Читайте также:
|
|
Для определения этой массы можно воспользоваться приближенной статистической формулой [24]
+ )(1 + m + ) + 0,065,
где для дозвуковых самолетов с прямым или стреловидным крылом;
– для сверхзвуковых самолетов с треугольным крылом;
– учитывает утяжеление конструкции самолета из-за кинетического нагрева;
ε – отношение массы силовых нагруженных элементов к массе всей конструкции (в первом приближении ε ≈ 0,5);
– отношение пределов текучести при нормальной температуре и при кинетическом нагреве;
– коэффициент разгрузки крыла;
η – сужение крыла;
ε 1 – доля топлива, располагаемого в крыле;
`z 1 – относительная, в долях полуразмаха, координата центра масс топлива (от плоскости симметрии самолета);
ε 2 – доля массы силовой установки, размещенной на крыле;
`z 2– относительная, в долях полуразмаха, координата центра масс силовой установки, размещенной на крыле;
n A – коэффициент расчетной перегрузки; приближенно:
для пассажирских самолетов – (3÷5), меньшая величина для более тяжелых самолетов;
β 1 = 0,065 – 0,08 – для тяжелых дозвуковых самолетов;
β 1 = 0,08 - 0,115 – для транспортных самолетов;
β 1 = 0,07 – 0,09 для сверхзвуковых самолетов;
m = 1,2 – 1,3 – для дозвуковых самолетов;
m = 1 для сверхзвуковых самолетов;
β 2 = 0,15 – для дозвуковых самолетов;
β 2 = 0,27 – для сверхзвуковых самолетов;
λ, λ ф – удлинение крыла и фюзеляжа;
p 0 – удельная нагрузка на крыло в даН /м2;
m 0 исх – исходная масса самолета в кг.
Дата добавления: 2015-12-01; просмотров: 43 | Нарушение авторских прав