model masowy samolotu, Szkoła, Budowa i Projektowanie Obiektów Latających
[ Pobierz całość w formacie PDF ]
1. Model masowy samolotu według
Бадягин А. А., Мухамедов Ф. А.:
Проектирование легких самолетов
.
Москва, Машиностроение, 1978
1.1. Skrzydło
Wzór Fomina
m
Λ
1.5
S 1
( )
+
τ
(1)
m.0k n
=
−
6
ϕν
TO
+
S
S
mech
A
Θ
g
0
Wzór Fomina
(2)
m60k nm S
100 g
=⋅
−
4
ϕν
Λ
Λτ
( )
1
+
+
g
S
S
mech
A TO
Θν
n m 10
⋅
−
4
Λ
0
A TO
Wzór Lebiediewa
(3)
m50
=⋅
−
5
ν Λ
τ
nm
TO
S 24
+
1
− +
1
−
τ
2
S
S
gcos
2
χ τ
2
+
1 3
+
τ
0
Wzór Badiagina
(4)
mS 1.1 10 k k k
=⋅
−
4
ϕν
n
mS 1 4
TO
Λ
+
τ
mech konst mat
A
cos
1.5
χΘ
g
1
+
τ
0
gdzie:
m
S
m
TO
- masa startowa samolotu
n
A
- współczynnik obciążenia dopuszczalnego
ν
- współczynnik bezpieczeństwa (dla samolotu -
1.5
)
Λ
- wydłużenie geometryczne skrzydeł
g
0
- względna grubość profilu nasadowego skrzydła
χ
- skos skrzydła na linii 0.25 cięciw
τ
- zbieżność skrzydła
-
0.9
1.0
1.15
−
brak mechanizacji
klapy krokodylowe i jednoszczelinowe
klapy Fowlera, sloty przedlotkowe
k
mech
−
−
-
0.9
0.95
1.1
−
z wykorzystaniem przekładek i elementów integralnych
nitowana z elementami integralnymi
nitowana
k
konst
−
−
- masa skrzydeł
S
- powierzchnia nośna
k
mat
-
1.0
0.8 0.85
−
dural (PA7, D16T)
jeśli w elementach nośnych wykorzystuje sie kompozyty
− −
θ
-
1.0
0.9
−
skrzydło jednodzwigarowe, pojedynczy keson
skrzydło dwudzwigarowe
−
ϕ
- współczynnik odciążenia konstrukcji
ϕ
−
=− −⋅ −
0.93 0.014k
6.3 10 k m y
3
2
ZN
P
palS palS
k
ZN
-
1.0
0.0
−
−
silniki mocowane na skrzydłach
silniki poza skrzydłami
m
- względna masa paliwa umieszczonego w skrzydłach
palS
m
=
m
palS
palS
m
TO
y
- względna współrzędna masy paliwa umieszczonego w skrzydłach
palS
y
=
2y
palS
palS
B
Względne masy składników skrzydeł
element skrzydła
udział procentowy
pokrycie (nośne i nienośne)
35÷40
dźwigary
23÷28
podłużnice
4÷8
żebra
8
÷
10
węzły, elementy złączne
3÷4
lotki, klapy, sloty, przerywacze
10÷15
inne
4÷6
1.2. Masa kadłuba
Wzory Badiagina
(5)
K
m 1.14k 1 0.4 p l m
=
ZN
(
+
∆
kab
)
1.5 0.25
K
TO
(6)
mqS
K
=
K om
K
(7)
q
=
k m
−
.25
ν
n 1 0.4 10 V
(
+ ⋅
−
2
)
(
1 0.4 p
+
∆
)
+
1.38D
*
K
ZNK TO
A
przel
K
K
(8)
S
=
2.6l D
*
omK
K
K
(9)
D2
π
*
=
S
K
K
k
ZN
-
1.0
1.14
−
zespół napędowy poza kadłubem
zespół napędowy na kadłubie
−
k
ZNK
-
0.08
0.096
−
zespół napędowy poza kadłubem
zespół napędowy na kadłubie
∆
p
K
- maksymalne nadciśnienie w kadłubie [dNm
-2
]
V
przel
- prędkość przelotowa samolotu [ms
-1
]
q
K
- masa jednostkowa konstrukcji kadłuba [kgm
-2
]
S
K
- powierzchnia czołowa kadłuba
SomK
- powierzchnia omywana kadłuba
*
−
D
- średnica zastępcza kadłuba
Względne masy składników kadłuba
element kadłuba udział procentowy
pokrycie
26
÷
30
podłużnice
12
÷
15
wręgi
20
÷
22
podłoga
6
÷
9
oszklenie kabiny
10
÷
12
okna
3
÷
5
trapy, luki
6
÷
8
pozostałe
7
÷
9
1.3. Masa usterzeń
Wg Howe’go (
m
TO
<
8000
)
(10)
m 7.2S 0.4 V
=
1.2
(
+ +
( )
113 / 935
)
h
h
przel
(11)
mv 6.8S 0.4 V
=
1.2
v
(
+ +
( )
przel
113 /1100
)
gdzie
V
przel
- prędkość przelotowa [km/h].
