Определение относительной массы конструкции

Для определения этой массы можно воспользоваться приближенной статистической формулой [24]

,

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;

ε1 – доля топлива, располагаемого в крыле;

`z1 – относительная, в долях полуразмаха, координата центра масс топлива (от плоскости симметрии самолета);

ε2 – доля массы силовой установки, размещенной на крыле;

`z2– относительная, в долях полуразмаха, координата центра масс силовой установки, размещенной на крыле;

nA – коэффициент расчетной перегрузки; приближенно:

для пассажирских самолетов – (3–5), меньшая величина для более тяжелых самолетов;

β1 = 0,065 – 0,08 – для тяжелых дозвуковых самолетов;

β1 = 0,08 - 0,115 – для транспортных самолетов;

β1 = 0,07 – 0,09 для сверхзвуковых самолетов;

m = 1,2 – 1,3 – для дозвуковых самолетов;

m = 1 для сверхзвуковых самолетов;

β2 = 0,15 – для дозвуковых самолетов;

β2 = 0,27 – для сверхзвуковых самолетов;

λ, λф – удлинение крыла и фюзеляжа;

p0 – удельная нагрузка на крыло в даН /м2;

m0 исх – исходная масса самолета в кг.


4758139468971627.html
4758167996845281.html
    PR.RU™