Эскиз общего вида самолета

Для выбранного двигателя указать:

- тип двигателя [1, с. 112];

- степень двухконтурности;

- стартовый удельный расход топлива (с форсажем и без форсажа);

- удельный расход топлива в крейсерском полете;

- удельный вес двигателя.

3.3. Расчет взлетного веса (массы) и выбор основных параметров самолета

Определение взлетного веса (массы) и окончательный выбор основных параметров проектируемого самолета является сложным итерационным процессом.

В дипломном проекте от студента требуется определить взлетный вес самолета лишь в двух приближениях (итерациях) и выбрать только главные параметры и размеры самолета без их оптимизации (кроме тех случаев, когда выбор того или иного параметра является темой НИР дипломного проекта).

Последовательность определения параметров самолета в процессе проектирования диктуется их взаимозависимостью, поэтому рекомендуется следующий порядок выполнения раздела:

1. Из уравнения существования самолета определяется взлетный вес в первом приближении (G_0I) (см., например, [1, с. 129]), при этом относительные веса конструкции, силовой установки, топлива, оборудования (и управления) берутся по статистике (см. перечень статистических значений характеристик проектируемого самолета в разделе 3.1 дипломного проекта), а нормальный (расчетный) вес целевой нагрузки - из задания на дипломный проект.

2. Определяется необходимый относительный вес топлива ( _T) для заданной дальности полета:

_T = ,

где е = 2,72; L_кp = (0,9...0,95) L - дальность крейсерского полета, км;

Ср_кр - удельный расход топлива в крейсерском полете, кг/кгч (см. раздел 3.2); К_кр - аэродинамическое качество самолета в крейсерском полете (см. раздел 1); Vкр - заданная крейсерская скорость, км/ч; k_Т - статистический коэффициент, учитывающий навигационный запас топлива и топлива на планирование (снижение) самолета с крейсерской высоты полета:

k_Т = 0,22 ... 0,18 для L  3500 км;

k_Т = 0,19 ... 0,15 для L = 5000 ... 7500 км;

k_Т = 0,17 ... 0,13 для L  8500 км.

Относительный вес топлива, необходимого на набор крейсерской высоты (и скорости) полета:

_т.н.в. = ,

где Н_кр и V_{к p} – крейсерские высота и скорость, м и м/с соответственно;

g = 9,81 м/с²; _о - стартовая тяговооруженность самолета (принимается по самолетам-прототипам).

3. Определяется величина стартовой удельной нагрузки _о на крыло (см., например, [1, с. 87]) из следующих условий:

- посадки (или взлета) самолета;

- крейсерского полета;

- заданной маневренности (для маневренных самолетов) - величину _о для этого случая принять по самолетам-прототипам.

Для проектируемого самолета принимается минимальная из найденных величин стартовая удельная нагрузка на крыло (сравнить с самолетами-прототипами).

4. По нормальному (не максимальному) стартовому весу самолета и стартовой удельной нагрузке на крыло определяется площадь крыла.

5. Определяется стартовая тяговооруженность самолета ( _о) (см., например, [1, с. 89]) из следующих условий:

- взлета при одном отказавшем двигателе (для пассажирских и других неманевренных самолетов);

- обеспечения горизонтального полета на высотах, характерных для данного типа самолетов;

- обеспечения заданной длины разбега:

_о = 1,05 ,

где l_разб  0,75 l_впп; f_разб - коэффициент трения при разбеге ;

К_отр - аэродинамическое качество самолета в момент отрыва;

- обеспечения заданной маневренности (для маневренных самолетов) - величину _о для этого случая принять по самолетам-прототипам.

Для проектируемого самолета принимается максимальная из найденных величин стартовая тяговооруженность (сравнить с самолетами-прототипами).

6. По нормальному стартовому весу самолета и стартовой тяговооруженности определяется необходимая суммарная стартовая тяга двигателей и тяга одного двигателя (если стартовая тяга двигателя будет значительно превышать тягу современных двигателей данного типа, необходимо увеличить количество двигателей на проектируемом самолете).

