Szablon prywatny ZK

1. Model masowy samolotu według
Бадягин А. А., Мухамедов Ф. А.:
Проектирование легких самолетов.
Москва, Машиностроение, 1978
1.1. Skrzydło
Wzór Fomina
m S = 16.210 −6 kmechϕν n A
(1)
mTO Λ1.5 S (1 + τ )
+ 2S
Θ g0
Wzór Fomina
 Λ (1 + τ )
g
m S = 16 ⋅10 −4 kmechϕν n A mTO ΛS 
+
−4
 100Θ g 0 ν n A mTO ⋅10
Wzór Lebiediewa
(2)
m S = 5 ⋅10 −5
(3)
ν n mTO Λ S 2 + 4τ
g 0 cos 2 χ 2 + τ
1 −τ

1 −
 1 + 3τ
S 

Λ

 + 2S

Wzór Badiagina
mS = 1.1 ⋅10 −4 kmech kkonst kmat ϕν n A
(4)
gdzie:
mS
mTO
nA
ν
Λ
g0
χ
S
τ
kmech
kkonst
mTO Λ S 1 + 4τ
cos1.5 χ Θ g 0 1 + τ
- masa skrzydeł
- masa startowa samolotu
- współczynnik obciążenia dopuszczalnego
- współczynnik bezpieczeństwa (dla samolotu - 1.5)
- wydłużenie geometryczne skrzydeł
- względna grubość profilu nasadowego skrzydła
- skos skrzydła na linii 0.25 cięciw
- powierzchnia nośna
- zbieżność skrzydła
0.9 − brak mechanizacji

− klapy krokodylowe i jednoszczelinowe
- 1.0
1.15 − klapy Fowlera, sloty przedlotkowe

− z wykorzystaniem przekładek i elementów integralnych
0.9

- 0.95 − nitowana z elementami integralnymi
1.1
− nitowana

kmat
− dural (PA7, D16T)
1.0
- 
0.8 − 0.85 − jeśli w elementach nośnych wykorzystuje sie kompozyty
θ
1.0 − skrzydło jednodzwigarowe, pojedynczy keson
- 
0.9 − skrzydło dwudzwigarowe
ϕ
- współczynnik odciążenia konstrukcji
ϕ = 0.93 − 0.014kZN − 6.3 ⋅10 −3 kP − m palS y 2palS
kZN
m palS
1.0 − silniki mocowane na skrzydłach
- 
0.0 − silniki poza skrzydłami
- względna masa paliwa umieszczonego w skrzydłach
m palS =
y palS
m palS
mTO
- względna współrzędna masy paliwa umieszczonego w skrzydłach
y palS =
2 y palS
B
Względne masy składników skrzydeł
element skrzydła
udział procentowy
pokrycie (nośne i nienośne)
35÷40
dźwigary
23÷28
podłużnice
4÷8
żebra
8÷10
węzły, elementy złączne
3÷4
lotki, klapy, sloty, przerywacze
10÷15
inne
4÷6
1.2. Masa kadłuba
Wzory Badiagina
(5)
0.25
m K = 1.14kZN (1 + 0.4 ∆ pkab ) l 1.5
K m TO
(6)
m K = q K SomK
(7)
−.25
q K = kZNK mTO
ν n A (1 + 0.4 ⋅10 −2 V przel ) (1 + 0.4 ∆ p K ) + 1.38DK*
(8)
SomK = 2.6l K DK*
DK* = 2
(9)
kZN
kZNK
∆pK
Vprzel
qK
SK
SomK
DK*
SK
π
1.0 − zespół napędowy poza kadłubem
- 
1.14 − zespół napędowy na kadłubie
0.08 − zespół napędowy poza kadłubem
- 
0.096 − zespół napędowy na kadłubie
- maksymalne nadciśnienie w kadłubie [dNm-2]
- prędkość przelotowa samolotu [ms-1]
- masa jednostkowa konstrukcji kadłuba [kgm-2]
- powierzchnia czołowa kadłuba
- powierzchnia omywana kadłuba
- średnica zastępcza kadłuba
Względne masy składników kadłuba
element kadłuba udział procentowy
pokrycie
26÷30
podłużnice
12÷15
wręgi
20÷22
podłoga
6÷9
oszklenie kabiny
10÷12
okna
3÷5
trapy, luki
6÷8
pozostałe
7÷9
1.3. Masa usterzeń
Wg Howe’go (mTO<8000)
(
)
(
)
(10)
mh = 7.2Sh1.2 0.4 + (V przel + 113 ) /935
(11)
mv = 6.8Sv1.2 0.4 + (V przel + 113 ) /1100
gdzie
Vprzel
- prędkość przelotowa [km/h].
Wg Badiagina
(12)
mhv = mh + mv = qhv Shv
(13)
qhv = kv km ( 4.4 + 0.8 ⋅10 −3 mTO )
Współczynnik kv uwzględnia prędkość samolotu
(14)
kv = 0.643 + 1.02 ⋅10 −3 V przel
Współczynnik km uwzględnia manewrowość samolotu
1.0 − samoloty niemanewrowe
km = 
1.5 − samoloty manewrowe
Względne masy składników usterzeń
element usterzenia
udział procentowy
pokrycie
40÷44
dźwigary i podłużnice
35÷38
żebra
7÷9
węzły mocowania
4÷6
oszklenie kabiny
10÷12
pozostałe
7÷9
1.4. Masa podwozia
masa podwozia z kołem przednim
(15)
gdzie
ppg
hpg


