1.1.6. Вибір оптимального питомого навантаження на крило та наближена оцінка аеродинамічних характеристик літака

При виборі параметрів крила з урахуванням статистичних даних літаків-прототипів, можливо знайти лише один окремий оптимум, що задовольнятиме необхідний комплекс параметрів проектованого літака, закладений на початку проектування. Оптимальне питоме навантаження на крило, з точки зору аеродинамічної досконалості, характеризується відсутністю на крейсерському режимі польоту хвильових опорів при наближеній рівності індуктивного та профільного опорів крила та оперення. Вимога мінімалізації маси крила, накладає на сукупність можливих значень питомого навантаження та параметрів крила, додаткову умову – число М, що відповідає початку хвильової кризи на крилі повинно дещо перевищувати число М при реалізації крейсерської економічної швидкості на розрахунковій висоті польоту. [2, 7]

Оптимальний коефіцієнт підйомної сили при режимі крейсерського польоту розраховується по наступній формулі:

де _еф – ефективне подовження крила; С_{x інд} – коефіцієнт індуктивного опору крила при умові, що М = М_крит – М_кр = 0,008…0,02. [4, 8, 9]

Коефіцієнт індуктивного опору крила визначається наступним чином:

де k_с – коефіцієнт, що враховує особливості крила та балансування літака.

На проектованому літаку використана крутка крила, балансування літака виконується автоматично – дефлектором стабілізатора, демпфування літака здійснюється автоматично за допомогою керма висоти і напряму, а профіль крила – критичний (піковий). Проектований літак призначений для транспортування різноманітних вантажів і експлуатації з ґрунтових ЗПС. Усі вищевикладені умови задовольняє коефіцієнт k_с = 0,82.

;

,

де – середня відносна товщина крила;– кут стріловидності крила по лінії ¼ хорд, радіан.

Ефективне подовження крила розраховується за формулою:

;

;

.

Число М_крит початку хвильової кризи на крилі визначається за формулою:

.

Питоме навантаження на крило для характерних етапів польоту визначається по наступним співвідношенням:

• в середині режиму крейсерського польоту:

;

• на початку режиму крейсерського польоту:

,

де – відносна маса палива (по статистиці);

• при зльоті:

,

де H_кр – висота крейсерського польоту.

Коефіцієнт опору фюзеляжу та мотогондол при крейсерському режимі польоту визначається по наступній емпіричній формулі:

,

де – орієнтовна оцінка злітної маси по статистиці;– середнє значення коефіцієнта комерційного навантаження по прототипам;– наближена оцінка тягоозброєності літака;– приблизна оцінка енергоозброєності;n_мг – кількість мотогондол.

Коефіцієнт опору літака на початку режиму крейсерського польоту визначається за формулою:

.

Коефіцієнт опору літака в середині режиму крейсерського польоту:

.

Середня аеродинамічна якість крейсерського польоту:

.

Необхідний коефіцієнт підйомної сили при посадці з максимальною посадковою масою визначається наступним чином:

,

де  – коефіцієнт, що враховує вплив землі на процес обтікання крила; – відносна максимальна посадкова маса; – відносна маса палива; V_тор – максимальна допустима швидкість торкання землі, км/год.

Згідно з АПУ-25 до значення швидкості заходу на посадку висуваються наступні вимоги:

V_{зах. пос} ≥ (1,08…1,1)V_тор та V_{зах. пос} ≥ 1,3V_{зв. пос} ,

де V_{зв. пос} – швидкість звалювання у посадочній конфігурації крила.

Тому при компоновці механізації крила необхідно забезпечити максимальний коефіцієнт підйомної сили у посадковій конфігурації, що відповідає швидкості звалювання, тобто C_{y max пос} = 1,5C_{y пос} .

Виходячи з умов посадки, необхідний ступінь механізованості крила складає:

де C_{y проф} – коефіцієнт підйомної сили профілю крила.

Такий ступінь механізованості крила забезпечується встановленням на задню кромку крила двохщільових висувних дволанкових закрилків і трьох секцій інтерцепторів на кожному напівкрилі і на передню кромку – відхиляємого носка (від борту фюзеляжу до гондоли внутрішнього двигуна) і щілинного висувного передкрилка.

Максимальний коефіцієнт підйомної сили у злітній конфігурації знаходиться у

межах C_{y max зл} = (0,86…0,88)C_{y max пос} .

При цьому, коефіцієнт підйомної сили в момент відриву літака від ЗПС дорівнює:

C_{y відр} = (0,7…0,73)C_{y max зл} .

Результати розрахунків по наведеним вище залежностям викладені у додатках Б та В.