1.1.4. Вибір основних параметрів крила
При виборі основних параметрів крила необхідно керуватись, в першу чергу, призначенням і заздалегідь визначеними умовами експлуатації проектованого літака – швидкість крейсерського польоту, необхідні злітно-посадкові характеристики та ін.. Вибір параметрів здійснюється з урахуванням статистичних даних існуючих літаків подібного призначення – літаків-прототипи.
До числа основних характеристик і параметрів крила відносяться:
профіль крила;
стріловидність крила по лінії ¼ хорд;
подовження крила;
звуження крила;
кут поперечного V крила.
Параметри крила залежать від числа М крейсерського польоту – Мкр . Для польоту на максимальну дальність найвигідніша швидкість, що відповідає числу Мкрит , або дещо менша за неї. Для заданого числа Мкр = 0,6801 крейсерського польоту доцільно застосувати несиметричні несучі профілі крила із закрученою передньою кромкою та відносно переднім зміщенням максимальної відносної товщини профілю . Обраний тип профілю крила – критичний (піковий) профіль. Значення середньої відносної товщини профілю крила – .
Ґрунтуючись на досвіді проектування крил сучасних літаків,
проектованому крилу доцільно надати геометричну і аеродинамічну крутку, що зменшить індуктивний опір крила.
Для проектованого крила прийняті наступні параметри:
кут установки крила у кореневому перерізі 0 = 3;
кут установки крила у кінцевому перерізі к = 0.
Надання крилу певної стріловидності є найбільш ефективним засобом збільшення критичного числа Мкрит польоту. Збільшення стріловидності крила не тільки віддаляє початок хвильової кризи на вищі швидкості, а й згладжує його протікання і значно зменшує приріст опорів. Крім того, стріловидність крила прямопропорційно підвищує критичну швидкість флатера і дивергенції.
З іншого боку, стріловидність викликає зниження несучої спроможності крила – зменшення коефіцієнта підйомної сили Сy max , аеродинамічної якості крила Kmax , а також погіршується ефективність механізації крила. Через явище бокового перетікання прикордонного слою до кінців стріловидного крила, виникає тенденція до кінцьового зриву потоку на великих кутах атаки, що призводить до втрати поперечної керованості й подальшої нестійкості літака у поперечному каналі. Застосування стріловидного крила передбачає ускладнення і збільшення маси конструкції крила, що викликає додаткові затрати при його виробництві. Тому для крила проектованого літака обраний мінімальний кут стріловидності по лінії ¼ хорд крила – 1/4 = 14, який задовольняє умову забезпечення крейсерської швидкості польоту із заданим числом Мкр = 0,6801. [2, 7]
Подовження крила наближено розраховується за емпіричною формулою:
.
Після розрахунку, подовження крила остаточно прийнято рівним
кр = 9,5.
При виборі звуження крила необхідно враховувати його значний вплив на аеродинамічні і масові характеристики крила, а також його жорсткість.
Збільшення звуження сприятливо впливає на розподілення зовнішніх навантажень по крилі, його масу й жорсткість. Це дає можливість збільшити будівельну висоту та корисний об’єм середньої частини крила, що сприяє розміщенню більшої кількості палива і агрегатів функціональних систем. Крім того, збільшується площа крила, що ефективно обслуговується механізацією.
Однак, збільшення звуження крила має також і негативні наслідки: виникає кінцьовий зрив набігаючого потоку, що спричиняє зниження ефективності елеронів літака.
Виходячи з вищевикладених вимог та особливостей, для крила проектованого літака прийнято значення звуження крила рівним
кр = 3,25.
Кут поперечного V крила є засобом підвищення поперечної стійкості літака. Його величина й знак, в основному, залежить від обраної схеми літака та кута стріловидності крила. Стріловидність крила в свою чергу підвищує поперечну стійкість літака, тому крилу доцільно надати помірний від’ємний кут поперечного V крила.
Керуючись даними по літакам-прототипам, для крила проектованого літака обрано кут поперечного V крила рівним
кр = – 430'.
