![](/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:
Эскизное проектирование самолета.
Определение взлётной массы самолёта первого приближения:
Использую уравнение существования
самолета. Определяем взлетную массу
самолета первого приближения
:
.
Для этого некоторые составляющие полной массы находят в абсолютном виде:
– масса коммерческой (боевой) нагрузки.
Задается ТЗ
;
– масса экипажа. Принимаем равной
(масса
1 летчика).
Другие составляющие подсчитывают в относительном виде:
– относительная масса конструкции;
– относительная масса топлива;
– относительная масса силовой установки;
– относительная масса оборудования и
управления.
– определяем по статистике из табл. 6.1
[1,стр.130].
,
принимаем
;
,
принимаем
;
,
принимаем
;
,
принимаем
;
В результате расчёта в первом приближении видно, что расхождение с заданной массой по техническому заданию очень значительно (43410кг>>18830кг). Поэтому требуется расчёт взлётной массы во 2-м приближении.
Определение взлётной массы самолёта второго приближения:
Взлетная масса второго приближения
определяется так же по уравнению
существования самолета.
,
Уточнение взлетной массы происходит за счет относительных величин ( ; ; ):
Относительная масса конструкции планера :
,
где
– относительная масса крыла (расчет
см. ниже);
– относительная масса фюзеляжа (расчет
см. ниже);
– относительная масса оперения (расчет
см. ниже);
– относительная масса шасси (расчет
см. ниже).
Относительная масса крыла для сверхзвуковых маневренных самолетов:
,
где
– температурный коэффициент. Принимаем
по статистики, для данного класса
самолетов, равным
;
– коэффициент, учитывающий разгрузку.
Принимаем по статистики
;
– расчетная перегрузка. Для самолетов
данного класса принимается, равной
;
– удлинение крыла. Согласно п.2.1. принимаем
;
– площадь крыла. Принимаем согласно
самолету прототипа
;
– относительная толщина профиля.
Согласно п.2.1. принимаем
;
– нагрузка на крыло. Принимаем даН/м2, согласно расчетам в п.2.2.
.
Относительная масса фюзеляжа для сверхзвуковых маневренных самолетов:
,
где
– удлинение фюзеляжа. Согласно п.2.2.
принимаем
;
;
– эквивалентный диаметр фюзеляжа.
Согласно расчетам в п.2.2, принимаем
;
– расчетное число Маха полета.
;
– коэффициент, учитывающий размещение
шасси относительно фюзеляжа,
.
.
Относительная масса оперения для сверхзвуковых маневренных самолетов:
,
где
– коэффициент, учитывающий материал
оперения. Принимаем равным
,
как для оперения из алюминиевых сплавов;
даН/м2,
где
;
и
– масса 1 м2 горизонтального
оперения (ГО) и вертикального оперения
(ВО);
Для цельноповоротного ГО вычисляется, как:
,
где
– расчетный скоростной напор:
даН/м2,
где
кг/м3–плотность
воздуха на расчетной высоте
м;
м/с – расчетная скорость.
Для неподвижного ВО с рулем направления вычисляется, как:
и
– относительная площадь ГО и ВО
соответственно:
,
где
м2
– площадь ГО, принимаем согласно п.2.2.;
,
где
м2
– площадь ВО, принимаем согласно п.2.2.;
Относительная масса шасси
для всех типов самолетов, кроме палубных
при
кг:
,
где
– относительная масса главных опор
шасси (без обтекателей для шасси в
убранном положении и без колес):
,
где ;
– расчетная масса самолета при посадке:
кг,
где
– наибольшая возможная дальность
беспосадочного полета,
км.
– коэффициент, учитывающий схему главной
стойки шасси. Принимаем
,
что соответствует рычажной схеме с
выносом амортизационного цилиндра;
– масса силовых элементов главных опор
шасси:
,
где
– габаритная высота стойки главной
опоры шасси:
м,
по п.2.2;
– доля взлетной массы, приходящаяся на
носовую опору шасси (на стоянке). Обычно
принимают, равной
;
кг;
– масса конструктивных элементов:
,
где
– коэффициент, учитывающий число главных
стоек шасси. Принимаем равной
[1, стр.143];
кг;
– масса осей главных опор шасси:
,
где
– чисто всех колес главных стоек шасси,
принимаем
;
– ширина колеса (шины). Принимаем по
схеме самолета прототипа и по каталогу
колес
м
[1 стр.581]. КТ 53/3 840х300; нагрузка 38
110
кН; давление в шине 0,52 МПа; вес колеса
84 кг; работа шины 6,8 кДж.
кг;
– относительная масса носовой опоры
шасси (без колес):
,
где – коэффициент, учитывающий число главных стоек шасси, принимаем расчетную формулу для 2х стоек:
,
где
кг
см. выше;
см. выше;
кг см. выше;
– масса силовых элементов носовой опоры шасси:
,
где
– эксплуатационная нагрузка на носовую
стойку шасси при торможении:
т;
– высота носовой стойки,
м;
кг;
– масса конструктивных элементов носовой стойки:
кг;
– масса колес. Принимаем по каталогу
колес [1 стр.581], получаем равной:
кг;
По проведению всех дополнительных расчетов, получаем: