взлетно-посадочные, крейсерского полета и маневренные.
Согласно нормам летной годности гражданских самолетов, вып. 2 (НЛГС-2) [11] должны выполняться условия по взлету самолета: скорость в конце взлета V взл на высоте 10, 7 м от ВПП должна быть V взл ³ 1, 2 V min взл - для самолетов с двумя и тремя двигателями; V взл ³ 1, 15 V min взл - для самолетов с четырьмя двигателями. При проектировании можно принять V min взл = 1, 1 V пoc. На основе статистических данных можно принять следующие величины посадочной скорости для самолетов: военных – V пoc = 180...250 км/ч; транспортных – V пoc = 120...160 км/ч; учебных и спортивных – V пoc = 60...100 км/ч.
Таблица 2.3
су max механизированного крыла с умеренной стреловидностью c £ 25°
| № п/п | Наименование механизации | су max | a пос (град.) |
Щиток с  = 0, 3, dщ = 45°
| 1, 6…1, 75 | ||
Щиток со скользящей осью вращения
с  = 0, 3, dщ = 45°
| 1, 7…1, 85 | ||
Поворотный закрылок  = 0, 3, dз = 45°
| 1, 4…1, 55 | ||
| Щелевой закрылок = 0, 3, dз = 45°
| 1, 5…1, 6 | ||
| Предкрылок по всему размаху | 1, 35…1, 4 | ||
| Выдвижной закрылок = 0, 3, dз = 40°
| 2, 1…2, 2 | ||
| Двухщелевой выдвижной закрылок с = 0, 3, dз = 40°
| 2, 3…2, 45 | ||
| Трехщелевой выдвижной закрылок с = 0, 35, dз = 40°
| 2, 7…2, 8 | ||
| Предкрылок и поворотный закрылок с = 0, 3, dз = 45°
| 1, 6…1, 65 | ||
| Предкрылок и щелевой закрылок с = 0, 3, dз = 45°
| 1, 75…1, 8 | ||
| Предкрылок и выдвижной закрылок с = 0, 3, dз = 40°
| 2, 5…2, 6 | ||
| Предкрылок и выдвижной двухщелевой закрылок с, dз = 40° | 2, 75…2, 8 | ||
| Предкрылок и выдвижной трехщелевой закрылок с = 0, 35, dз = 40°
| 2, 85…3, 0 | ||
Сдув и отсос пограничного слоя с верхней концевой части крыла с большим секундным расходом воздуха ( = 0, 3, m = 0, 3)
| 3, 0…4, 0 | ||
| Реактивный закрылок на концевой нижней части крыла с большим расходом (газа) воздуха ( = 0, 15, m = 0, 3)
| 8, 0…10, 0 |
Количественные значения удельной нагрузки на крыло определяются для некоторых режимов полета самолета.
1.Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия взлета (Н = 0).
,
где V взл - скорость в конце взлетной дистанции, м/с; Су взл - коэффициент подъемной силы при взлетном положении механизации крыла; Су взл = 
— для самолетов с двумя или тремя двигателями и Су взл = 
— для самолетов с четырьмя двигателями; С у mах - максимальный коэффициент аэродинамической подъемной силы самолета при посадочном положении механизации крыла (см. таблицу 2.3).
2. Допустимое значение удельной нагрузки па крыло из условия посадки в расчетных условиях
,
где 
- относительная масса топлива (для проектируемого самолета можно выбрать по статистическим данным [21, таблица 6.1]; 
= mсг/m0 – относительная масса сбрасываемых в полете грузов; V пос – посадочная скорость, м/с.
3. Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия заданнойскорости захода на посадку в расчетных условиях:
,
где V зп – скорость захода на посадку для самолетов по НЛГС-2 при автоматизированном заходе V зп = 210...230 км/ч (V зп = 60...64 м/с) или V зп = 1, 3 V пос.
4. Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия обеспечения заданной крейсерской скорости па расчетной крейсерской высоте полета (Н кр):
,
где rн – плотность воздуха на расчетной высоте; а н – скорость звука на расчетной высоте; М кр – расчетное или заданное число М крейсерского полета; С у кр = 0, 71 С у К mах – коэффициент подъемной силы крыла в крейсерском полете; С у К mах = 
– коэффициент подъемной силы крыла на максимальном качестве.
Отсюда получаем:
Сх0 = 0, 98 (0, 9 + 0, 15 Мкр) [0, 0083 (1 + 3 
) + (0, 00083lф + 0, 5l2ф) + 0, 004],
где Сх0 - коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе; lэф = l /(1 + 0, 025l) – эффективное удлинение крыла.
5. Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия обеспечения заданной маневренности (для маневренных самолетов):
,
где С у доп – допустимое значение коэффициента подъемной силы крыла без выпущенной механизации, С у доп = 1, 15...1, 3; 
– скоростной напор при маневре с расчетной скоростью на рабочей высоте полета; п у доп = 0, 5 п у max – допустимое значение перегрузки при маневре; n y mах – максимальное расчетное значение перегрузки для маневренных самолетов, п у max = 9...12.
Для неманевренных самолетов по НЛГС-2 
= 3, 8 при m 0£ 8 т; = 2, 5 при m 0 > 27, 5 т; = 1 + 
для 27, 5 т > m 0 > 8 т; при выпущенной механизации: = 2.
За расчетное значение нагрузки на крыло r 0 принимается наименьшее из значений, найденных по условиям пункта. 1.5.