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°) .

Расчет затрат на топливо
Годовой расход топлива: Тоб = Тл + Тб + Тс + Тз = 12526+3680+6085+927=23218 Где Тл – линейный расход топлива за годовой пробег Тл = Нл*Lобщ/100, л Где Нл – норма расхода топлива на 100 км для данной марки (25 л для автомобиля ЗИЛ 4331) Тб – надбавка к автомобилю с бортовой платформой Тл = 25*50105/ ...

Разработка графиков единого технологического процесса обработки групп вагонов, маршрутов на станции и подъездных путях
Графиками ЕТП предусматривается взаимодействие в эксплутационной работе между станцией и каждым подъездным путем. В графике ЕТП указываются перечни операций последовательность их выполнения, указывается продолжительность операций. При разработке графика максимально учитывается возможность для парал ...

Классы вязкости моторных масел
Класс вязкости Bязкость масла ГОСТ 17479.1 SAE J 300 Кинематическая при 100˚ C, мм2/с Условная SAYBOLT при 210оF, sus Кинематическая при -18˚ C (0 оF), мм2/с не более Зимние классы 3з 5w не менее 3,8 минимум 38,8 1250 4з 10w не менее 4,1 минимум 39,7 2600 5з 15w не менее 5,6 минимум 44,6 ...