1.6.1. Визначення центра мас спорядженого крила

Під масою спорядженого крила розуміють сукупність мас його конструкції, розміщеного в крилі обладнання, двигунів, мотогондол, пілонів і палива, розрахованого на політ з максимальним комерційним (платним) навантаженням на максимальну дальність. Завданням даного підрозділу є визначення центра мас спорядженого крила, для чого необхідно попередньо визначити центри мас характерних об’єктів крила – конструкція крила, його системи, робочі рідини та мастила, а також основні та носова опори шасі у випущеному положенні. [2, 5, 7, 9]

Початок координат, відносно якого визначаються центри мас, знаходиться у точці початку проекції САХ крила на площину XOY (див. рис. 1.7), при чому вісь X', що належить площині XOY і направлена проти польоту літака, паралельна будівельній вісі літака, яка теж належить площині XOY. Вісь X' утроє разом з проекцією САХ крила на площину XOY кут установки крила (3°).

Повздовжні координати центрів мас характерних об’єктів крила:

• координата центра мас конструкції крила:

• координата центра мас паливної системи знаходиться в центрі мас конструкції крила:

• координата центра мас управління літаком (30% від усієї маси

управління:

• координата центра мас електрообладнання крила:

• координата центра мас протиобліднювальної системи крила (70% від усієї маси протиобліднювальної системи):

• координата центра мас гідросистеми крила (70% від усієї маси гідросистеми):

Координати центра мас пілонів, двигунів, гондол і палива у баках визначаються графічно по центровочному кресленню крила (див. рис. 1.7);

Повздовжні координати основних та носової опори шасі, тобто відстані відносно центра мас літака визначені у пункті 1.5.4 даного розділу, а їх координати відносно носка САХ крила визначаються з врахуванням координати центра мас літака, що приймається попередньо: С = 0,34b_САХ.

Координати центрів мас палива у кожному баку знаходяться:

• по хорді крила – на середині кесону;

• по розмаху крила – на відстані z від внутрішньої, відносно площини симетрії літака, стінки бака:

де l_б – довжина стінки паливного бака по розмаху лонжерона, м.

Відносна маса палива, яке можливо розмістити у фюзеляжі (центроплані крила):

де – повна відносна маса палива; – відносна маса палива, яке можливо розмістити в крилі.

Відносна маса палива, яке можливо розмістити в крилі:

де β = 220+15η_кр – коефіцієнт, що залежить від звуження крила η_кр ; λ_кр – подовження крила; p₀ – навантаження на крило при зльоті; – середня відносна товщина крила; m₀ – злітна маса літака.

В даному випадку усе паливо, що витрачається на політ із визначеними параметрами розміщене у баках-кесонах консолей крила. Місткість усіх паливних баків (разом з центропланним) дозволяє вмістити 37500 кг палива (ρ = 775 кг/м³).

Координати центра мас спорядженого крила визначається по наступним формулам:

Результати виконаних розрахунків по визначенню координат центрів мас окремих вантажів, агрегатів і крила в цілому, зведені у ценровочну відомість мас спорядженого крила (табл. 1.5). Центровка по Y необов’язкова.