7. Определяется параметр (относительный вес силовой установки).

Для современных ДПС и ВТС

_с.у = (0,124 + γ_дв.) _о ,

где γ_дв = G_дв /Р_о - удельный вес двигателя (см. раздел 3.2).

Для современных истребителей см. [1, с. 272].

Для других типов самолетов см., например, [1, с. 146].

8. Определится параметр _K (относительный вес конструкции).

Параметр _K определяется как сумма

_К = _кр + _Ф + _оп + _Ш

где _кр = G _кр /G_о - относительный вес конструкции крыла;

_Ф, _оп, _Ш - относительные веса конструкции фюзеляжа, оперения и шасси соответственно.

Для современных ДПС и ВТС:

_кр = ,

где n_p – принятая расчетная перегрузка (см. раздел 3.1); , _о, _К, χ,  – принятые геометрические параметры крыла (см.раздел 3.1);  = 0,92– 0,5 _Т – 0,1k_дв - коэффициент, учитывающий разгрузку крыла изгибающими моментами от грузов в (на) крыле; _Т - относительный вес топлива; k_дв = 1 - двигатели установлены на крыле; k_дв = 0 - двигатели на фюзеляже; G₀ = G_0I, кг; ₀ - стартовая удельная нагрузка на крыло, кг/м²; k₁…k₃ - статистические коэффициенты:

k₁ = 0,96 ... 1,05 - коэффициент, учитывающий ресурс крыла;

k₂ = 1,2 - крыло с одно (двух) щелевыми закрылками и интерцепторами;

k₂ = 1,5 - крыло с предкрылками, трехщелевыми закрылками и

интерцепторами;

k₃ = 1,05 - баки имеют внутришовную герметизацию;

k₃ = 1,1 - баки имеют поверхностную герметизацию.

Для современных ДПС и ВТС _кр = 0,08 ... 0,12.

Относительный вес конструкции крыла для современных истребителей

_кр = ,

где n_p - принятая расчетная перегрузка (см. раздел 1);  = 0,92 - 0,1 _Т - коэффициент разгрузки крыла (топливо, ракеты, ...); k_t - коэффициент, учитывающий кинетический нагрев крыла:

Мкр	2	2,5	3,0
kt	1,03	1,08	1,2

, _о -удлинение крыла и относительная толщина профиля (см. раздел 3.1); S - площадь крыла, м²; k₁...k₄, - статистические коэффициенты:

k₁ = 0,9 - интегральная форма сопряжения крыла с фюзеляжем (например, истребитель F-16);

k₁ = 1 - обычное сочленение;

k₂ = 0,55 - на самолете установлены два двигателя и   4;

k₂ = 1 - один двигатель и   4;

k₃ = 1 - «нормальная» схема самолета и схема «утка»;

k₃ = 1,25 - схема «бесхвостка»;

k₄ = 1 - крыло с неизменяемой в полете стреловидностью;

k₄ = 1,5 - крыло с χ = Var;

_о - стартовая удельная нагрузка на крыло, кг/м².

Для современных истребителей _кр = 0,06 ... 0,10.

Для других типов самолетов параметр _кр см., например, [1, с. 131].

Относительный вес конструкции фюзеляжа для современных ДПС и ВТС

_ф = ,

где _ф-удлинение фюзеляжа (см. раздел 3.1); d_ф- диаметр фюзеляжа, м (см.раздел 3.1); G_о = G₀₁, кг; k₁ ... k₅ - статистические коэффициенты:

k₁ = 0,74 - узкофюзеляжные самолеты (d_ф  4 м);

k₁ = 0,72 - широкофюзеляжные самолеты (d_ф > 5 м);

k₂ = 3,63-0,33 d_ф - двигатели установлены на крыле (узкофюзеляжные самолеты);

k₂ = 3,58-0,28 d_ф - двигатели на крыле (широкофюзеляжные самолеты);

k₂ = 4,56-0,44 d_ф - двигатели установлены на фюзеляже;

k₃ = 0 - бесконтейнерная перевозка багажа и груза;

k₃ = 0,003 - багаж и грузы находятся в контейнерах;

k₄ = 0 - главные стойки шасси крепятся к крылу;

k₄ = 0,01 - главные стойки шасси крепятся к фюзеляжу;

k₅ = 0 - главные стойки шасси убираются в крыло;

k₅ = 0,004 - главные стойки шасси убираются в фюзеляж.

