3 Пример методических материалов и пример расчета взлетной массы и выбора основных параметров самолета
В этом разделе представлены материалы для выполнения 3-го раздела курсовой работы на примере расчета взлетной массы и выбора основных параметров маневренного самолета. Алгоритм расчетов для самолетов различного назначения одинаков, отличие в применяемых расчетных зависимостях, специфичных для самолетов конкретного назначения.
3.1 Определение взлетной массы самолёта в первом приближении
Взлётная масса любого самолёта представляет собой сумму:
, (3.1)
где
– взлётная
масса самолёта,
– масса целевой
нагрузки,
–
масса снаряжения,
–
масса конструкции,
–
масса силовой
установки,
–
масса оборудования
и управления,
–
масса топлива.
Поделив левую и правую части выражения (3.1) на , получим:
- уравнение весового
баланса или уравнение существования
любого самолёта. Из этого уравнения
получаем расчетную зависимость для
расчета взлетной массы 1-го приближения:
,
(3.2)
где
- относительная масса конструкции,
-
относительная масса силовой установки,
-
относительная масса оборудования и
управления,
-
относительная масса топлива.
Из анализа характеристик самолетов-прототипов проектируемого маневренного самолета принимается
;
;
;
из
работы [7]
-
и из задания -
.
Тогда
Полученное значение
можно округлить до значения
=19170
кг.
3.2 Определение стартовой удельной нагрузки на крыло Стартовая удельная нагрузка на крыло определяется по формуле:
, даН/м2,
где
- стартовая удельная нагрузка на крыло;
- взлетный вес
самолета, при
=19170
кг -
≈19170
даН;
-
площадь крыла.
Стартовая удельная нагрузка на крыло определяется из ряда условий.
3.2.1 Определение стартовой удельной нагрузки на крыло из условия захода самолёта на посадку
Площадь крыла, необходимую для выполнения захода на посадку, можно определить из формулы:
,
(3.3)
где
-
площадь крыла, необходимая из условия
захода на посадку;
-
коэффициент аэродинамической подъемной
силы при
посадке,
- по самолетам-прототипам;
-
скорость захода на посадку,
из работы [1]
-
;
м/с (из задания);
;
- посадочный вес
самолета, принимаем
даН;
;
.
Отсюда стартовая удельная нагрузка на крыло из условия захода на посадку
.
3.2.2 Определение стартовой удельной нагрузки на крыло из условия обеспечения заданного крейсерского режима полёта.
Стартовая удельная нагрузка на крыло из условия обеспечения заданного крейсерского режима полёта определяется по формуле [7]:
,
(3.4)
где
- коэффициент подъемной силы на крейсерском
режиме полета,
- по прототипам;
-
скоростной напор, соответствующий М=1
на крейсерской высоте
;
- плотность воздуха
на
крейсерской высоте, равной 10000 м;
- скорость самолета
на высоте крейсерского полета,
соответствующая М=1 (скорость звука на
высоте крейсерского полета);
;
;
=250
м/с (из задания);
;
.
Площадь крыла, необходимая для обеспечения крейсерского режима полета
Определение стартовой удельной нагрузки на крыло из условия обеспечения заданного маневра
Для пассажирских и других неманевренных или ограниченно маневренных самолетов это условие не рассматривается.
Стартовая удельная нагрузка на крыло из условия обеспечения заданного маневра определяется по формуле [7]:
,
(3.5)
где 
-
допустимый коэффициент подъемной силы
на маневре,
принимаем
по самолету-прототипу;
-
допустимая эксплуатационная перегрузка
на маневре,
задано
;
- скоростной напор
при маневре,
.
Заданный манёвр
происходит на высоте Н=1,5 км со скоростью
.
Плотность
воздуха на высоте Н, меньшей 11 км, можно
определять по формуле:
; (3.6)
;
Округляем полученную
величину до
=
480 даН/м2.
Тогда площадь крыла, необходимая для
выполнения заданного маневра
.
Округляем до 40 м2.
В результате расчетов получили три пары значений (стартовая удельная нагрузка на крыло – площадь крыла):
;
.
Из всех
полученных значений выбираем для
удовлетворения всех заданных режимов
минимальное значение стартовой удельной
нагрузки на крыло -
даН/м2
и максимальное значение площади крыла
-
м2.