Определение параметров самолёта и его частей
Взлётный вес самолета в первом приближении определяем по формуле :
Где
-
относительный вес коммерческой нагрузки,
определяемый как среднее арифметическое
значение по данным самолетов-аналогов
(
=0,28).
Удельную нагрузку на крыло определяем по статистической формуле:
= 560 кг/
.
Основные параметры крыла.
Форма профиля и
относительная толщина крыла зависят
от числа Маха крейсерского полёта -
.
Величина крейсерского числа Маха
определяем по формуле:
.
Относительную толщину крыла принимаем равной с=12% в корне и с=8%на конце крыла.
Угол стреловидности крыла определяется по формуле:
9
X=28.
Удлинение крыла определяем по формуле:
Величину поперечного V крыла принимаем равной 5 градусов.
Сужение крыла
принимаем равным
.
Основные параметры фюзеляжа
К основным параметрам
фюзеляжа относятся его диаметр
,
удлинение фюзеляжа
и его частей (носовой
и хвостовой
).
Диаметр фюзеляжа вычисляем по формуле:
где
- число блоков (в поперечном ряду) из
двух и четырех кресел;
-
число проходов;
60 – расстояние между подлокотниками внешних в ряду кресел и внутренней стенкой фюзеляжа;
120 – толщина стенки фюзеляжа (конструкция, теплозвукоизоляция, декоративное покрытие);
- ширина блока из
двух и четырёх кресел;
- ширина прохода.
Остальные данные
принимаем по рекомендуемым в методических
указаниях данных в зависимости от
10
Основные параметры оперения
На основании рекомендуемых в методических указаниях данных назначем следующие параметры оперения.
Горизонтальное
оперение:
=0,2;
Вертикальное
оперение:
=0,15;
Тяговооруженность самолета
Взлетная тяговооруженность самолёта определяется из условия:
,
Где
-
тяговооруженность самолёта, определяемая
из условия обеспечения взлёта самолёта
с ВВП заданной сбалансированной длины
в заданных расчетных условиях, при
отказе одного из двигателей;
- тяговооруженность
самолёта, определяемая из условия
обеспечения нормируемого набора высоты
в заданных расчётных условиях, при
отказе одного из двигателей;
- тяговооруженность
самолёта, определяемая из условия
обеспечения полёта самолёта на заданных
и
на крейсерском режиме работы двигателей.
Величину вычисляем по формуле:
где
- коэффициент, учитывающий падение тяги
двигателей при изменении тяги в процессе
разбега (
);
- коэффициент ,
потерь тяги двигателей, установленных
на самолёт, при взлёте (
- число двигателей
на самолёте (
- длина сбалансированной
ВПП:
11
=
.
– коэффициент
подъемной силы при отрыве самолёта:
Величину вычисляем по формуле:
где
- наименьший допускаемый угол набора
высоты на третьем этапе воздушной части
полной взлётной дистанции, задаваемой
НЛГС (норма лётной годности самолёта)
в зависимости от числа двигателей на
самолёте, определяем (
);
- аэродинамическое
качество самолёта во второй его взлётной
конфигурации на третьем этапе воздушной
части полной взлётной дистанции.
Величина
определяется по формуле:
где
- коэффициент подъёмной силы самолёта,
равный:
;
где
-
коэффициент сопротивления, равный:
=
=
*
12
.
Таким образом:
