Масса топлива в каждой секции равна

M i = ρ т∙V i , (3.4)

где V i - объём секции. Ранее уже говорилось, что ρ т = 0,8 т / м 3 = = 800 кг / м 3 .

Необходимо также знать положение центра тяжести топлива в каждой секции. Используется формула для центра тяжести усечённой пирамиды [3].

∆z ц.т. = 0,25·l·[ в2л +3·в2пр + 2·(вл·впр)] / [в2л +в2пр + вл·впр] , (3.5)

где l - длина секции. Размер Dz ц.т. откладывается от большего основания. Массы и силы тяжести топлива в секциях, размеры Dz ц.т. для каждой секции приведены в табл. 2. Там же даны координаты z ц.т.,i центра тяжести каждой i-й секции в системе координат, начало которой взято в бортовом сечении. При вычислении G т.б. принимаем g = 9,81 м/с 2.

Табл.3.2

Определение нагрузок на крыло.

На крыло воздействуют распределённые по поверхности воздушные силы, распределенные объёмные силы от конструкции крыла и от помещённого в крыле топлива, сосредоточенные силы от масс агрегатов, расположенных в крыле.

Прочность крыла определим в предельном, а не в эксплуатационном состоянии. Найдём коэффициент расчётной перегрузки по формуле [10] :

, (3.6)

где - коэффициент эксплуатационной перегрузки для заданного расчётного случая;

f - коэффициент безопасности ; f = 1,5.

Для величины в расчётном случае А в Нормативных материалах [1] приведено соотношение

= 2,1 + 10980 / (m пол + 4540) , (3.7)

где m пол – полётная масса самолёта – примерно равно Мвзл, за вычетом топлива на рулежку, прогрев и проверку двигетелей, разбег, начальный этап взлета. Оценим это количество в 200кг.

m пол = m взл. – = 135158– 200 = 134958 кг

тогда = 2,1 +10980 / (134958 + 4540) = 2,17, но в [1] имеется требование, по которому принимаем =2,5.

= 2,5·1,5 = 3,75.

По длине крыла воздушная нагрузка q возд распределяется по закону относительной циркуляции [10] :

, (3.8)

где = 2z / l , причём l = L кр для высокоплана ; l = 2×L конс для низкоплана ; функция называется относительной циркуляцией;

l = 42м – длина двух консолей крыла, поскольку самолёт является низкопланом. Если угол между линией центров давления и осью z не равен нулю, то

Г = Гпл + ∆Гстр , (3.9)

Для поправки DГ стр. можно использовать приближённую формулу [3]

∆Гстр(z) = ∆Гстр( z , 45°) · χ 0,25 / 45°. (3.10)

Выполняем на плане исходного крыла геометрическое построение и с достаточной точностью находим tg c 0,25 . После чего определяем, что c 0,25 = 30°.

∆Гстр = ∆Гстр ( z , 45° )·30 / 45 = 0,778·∆Г ( z , 45°) .

Анализ потенциально опасных и вредных производственных факторов
Оценивая рассматриваемую в проекте генераторную установку с точки зрения ОФВП необходимо отметить, что отсутствие скользящих контактов, простота конструкции и технологии изготовления является предпосылкой более высокой надёжности и безопасности генератора по сравнению с контактными электрическими м ...

Низкие температуры в камере в камере холода
При проведении испытаний по исследованию пусковых качеств двигателей рабочие температуры непосредственно в боксе достигают до минус 30° С. При испытаниях мотористы находятся в боксе продолжительное время (до 3 – 4–х часов в смену). В связи с низкими температурами и повышенной влажностью при испытан ...

Составление разностных уравнений системы
Непрерывная и импульсная части в пределах периода описываются системой дифференциальных уравнений вида (2) где А- квадратная матрица постоянных коэффициентов k-го порядка; у-вектор переменных состояния; с- вектор воздействия со стороны импульсной части на непрерывную. Рис. 33 Временные диаграммы ши ...