4. Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении

Взлетная масса самолета в нулевом приближении определяется по формуле:

,

где mo–взлетная масса самолета ;

m_гр=120*n_пас =120*100=12000кг -масса коммерческой нагрузки;

m_эк =80* n_эк -масса экипажа;

m_к =0,29 -относительная масса конструкции;

m_с.у =0,11 относительная масса силовой установки;

m_об.упр =0,11 относительная масса оборудования и управления;

m_т -относительная масса топлива.

Значение m_T определяется из формулы :

, где:

C_p=0.6 кг/(даН*ч), К_max =14

=0.27

Тогда .

5. Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета, массы силовой установки, топлива, оборудования и управления

Исходя из полученной взлетной массы определяем массы основных агрегатов самолета.

Определяем массу конструкции самолета: m_k=0,29*56730=16451.7[кг].

Масса топлива [кг].

Масса силовой установки [кг].

Масса крыла [кг].

Масса фюзеляжа [кг].

Масса оперения [кг].

Масса шасси [кг].

Все значения масс заносим в таблицу 4.

Таблица 4. Значение масс агрегатов самолета

m0,кг	mгр,кг	mэк,кг	mк,кг	mкр,кг	mф,кг	mоп,кг	mш,кг	mт,кг	mсу,кг	mдв,кг
56730	12000	480	16451	6514	5774	1135	3027	12000	6240	1724

Для определения массы двигателя определим стартовую тягу P₀ исходя из статистических данных значений тяговооруженности самолетов исследуемого типа:

t₀ =0.318[даН/даН].

Тогда потребная тяга будет равняться Р₀=t_0*m_0*g=0,347*56730*9,8=176794[Н].

6. Выбор двигателя и его характеристики

С учетом статистических данных было принято решение установить на самолете два двигателя. Для обеспечения потребной тяги был подобран двигатель Pratt & Whitney PW1521G (Рис.7):

Его характеристики:

диаметр: 1.9м

длина: 3.5м

взлетная тяга: 92кН

степень двухконтурности: 4.9

масса двигателя m_дв =1350[кг].

Рис.7

7. Определение геометрических размеров основных агрегатов самолета (крыла, фюзеляжа, оперения)

Определении геометрических параметров крыла.

Удельная нагрузка на крыло при взлете Р₀=400[даН/м²].

Определяем площадь крыла из соотношения:

Размах крыла:

[м],

где =8.4 – удлинение крыла.

Корневая b₀ и концевая b_к хорды крыла определяются из значений S, l, η: η=6,8– сужение крыла,

;

Средняя аэродинамическая хорда вычисляется по формуле:

м.

Определяем координату САХ по размаху крыла:

м.

Координата носка САХ по оси ОХ:

,

где _пк=20° - угол по передней кромке крыла,

;

;

=6.74*0,6=4.04м.

Определение геометрических параметров фюзеляжа

Длина фюзеляжа м.

Длина носовой части фюзеляжа м.

Длина хвостовой части фюзеляжа м.

Определение геометрических параметров горизонтального оперения

Площадь ГО: м².

Также, как и для крыла, определяются , , , , , :

размах ГО =11,4 м;

корневая хорда ГО:

;

концевая хорда ГО:

средняя аэродинамическая хорда ГО:

м.

координата САХ по размаху ГО:

м.

координата носка САХ по оси ОХ:

;

;

=2,98*0,528=1,51м.