p pg
+ 0.005 
m pod = mTO  kkon kow ( 6h pg + 11.3 ) ⋅10 −3 + 0.625k pn


1 + p pg


- ciśnienie w pneumatykach podwozia głównego [dN/cm2]
- wysokość podwozia głównego [m] (od nawierzchni do węzłów mocowania
lub łożyska)
1.0
kkon = 
0.65
1.00

kow = 1.05
1.20

− gówne golenie ze stali średnio wytrzymałej
− gówne golenie ze stali wysoko wytrzymałej
− podwozie stałe bez owiewek
− podwozie stałe z owiewkami
− podwozie na kadłubie (L-410, GAF-24 Nomad)
− normalny pneumatyk
1.0
k pn = 
0.93 − pneumatyk bezdentkowy
1.5. Masa zespołu napędowego
(16)
mzn = m sil + m poz
(17)
mzn = N max zn (γ sil + kzn )
gdzie
msil
mpoz
Nmaxzn
Nmax
γsil
kzn
-
masa silników,
masa pozostałych elementów zespołu napędowego
moc startowa (maksymalna) zespołu napędowego [kW],
moc startowa (maksymalna) silnika [kW],
względna masa silnika,
względna masa pozostałych elementów silnika,
γ sil =
m poz
m sil
, kzn =
N max
N max
1223 − 0.019 N max

γ sil = 
46
−4
2.03 ⋅10 N max + N
max

− silnik tłokowy
− silik turbośmigłowy
0.68 ÷ 0.82 − silnik tłokowy
kzn = 
0.30 ÷ 0.34 − silik turbośmigłowy
1.6. Masa układu sterowania
(18)
0.0135mTO
m ster = 
0.02mTO
− pojedyczy układ sterowania
− zdwojoy układ sterowania
1.7. Masa wyposażenia
m wyp = m wyp std + m wyp opc
(19)
(20)
m wyp
gdzie
Vprz
Vzl
( 0.045 ÷ 0.05 ) mTO

=
200 + 0.06mTO + 0.2mład

− samoloty sportowe i turystyczne

Lz
1 +
 V prz

 − małe samoloty pasażerskie

- prędkość przelotowa [km/h],
- odległosc przelotu [km/h].
1.8. Masa paliwa
Masa paliwa zależy od „obliczeniowej misji samolotu”
(21)
gdzie
mpal prz
mpal rez
mpal nz
m pal = m pal
prz
+ m pal rez + m pal nz
- masa paliwa na przelot,
- masa paliwa rezerwy aeroawigacyjnej,
- masa niezlewnej części paliwa,