Wg Badiagina
(12)
mmmqS
hv
=+=
h
v
hv hv
qkk.4.80m
Współczynnik
k
v
uwzględnia prędkość samolotu
(14)
hv
=
v m
(
+ ⋅
3
−
TO
)
k 0.643 1.02 10 V
rzel
Współczynnik
k
m
uwzględnia manewrowość samolotu
= + ⋅
−
3
v
p
k
=
1.0
−
samoloty niemanewrowe
samoloty manewrowe
m
1.5
−
Względne masy składników usterzeń
element usterzenia
udział procentowy
pokrycie
40
÷
44
dźwigary i podłużnice
35
÷
38
żebra
7
÷
9
węzły mocowania
4
÷
6
oszklenie kabiny
10
÷
12
pozostałe
7
÷
9
1.4. Masa podwozia
masa podwozia z kołem przednim
(15)
m
=
m k k 6h 11.3 10
( )
+ ⋅ +
−
3
0.625k
p
pg
+
0.005
pod
TO
kon ow
pg
pn
1p
+
pg
gdzie
p
pg
h
pg
- wysokość podwozia głównego [m] (od nawierzchni do węzłów mocowania
lub łożyska)
(13)
- ciśnienie w pneumatykach podwozia głównego [dN/cm
2
]
k
=
1.0
−
gówne golenie ze stali średnio wytrzymałej
gówne golenie ze stali wysoko wytrzymałej
kon
0.65
−
1.00
kow 1.05
1.20
= −
−
podwozie stałe bez owiewek
podwozie stałe z owiewkami
podwozie na kadłubie (L-410, GAF-24 Nomad)
−
k
=
1.0
−
normalny pneumatyk
pneumatyk bezdentkowy
pn
0.93
−
1.5. Masa zespołu napędowego
(16)
mmm
zn
=+
sil
poz
(17)
mN
zn
=
max zn
( )
sil
+
k
zn
gdzie
m
sil
- masa silników,
m
poz
- masa pozostałych elementów zespołu napędowego
N
maxzn
- moc startowa (maksymalna) zespołu napędowego [kW],
N
max
- moc startowa (maksymalna) silnika [kW],
γ
sil
- względna masa silnika,
k
zn
- względna masa pozostałych elementów silnika,
γ=
m
sil
, k
=
m
poz
sil
N
zn
N
max
max
=
−
1223 0.019 N
max
−
silnik tłokowy
γ
sil
2.03 10 N
⋅
−
4
+ −
46
silik turbośmigłowy
max
N
max
k
=
0.68 0.82
÷ −
silnik tłokowy
silik turbośmigłowy
zn
0.30 0.34
÷ −
1.6. Masa układu sterowania
(18)
m
=
0.0135 m
TO
−
pojedyczy układ sterowania
zdwojoy układ sterowania
ster
0.02m
−
TO
γ
[ Pobierz całość w formacie PDF ]