Относительные веса дозвуковых и военно-транспортных самолетов
L |
3500 км |
5000...7500 км |
8500 км |
К |
0,25...0,32 |
0,24...0,30 |
0,23...0,28 |
с.у |
0,10...0,12 |
0,09...0,11 |
0,08...0,10 |
об.упр. |
0,11...0,13 |
0,10...0,12 |
0,08...0,11 |
Т |
0,15...0,25 |
0,25...0,35 |
0,35...0,45 |
Значения параметров для современных истребителей в зависимости от назначения (главной задачи) самолета приведены в таблице 3.2.
Таблица 3.2
Относительные веса истребителей
Назначение самолета |
К |
с.у |
об.упр. |
Т |
Завоевание воздушного превосходства |
0,28...0,32 |
0,18...0,22 |
0,11...0,13 |
0,26...0,30 |
Боевые ударные операции |
0,24...0,28 |
0,12...0,16 |
0,10...0,12 |
0,35...0,40 |
Значения весовых параметров для других типов самолетов см., например, [1, с. 130].
Геометрические параметры:
-удлинение крыла, ГО и ВО (см., например, [1, с. 463, 466, 606]);
-сужение крыла, ГО и ВО;
-углы стреловидности крыла, ГО и ВО;
-относительная толщина профиля (если относительная толщина переменна по размаху крыла, указать у корня и на конце крыла);
-относительные
параметры оперения ( АГО,
ГО,
ГО,
АВО,
ВО,
ВО;
см., например, [1, с. 189]);
-углы поперечного «V» крыла и ГО;
-удлинение фюзеляжа (см., например, [1, с. 409]);
-удлинение носовой части;
-удлинение хвостовой части.
Аэродинамические и другие характеристики (см., например, [1, с. 76, 81, 83, 90, 582]):
-коэффициент подъемной силы (при отрыве, в крейсерском полете и при посадке);
-аэродинамическое качество самолета (при отрыве, в крейсерском полете и при посадке);
-степень продольной статической устойчивости на дозвуковых скоростях полета;
-коэффициент трения при пробеге; при разбеге коэффициент сопротивления качению.
Ограничения:
-по скоростному напору;
-по числу М;
-по перегрузке.
Полученный статистический материал студент должен обсудить с руководителем дипломного проекта.
Руководитель проекта, учитывая конкретные особенности разрабатываемого самолета, может расширить указанный перечень необходимых характеристик.
4. Студент обязан обсудить вопрос возможность использования ЭВМ в разработке дипломного проекта, с руководителем проекта и указать разделы, которые будут выполнены с использованием ЭВМ.
3.2. Выбор схемы самолета и типа двигателя
В этом разделе дипломного проекта студент должен определить внешнюю конфигурацию проектируемого самолета, выбрать тип двигателя и предварительное количество двигателей.
В дипломном проекте студент выбирает схему самолета и предварительное количество двигателей на основании задания на дипломный проект, анализа схемы самолетов-прототипов и рекомендаций, опубликованных в литературе (см., например, [1, с. 94, 593]).
Студент должен дать краткое обоснование (указать преимущества и недостатки) принятым решениям:
по схеме самолета в целом (балансировочная схема «нормальная», «утка» и др.);
по форме и расположению на самолете крала; фюзеляжа; оперения; шасси и воздухозаборников;
по количеству и размещению двигателей.
Результатом этой работы должен быть эскиз общего вида самолета, отражающий главные аэродинамические особенности выбранной схемы. Эскиз выполняется в трех ортогональных проекциях на листе форматом 297x210.
На рисунке 3.1 показан пример оформления эскиза в пояснительной записке дипломного проекта.
Тип двигателя студент может принять по самолету-прототипу или, проконсультировавшись с руководителем проекта, выбрать более современный двигатель, подходящий для данного класса самолетов (см., например, [1, с. 589]).
Рис. 3.1