- •Типовая массовая (весовая) сводка самолета
- •111. Оборудование и управление:
- •5 . 2 Определение массы самолета
- •Относительные массы конструкции, силовой установки, оборудования и управления и топлива самолетов разных типов
- •Составление подробного перечня оборудования самолета и определение массы отдельных систем или отдельных агрегатов оборудования,
- •5.3 Весовое проектирование и контроль массы самолета.
- •5 . 4 Определение моментов инерции самолета
- •5.5 Анализ весовой эффективности применения полимерных композиционных материалов в конструкциях самолетов [5]
- •5.6 Типовая сводка распределения масс самолета по структурным группам (9)
- •5.6.1 Типичное разделение массы пустого самолета в процентах
- •Разбивка массы обычного гражданского самолета
- •5.6.9 Масса группы силовой установки.
- •5.6.10 Определение массы оборудования и систем.
- •5.6.11 Масса системы управления.
- •Масса системы управления Таблица 8
- •5.6.12 Масса группы пилотажно-навигационного (пно) и радиоэлектронного оборудования (рэо).
- •5.6.15 Масса прочего оборудования.
- •Разбивка по массовым группам силовой установки для современных самолетов
- •Примечание: * — процент от установочной массы двигателя;
- •Стандартные массы полезной нагрузки, топлива и масла
- •5.7 Центровка
- •Приблизительное расположение цм отдельных массовых групп самолета
- •Центровочная ведомость самолета
- •5.7.1 Диаграмма загрузки и балансировки
- •5.8 Варианты загрузки и ограничения
- •Центровочная ведомость
5.7 Центровка
Самолет должен быть спроектирован таким образом, чтобы обеспечивались требуемые устойчивость, управляемость и варианты загрузки на всех эксплуатационных режимах. Приемлемые границы центровки устанавливаются выбором схемы и размерами хвостового оперения с учетом:
положения крыла по отношению к фюзеляжу в продольном направлении;
размещения полезной нагрузки и топлива;
Таблица 11
Приблизительное расположение цм отдельных массовых групп самолета
|
Группы |
Положение ЦМ |
|
Крыло (консоль) |
Прямое крыло: 38—42% от ПК САХ на 40% полуразмаха
Стреловидное крыло: 70% расстояния между передним и задним лонжеронами, отсчитывается от переднего лонжерона, на 35% полуразмаха |
Конструкция
|
Фюзеляж |
Расстояние от носка фюзеляжа в % его длины: - один тянущий ПД 32—35 -винтовые двигателя на крыле 38—40 -реактивные двигатели на крыле 42—45 -двигатели в гондолах на конце фюзеляжа 47 -реактивные двигатели в фюзеляже 43 |
|
Хвостовое оперение (половина) |
42% хорды от ПК, на 38% полуразмаха от корневого сечения
Т-образное оперение: 42% хорды от ПК на 55% высоты от корневого сечения |
|
Гондолы |
40% длины гондолы от ее носка, кок винта исключается |
|
Рулевые поверхности |
100% САХ от ПК САХ, автопилот не включается в расчет |
|
Шасси |
В ЦМ самолета или определяется по положению и массе главных и носовой стоек |
Двигатели |
и агрегаты |
Определяется по данным разработчика двигателей
|
Системы и |
оборудование |
Определяется по опыту, с учетом положения наиболее тяжелых элементов и потребителей мощности |
Отделка и |
оснащение |
По данным таблицы 4,5 и компоновке кабины |
|
Заполненные топливные баки |
Для призматической формы с высотой 1 и параллельными поверхностями площадью S 1 и S2 на расстоянии: от основания S1 |
Примечание, Более точная оценка положения ЦМ может быть выполнена при разбивке каждой группы на составляющие элементы.
3) конструкции горизонтального оперения, руля высоты и продольного управления;
4) расположения шасси.
Условия, накладываемые центровкой, ограничивают свободу размещения агрегатов при компоновке самолета. Это относится, прежде всего, к размещению сосредоточенных грузов, таких как двигатели, грузовые отсеки, которые оказывают наиболее существенное влияние на балансировку самолета. Положение ЦМ самолета должно быть определено как в продольном, так и вертикальном направлениях. На основании типовой массовой сводки и вида самолета сбоку выполняют сборку самолета, в соответствующей системе координат. Строится центровочный чертеж с координатами ЦМ каждого составляющего элемента, заполняется таблица массовой (весовой) сводки и её конечный результат дает координаты ЦМ для эксплуатационной массы пустого самолета исходя из условий: