![](/user_photo/2706_HbeT2.jpg)
- •Разработка технического задания. Анализ статистического материала.
- •Технико-экономические требования.
- •Тактико – технические требования.
- •1.2.3.8 Технико-экономические требования:
- •Разработка технического предложения.
- •Выбор удельной нагрузки на крыло:
- •Обеспечением заданной скорости захода на посадку Vз.П:
- •Обеспечением заданной крейсерской скорости на расчетной высоте полета или .
- •Обеспечением заданной маневренности
- •Выбор типа силовой установки и её размещение:
- •Эскизное проектирование самолета.
- •Относительная масса топлива :
- •Определение основных параметров проектируемого самолёта:
- •Библиографический список литературы:
Выбор удельной нагрузки на крыло:
Для самолетов истребителей нормальной схемы статистическая нагрузка на крыло лежит в пределах 392…589 даН/м2.
Необходимая величина удельной нагрузки в большинстве случаев определяется из условий посадки.
Верхнее допустимое значение нагрузки на крыло обуславливается:
Обеспечением заданной скорости захода на посадку Vз.П:
где,
- выбирается с учетом принятой механизации
крыла (предкрылка нет, закрылок
однощелевой. Принимаем
=2,25)
[1 c.88]
– скорость захода на посадку (м/с).
- скорость захода на посадку, для прототипа принята 232 км/ч.
-
относительный вес топлива,
Обеспечением заданной крейсерской скорости на расчетной высоте полета или .
– крейсерская скорость полета. (
)
–
крейсерская высота полета. (
)
-
относительная плотность на расчетной
высоте. (
=
0,298 )
-
удлинение фюзеляжа.
=6,1;
М – крейсерское число МАХА. М=0,83;
Параметр D0
на дозвуке
k=1,6;
-
эффективное удлинение крыла.
Все выбранные параметры снимались с самолета прототипа
Обеспечением заданной маневренности
=0,88 – соответствует началу отклонения
кривой
от линейного закона и определяется по
поляре профиля NACA 64A.
За расчетное значение удельной нагрузки
на крыло принимаем наименьшее из значений
(
,
,
).
Принимаем
=311,3
даН/м2.
Выбор типа силовой установки и её размещение:
Выбор типа двигателя:
Проектируемый истребитель – перехватчик имеет сверхзвуковую максимальную скорость и высокую дозвуковую крейсерскую скорость. Исходя из статистики применяемых двигателей на самолетах подобного класса, принимаем 2 турбореактивных двигателя (ТРДДФ). Характеристики двигателя в первом приближении примем как у самолета прототипа.
Таблица 2.2 Характеристики двигателя Pratt Whitney F100-PW-220:
Характеристика |
Значение |
ТРДДФ Pratt Whitney F100-PW-220 |
|
Стендовая тяга |
|
На форсаже |
10430 даН |
На max режиме |
6390 даН |
Удельный расход топлива |
|
На форсаже |
2,05 кг/кгсч |
На max режиме |
0,74 кг/кгсч |
Степень двухконтурности |
0,6 |
Длина |
5280 мм |
Диаметр |
1181 мм |
Сухая масса |
1444 кг |
Удельная масса |
0,2 кг/кгс |
Суммарный расход воздуха |
113 кг/с |
Размещение двигателя на самолёте:
Поскольку два двигателя в силовой установке, то разместим их в хвостовой части фюзеляжа самолёта.
Определение потребной стартовой тяговооружённости самолёта.
При проектировании потребная
тяговооруженность самолета
определяется обычно из обеспечения
заданных условий:
скорости (числа М) полета на расчетной высоте
;
длины разбега или дистанции прерванного взлета;
разгон за определенное время от скорости, соответствующей числу
до скорости, соответствующей числу
, а также из других условий.
В качестве расчетной тяговооруженности
принимаем наибольшее из этих условий
значение
.
Обеспечение крейсерского горизонтального полета с заданной скоростью на расчетной высоте : (для
)
,
где
– аэродинамическое качество самолета
на крейсерском режиме полета.
– принимаем согласно прототипу.
;
– коэффициент, учитывающий изменения
тяги от скорости полета,
,
для
.
,
для
.
Где m – степень
двухконтурности двигателя, принимаем
согласно прототипу
;
– относительная плотность на расчетной
высоте. (
,
для
);
– коэффициент учитывающий степень
дросселирования двигателя в крейсерском
полете, до режима, соответствующего
оптимальному расходу топлива. Принимаем
.
.
Обеспечение набора высоты при одном отказавшем двигателе:
,
где
– число двигателей на самолете, принимаем
согласно прототипу
;
– аэродинамическое качество при наборе
высоты. Принимаем по статистике однотипных
самолетов
;
– тангенс угла наклона траектории
набора высоты, зависящей от количества
двигателей. Принимаем равным
[1, стр. 77].
Обеспечение заданной длины разбега самолета при взлете
:
,
где
– нагрузка на крыло. Принимаем
даН/м2,
согласно расчетам в п.2.2;
– принимается по статистики. При
эффективной механизации крыла
,
принимаем
[1, стр. 90];
– длина разбега самолета при взлете.
Принимаем согласно прототипу, равной
м;
– средний коэффициент трения колес
шасси при разбеге. Принимаем равным
[1, стр. 76];
– средняя величина аэродинамического
качества самолета при разбеге. Принимаем
по статистике
,
;
Обеспечение заданной скороподъемности:
,
где
– заданная вертикальная скорость,
принимаем согласно самолету прототипа,
равной
м/с;
– наивыгоднейшая скорость полета.
Принимаем
.
Где
– максимальная скорость полета на
высоте,
следовательно, принимаем
м/с;
– максимальное аэродинамическое
качество,
;
,
см. выше;
см. выше;
см. выше;
Обеспечение заданной максимальной скорости полета на заданной высоте
(
):
,
где
согласно расчетам в п.2.2;
Н/м2, где
кг/м3
– плотность воздуха на заданной высоте,
см. выше.
Н/м2
см. выше;
, см. выше;
см. выше;
см. выше;
Обеспечение полета с заданной установившейся эксплуатационной перегрузкой
при заданных и :
,
где
– заданная эксплуатационная перегрузка,
принимаем согласно самолету прототипу,
равной
;
, см. выше;
см. выше;
см. выше;
см. выше;
За потребную величину тяговооруженности
следует принять (как дл маневренного
самолета) наибольшее из значений (
,
,
,
).
Принимаем потребную величину
тяговооруженности для проектируемого
самолета, равной
.