- Міністерство освіти і науки україни
- Дипломна робота (пояснювальна записка)
- Національний авіаційний університет
- Завдання на виконання дипломної роботи
- Реферат
- Перелік умовних позначень, скорочень, термінів
- Перелік креслень
- Розділ 1 основна частина. Проект вантажного смл вступ
- 1.1. Вибір проектних параметрів літака
- 1.1.1. Обробка статистичних даних
- 1.1.2. Формування технічного завдання на проект
- 1.1.3.1. Розташування крила та оперення відносно фюзеляжу, їх форма
- 1.1.3.2. Розташування двигунів, їх тип та кількість
- 1.1.3.3. Вибір типу та розташування опір шасі
- 1.1.4. Вибір основних параметрів крила
- 1.1.5. Вибір основних параметрів фюзеляжу
- 1.1.6. Вибір оптимального питомого навантаження на крило та наближена оцінка аеродинамічних характеристик літака
- 1.1.7. Оцінка потрібної енергоозброєності літака
- 1.2. Розрахунок злітної маси літака
- 1.2.1. Оцінка відносної маси палива
- 1.2.1.1. Розрахунок питомої витрати палива
- 1.2.1.2. Розрахунок відносної маси палива при польоті на максимальну дальність з максимальним комерційним навантаженням
- 1.2.2. Розрахунок відносних мас основних частин літака
- 1.2.3. Рішення рівняння балансу мас
- 1.3. Підбір двигунів
- 1.4. Розрахунок мас літака
- 1.5. Компоновка літака
- 1.5.1. Оцінка відносної маси палива
- 1.5.1.1. Розрахунок питомої витрати палива
- 1.5.1.2. Геометричні характеристики елеронів
- 1.5.1.3. Компоновка та визначення геометричних параметрів механізації крила
- 1.5.2. Компоновка та розрахунок основних параметрів оперення
- 1.5.3. Компоновка фюзеляжу
- 1.5.3.1. Геометричні та конструктивні параметри фюзеляжу
- 1.5.3.2. Кабіна екіпажа
- 1.5.3.3. Вантажна кабіна
- 1.5.3.4. Люки та двері
- 1.5.4. Компоновка шасі
- 1.6. Центровка літака
- 1.6.1. Визначення центра мас спорядженого крила
- 6.1.2. Визначення центра мас спорядженого фюзеляжу
- 1.6.3. Визначення центра мас спорядженого літака
- 1.6.4. Розрахунок варіантів центровки
- 1.7. Технічний опис конструкції літака
- 1.7.1. Аеродинамічна компоновка літака
- 1.7.2. Конструкція планера
- 1.7.2.1. Фюзеляж
- 1.7.2.2. Крило Крило літака (рис. 1.11) складається з центроплана, лівої і правої консольних частин. [15]
- 1.7.2.3. Оперення
- 1.7.3. Гідравлічна система літака
- 1.8. Оцінка льотно-технічних характеристик літака
- 1.8.1. Визначення злітної дистанції літака
- 1.8.1.1. Розрахунок злітної дистанції нормального зльоту
- 1.8.1.2 Розрахунок злітної дистанції продовженого зльоту
- 1.8.2. Визначення дистанції зниження та посадочної дистанції
- Висновок
- 2.1. Призначення елерона
- 2.2. Технічний опис конструкції елерона
- 2.3. Побудова епюр поперечних сил, згинальних та крутних моментів, що діють на елерон
- 2.4. Розрахунок на міцність силової нервюри елерона
- Визначення коефіцієнтів запасу міцності для відповідних перерізів
- Висновок
- 3.1. Методика розрахунку продуктивності літака і видатків на його експлуатацію
- 3.1.1. Визначення продуктивності літака
- 3.1.2. Визначення видатків на експлуатацію літака
- 3.2. Розрахунок економічності літака
- 3.3. Аналіз факторів, що впливають на економічність літака
- Висновок
- Розділ 4 охорона праці вступ
- 4.1. Перелік небезпечних і шкідливих виробничих чинників під час технічної експлуатації об’єкта, що проектується
- 4.2. Технічні заходи, що виключають або обмежують вплив на персонал небезпечних і шкідливих виробничих чинників
- 4.3. Розрахунок заземлювального пристрою для захисту від статичної електрики
- 4.4. Забезпечення пожежної та вибухової безпеки об'єкта, що проектується
- 4.5. Інструкції з техніки безпеки праці при виконанні то елерона
- Висновок
- Розділ 5 охорона навколишнього середовища вступ
- 5.1. Законодавча база охорони нпс України
- 5.2. Розрахунок викидів окису вуглецю та окислів азоту двигунами проектованого літака
- 5.3. Еколого-економічна оцінка збитку, який спричиняється річними викидами со і nOх
- 5.4. Методи і засоби зниження авіаційного шуму
- 5.5. Розробка заходів по підвищенню екологічної безпеки проектованого літака
- Висновок
- Розділ 6
- 6.1.2. Завдання та функції системи управління безпекою польотів пс
- 6.2. Розрахунок злітної дистанції продовженого зльоту
- Висновок
- Розділ 7 метрологічне забезпечення
- Висновки
- Список використаних джерел