3.Определение взлетной массы самолета.
Взлетную массу определяем по формуле:
,
где mo –взлетная масса самолета ;
mгр -масса коммерческой нагрузки;
mэк -масса экипажа;
mк -относительная масса конструкции;
mс.у -относительная масса силовой установки;
mоб.упр .-относительная масса оборудования и управления;
mт -относительная масса топлива.
и
определяем по формулам:
=120· nпас=120·40=4800 кг;
=80· nэк=80·2=160 кг.
Значение mT определяется из формулы :
;
=0,188
Тогда
кг.
Исходя из полученной взлетной массы определяем остальные массы :
m к = mк *mo = 0.29 * 16424= 4763 кг.
m с.у. = 0.11*16424 = 1806 кг;
m т = 0.188 *16424 =3088 кг;
m об. упр. = 0.11*16424 = 1806 кг;
=0,393;
=0,357;
=0,184;
=0,066;
Тогда:
m кр. = mк· =4763·0.393 =1871,9 кг;
m ф = mк· = 4763 ·0,357=1700,4 кг;
m оп.= mк· =4763·0,066=314,4 кг;
m ш. = mк· =4763·0,184=876,4 кг.
Значения величин масс заносим в таблицу 4.
m0, кг |
mгр, кг |
mк, кг |
mкр, Кг |
mф, кг |
mоп, кг |
mш, кг |
m т., кг |
mс.у., кг |
mдв., кг |
13706 |
3600 |
3975 |
1562,2 |
1419,1 |
262,4 |
731,4 |
2796 |
1507 |
106 |
Характеристики двигателя:
Для определения массы двигателя определим его мощность:
N0 = t0 m0 g, где t0 тяговооруженность, которая определяется из статистических данных (t0=0, 198).
N0 = 0,198·16424·9,8/10 =3186.9 Дан;
Тогда мощность, приходящаяся на один двигатель, при учете того, что их установлено два на самолете:
N01 =3186.9/2=1584.5 Дан;
С учетом статистических данных было принято решение установить на самолете два турбовинтовых двигателя. Для обеспечения потребной тяги был подобран двигатель Walter М602.
Его характеристики:
Мощность на взлетном режиме, кВт |
1500 |
Частота вращения воздушного винта, об/мин. |
1200 |
Экв. удельный расход топлива, г/кВт/ч |
310 |
Мощность на макс. постоянном режиме, кВт |
1500 |
Частота вращения воздушного винта, об/мин. |
1200 |
Масса, кг |
480 |
Габаритные размеры, мм |
|
- высота |
852 |
- ширина |
753 |
- длина |
2290 |
4.Определение геометрических параметров самолета.
4.1.Площадь крыла определяем из соотношения
,
тогда
где
g=9.8
м/с, Р0 – удельная нагрузка на крыло
при взлете, ( которую определяем по
статистическим данным, Р = 246
).
4.2. Размах крыла
=22.3
м.
4.3. Корневую b0 и концевую bк хорды определяем исходя из значений
S=65.43
,
=2,6,
=22.3
м:
b0
=
=
м ;
bк
=
м.
4.4.
Среднюю аэродинамическую хорду крыла
(САХ) вычисляем по формуле:
bА
=
м;
координаты САХ по размаху крыла определяем соотношением :
м;
координаты носка САХ по оси ОХ:
=0,124
м,
где - угол стреловидности по передней кромке крыла.
Аналогично определяем параметры горизонтального и вертикального оперения:
4.5.Площадь горизонтального оперения(ГО):
Sг.о.=Sг.о*Sкр.=0,23*65.43=15,049 .
4.6.Длина
ГО:
м.
4.7.Корневая и концевая хорды ГО:
b0
=
=
м ;
bк
=
м.
4.8. Средняя аэродинамическая хорда ГО:
bА
=
м;
координаты САХ по размаху горизонтального оперения определяем соотношением :
м;
координаты носка САХ по оси ОХ:
м,
где - угол стреловидности по передней кромке.
4.9. Площадь вертикального оперения (ВО):
Sв.о.=Sв.о Sкр.=0,195 *65,43=12,759 .
4.10. Длина ВО:
м.
4.11. Корневая и концевая хорды ВО:
b0
=
=
м ; bк
=
м.
4.12. Определяем размеры фюзеляжа:
=7,6*
2,701=20,53 м;
1.6*2,701=
4,32 м;
2,5*
2,701=6,753 м.