Для современных истребителей:

,

где G₀ = G₀₁, т; M_max – максимальное число М полета.

Для других типов самолетов см., например, [1, с. 149].

Для современных самолетов _{об упр} = 0,08 ... 0,13 .

10. После выбора основных параметров проектируемого самолета определяется взлетный вес во втором приближении (также из уравнения существования самолета).

Взлетный вес самолета второго приближения (G_оII) может получиться больше (или меньше) величины G_оI, однако величина G_оII является более точной.

Если ∆G_о >  0,2 G_оII, то весовые параметры необходимо уточнить и снова определить взлетный вес проектируемого самолета.

11. По стартовому весу самолета, полученному во втором приближении, окончательно определить (уточнить) площадь крыла самолета, суммарную стартовую тягу двигателей, тягу и вес одного двигателя. Размеры двигателя в зависимости от стартовой тяги см. [1, с. 114, 423, 589].

12. Определить необходимые для выполнения центровки самолета абсолютные веса крыла, фюзеляжа, оперения, шасси, силовой установки, оборудования (и управления), топлива.

13. Сравнить полученные значения взлетного веса и основных, параметров проектируемого самолета и самолета-прототипа и, если имеют место значительные расхождения, объяснить причины.

3.4. Компоновка и центровка самолета

Задачами компоновки в дипломном проекте являются:

- окончательное определение форм и размеров, характеризующих внешнюю конфигурацию самолета;

- определение необходимых объемов (отсеков) для размещения целевой нагрузки и основных систем самолета;

- определение потребного (для принятой в проекте степени продольной статической устойчивости) положения центра тяжести самолета;

- проработка и взаимная увязка конструктивно-силовой схемы (КСС) основных частей самолета.

Перечисленные задачи являются достаточно обособленными и в то же время взаимозависимыми. В связи с этим компоновку самолета необходимо рассматривать как три параллельно текущих и взаимосвязанных процесса (в дипломном проекте это-три части раздела 3.4):

- аэродинамическая компоновка;

- объемная компоновка и центровка самолета;

- конструктивно-силовая компоновка.

Результаты компоновки в дипломном проекте получают отражение в чертеже общего вида, центровочной схеме и чертеже компоновки самолета, а также в главе 3.5 пояснительной записки, в которой приводятся необходимые расчеты и обоснования принятых решений. Технологическая проработка компоновки отображается на чертеже компоновки и на схеме членения самолета (см. раздел 3.8).

3.4.1 Аэродинамическая компоновка

Задачей аэродинамической компоновки является определение формы, размеров и взаимного положения частей самолета, омываемых воздушным потоком. Основой для решения этой задачи в дипломном проекте являются:

- выбранная схема и эскиз общего вида проектируемого самолета;

- геометрические параметры и характеристики самолета.

Результатом аэродинамической компоновки является чертеж общего вида самолета.

На рисунках. 2.6 и 2.7 показаны примеры оформления этого чертежа. Чертеж сначала выполняют предварительно в тонких линиях на листе форматом не менее 1189x841 и прорабатывают с руководителем, после устранения замечаний выполняют окончательно.

Масштаб чертежа выбирают в зависимости от линейных размеров проектируемого самолета (сокращение габаритных размеров за счет вырезов отдельных участков крыла, фюзеляжа или оперения не допускается). Рекомендуемые масштабы: 1:2; 1:5; 1:10; 1:20; 1:50; 1:100.

Error: Reference source not found

На чертеже самолет изображается в трех ортогональных проекциях на стоянке (боковая проекция - сверху, направление полета справа - налево). В нижней правой четверти чертежа помещается таблица «Назначение и основные данные самолета».

В целях сокращения затрат времени студенту необходимо решать поставленную в данном разделе задачу, придерживаясь следующего порядка.

1. На основе выбранных ранее форм и параметров самолета определить:

- размеры крыла ( l, b_о, c_о , c_к ) и САХ (см., например, [1, с. 210]);

- размеры фюзеляжа ( d_{Ф ,} В, Н, l_Ф )например, [1, с. 405, 409]);

- основные геометрические характеристики шасси (см., например, [1, с. 518, 524]);

- плечи L_ГО. и L_ВО. и абсолютные размеры оперения (см., например, [1, с. 189, 463]);

- положение фокуса самолета (относительно носка САХ) на дозвуковых скоростях.

Положение фокуса самолета в дипломном проекте можно определять как:

,

где: _Fкр (см. [1, с.378]); Δ _Fф = 0,05 … 0,07 (в зависимости от выноса носовой части фюзеляжа относительно крыла); +Δ _Fr.o. – нормальная схема самолета; -Δ _Fr.o – схема «утка».

Сдвиг фокуса за счет горизонтально оперения определяется как:

где k_г.о = 1 – схема «утка» и «нормальная» схема с Т-образным оперением; k_г.о ≈ 0,87 – Г.О. на хвостовой части фюзеляжа;

– маневренные самолеты; - неманевренные самолеты; – неманевренные самолеты с Т-образным оперением.

Подробнее расчет положения фокуса описывается в методических рекомендациях (см. [ 2]).

2. По полученным абсолютным размерам начертить:

- крыло в плане и вид спереди;

- комбинацию «крыло + фюзеляж» (вид спереди, сбоку и в плане);

- САХ на плановой проекции (в плоскости симметрии самолета);

- оперение, полагая, что ц.т. самолета относительно САХ в первом приближении располагается в соответствии с данными, приведенными в [1, с. 207];

- предварительное положение колес шасси (на данном чертеже стойки не показывают).

3. 3. Показать на проекциях самолета: расположение двигателей (в гондолах), воздухозаборников (см., например, [1, с. 434]); фонарь и остекление кабин (см., например, [1, с.218, 411]); рулевые поверхности (показать также оси вращения) и механизацию крыла (см., например, [1, с. 394 … 402]); двери, крупные люки, пилоны для подвески целевой нагрузки и другие внешние части, характерные для данного типа самолетов (см. информацию о самолетах-прототипах); предельные отклонения подвижных частей самолета (поворотные консоли крыла, носовая и хвостовая части фюзеляжа - показывают условным контуром с указанием углов отклонения); положение земли при стоянке и при посадке (предварительное) с углом  = 12°; положение САХ над боковой проекцией самолета с указанием предельно передней и предельно задней эксплуатационных центровок (проставлять после того, как будет подсчитана центровка самолета).

4. Проекции самолета снабжаются следующими размерами: размах крыла и ГО.; длина; самолета; высота самолета; продольная база шасси, колея шасси; углы стреловидности крыла, ГО и ВО; угол выноса главных колес шасси относительно предельно заднего эксплуатационного положения ц.т. самолета (проставляется после расчета центровки).

Кроме перечисленных размеров, могут быть указаны дополнительные размеры, характерные для разрабатываемого самолета.

5. Таблица «Назначение и основные данные самолета» выполняется шрифтом № 10 … 14. Содержание и форма представлены в таблице 3.3 (значения ЛТХ вписывают в таблицу после утверждения их руководителем проекта).

Таблица 3.3