Для современных ДПС и ВТС _ф = 0,08 ... 0,12.

Относительный вес конструкции фюзеляжа для современных истребителей:

,

где d_фэ - эквивалентный диаметр фюзеляжа, м (см. раздел 3.1); G₀ = G₀₁, кг; _ф- удлинение фюзеляжа (см. раздел 3.1); n_р - принятая расчетная перегрузка;

M_max- максимальное число М полета;

k₁…k₅ - статистические коэффициенты:

k₁ = 1 - на самолете установлено стреловидное (или треугольное) крыло;

k₁ = 1,1 - прямое крыло;

k₂ = 1,03 - на самолете установлен один двигатель;

k₂ = 1,21 - два двигателя;

k₃ = 1 - самолеты «нормальной» схемы и схемы «утка»;

k₃ = 0,9 - схема «бесхвостка»;

k₄ = 1 - крыло неизменяемой в полете стреловидности;

k₄ = 1,12 - крыло с χ = Var (с изменяемой стреловидностью);

k₅ = 0,8 - главные стойки шасси крепятся к крылу;

k₅ = 1 - главные стойки шасси крепятся к фюзеляжу.

Для современных истребителей = 0,10…0,16.

Для других типов самолетов параметр см., например, [1, с. 135].

Относительный вес конструкции оперения (для всех типов самолетов)

,

где (см. раздел 3.1); р₀- стартовая удельная нагрузка на крыло, кг/м²;

k_1,… k₄ - статистические коэффициенты:

k₁ = 1 - г.о. расположено на фюзеляже (а также для схемы «бесхвостка»);

k₁ = 1,2 - г.о. расположено на киле;

k₁ = 0,85 - в конструкции оперения широко использованы композиционные материалы;

k₂ = 0,95 - ограниченное применение композитов;

k₂ = 1 - композиты не применяются;

k₃ = 1 – «нормальная» схема самолета и схема «утка»;

k₃ = 2 - схема «бесхвостка»;

k₄ = 1 - г.о. с рулями высоты (и схема «бесхвостка»);

k₄ = 1,5 - ЦПГО.

Для современных ДПС и ВТС = 0,015...0,025.

Для современных истребителей = 0,02...0,03.

Для схемы «бесхвостка» = 0,013 ... 0,015.

Относительный вес шасси (для всех типов самолетов):

,

где h - высота основных стоек шасси (от узла крепления до ВПП), м (по самолетам-прототипам); = 0,95 ... 1,0 при  0,2; = 0,8 ... 0,9 при 0,2 < < 0,3; = 0,7...0,8 при > 0,3; G₀ = G₀₁,т; k₁ …k₅ - статистические коэффициенты:

k₁, - коэффициент, учитывающий ресурс шасси:

k₁ = 1,8 - для ДПС и ВТС;

k₁ = 1 - для истребителей (и других типов самолетов);

k₂ = 1,2 - прямые главные стойки шасси;

k₂ = 1,5 - наклонные главные стойки;

k₃ = 1,4 – «нормальная» схема самолета;

k₃ = 1,6 - схемы «бесхвостка» и «утка»;

k₄ = 1 - на самолете две главные стойки шасси;

k₄ = 1,2 - три главные стойки;

k₄ = 1,4 - четыре главные стойки;

k₅ = 0,06 - бетонные ВПП;

k₅ = 0,08 - грунтовые ВПП;

р_ш - давление в пневматиках главных колес, кг/см² (по самолетам прототипам).

Для современных самолетов = 0,03 … 0,05.

9. Определяется параметр _{об упр} (относительный вес оборудования и управления).

Для современных ДПС:

,

где n_пас – количество пассажиров; G₀ = G_0I , кг.

Для современных ВТС:

, где G_о = G_оI, т.