1.6.4. Розрахунок варіантів центровки
Кінцева компоновка літака і визначення центровки літака – єдиний нерозривний процес. Для забезпечення бажаного степеню статичної повздовжньої стійкості і керованості літака його центр тяжіння повинен знаходитися у визначеному діапазоні значень по довжині САХ крила. [2, 5, 7, 9]
У процесі експлуатації літака положення його центра тяжіння може змінюватися: у даному конкретному польоті – по мірі витрати палива, а також за рахунок різних варіантів завантаження літака. Задня допустима центровка при цьому повинна бути гранично така, щоб забезпечувався мінімально необхідний запас статичної стійкості літака, що визначається характером його призначення.
Гранично допустима передня центровка літака визначається ефективністю його органів повздовжнього керування (балансування). Чим більша ефективність органів повздовжнього керування, тим ширше буде допустимий діапазон центровок літака.
Після компоновки крила та фюзеляжу літака необхідно виконати розрахунок його допустимих центровок, тобто відносних положень центра мас літака від носка САХ крила (відносних координат), виражених у відсотках:
Варіанти центровок і їх допустимий діапазон визначається з урахуванням наступних умов:
сума мас спорядженого фюзеляжу і спорядженого крила повинна дорівнювати злітній масі літака:
плече горизонтального оперення (відстань між центром мас літака і центром тиску ГО) повинно перевищувати потроєну довжину САХ крила:
В результаті проведених розрахунків складаються звідна центровочна відомість (табл. 1.7) та перелік варіантів центровки проектованого літака (табл. 1.8).
Таблиця 1.7 | |||||
Звідна центровочна відомість | |||||
№ п/п | Найменування об’єктів | Маса mi, кг | Координата центра мас , м | Момент маси , кг·м | |
1 | 2 | 3 | 4 | 5 | |
1 | Споряджене крило (без палива і шасі) | 40914,787 | 16,810 | 687785,4 | |
2 | Носова опора шасі – «ВИПУЩЕНО» | 604,08 | 5,056 | 3054,3 | |
3 | Основні опори шасі – «ВИПУЩЕНО» | 5436,723 | 19,443 | 105706,6 | |
4 | Паливо: | 26892,833 | 19,059 | 512537,8 | |
|
| бак №1,2 | 10000 | 18,037 | 180364,8 |
|
| бак №3,4 | 10000 | 19,163 | 191624,8 |
|
| бак №5,6 | 3156,886 | 20,391 | 64370,4 |
|
| 3735,947 | 20,391 | 76177,8 | |
5 | Споряджений фюзеляж (без льотного складу та комерційного навантаження) | 33435,126 | 18,617 | 622474,9 | |
6 | Супроводжуючі | 85 | 5,8 | 493 | |
7 | Вантажі | 35000,452 | 17,78 | 622308 | |
8 | Екіпаж | 170 | 3,9 | 663 | |
9 | Носова опора шасі – «ПРИБРАНО» | 604,08 | 3,576 | 2160,2 | |
10 | Основні опори шасі – «ПРИБРАНО» | 5436,723 | 19,443 | 105706,6 |
Таблиця 1.8 | |||||
Варіанти центровки літака | |||||
№ п/п | Найменування об’єктів | Маса mi, кг | Координата центра мас , м | Момент маси , кг·м | Центровка , % |
1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 |
1 | Злітна маса (шасі випущено) | 142539 | 17,925 | 2555023 | 34 |
2 | Злітна маса (шасі прибрано) | 142539 | 17,919 | 2554129 | 33,917 |
3 | Посадочний варіант (шасі випущено) | 119382,114 | 17,747 | 2118663 | 31,653 |
4 | Перегоночний варіант (шасі прибрано, без комерційного навантаження) | 107538,549 | 17,964 | 1931821 | 34,513 |
5 | Стоянковий варіант (без комерційного навантаження, палива, екіпажа, шасі випущено) | 80390,715 | 17,652 | 1419021,2 | 30,396 |
Діапазон гранично допустимих центровок проектованого літака:
- 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