5. Расчет взлетной массы самолета в нулевом приближении
Взлетная масса самолета в нулевом приближении определяется по формуле:
[кг].
Используя статистические данные, вычисляем:
масса экипажа mэк=80· nэк=80·3=240 [кг];
масса коммерческой нагрузки mгр=120· nпас=120·52=6240 [кг];
относительная масса топлива
,
где L-дальность полета,
L=3000[м],
где V-скорость
полета, V=950[км/ч], a=0.05,
b=0.06, тогда
;
относительная масса конструкции
;
относительная масса силовой установки
;
относительная масса оборудования
.
Определяем массу конструкции самолета:
;
[кг].
Масса крыла
[кг].
Масса фюзеляжа
[кг].
Масса оперения
[кг].
Масса шасси
[кг].
Масса топлива
[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 |
36923 |
8400 |
240 |
6333.768 |
4350 |
3955 |
731 |
2038 |
7163 |
1476 |
1850 |
Подбор двигателя
Из статистических данных определяем тяговооруженность самолета данного класса:
t0 =0.34[даН/даН].
Тогда потребная тяга будет равно:
Р0=t0m0g=0.34
·9.81=7544.87
[даН].
Подбор двигателя осуществлялся с учетом расчетов по динамике полета. При этом ставилась задача удовлетворить заданной длине разбега и обеспечить требуемую дальность полета. Исходя из аэродинамических расчетов, для обеспечения необходимой длины разбега нужна тяга не менее 100 кН. С учетом статистических данных было принято решение установить на самолете два двигателя и вспомогательную силовую установку. Из этих условий был подобран двигатель ТРДД Д-36 серии 4А.
Этот двигатель имеет следующие параметры:
потребная стартовая тяга Р0=63,7[кН];
удельный расход топлива на взлете Ср взл=0,026[кг/Н·ч];
общая степень повышения давления на взлете =14;
степень двухконтурности m=4,2
температура газа перед турбиной tг=1172К
Суммарный расход воздуха через двигатель 124кг/с
диаметр двигателя Dдв=756 [мм];
длина двигателя Lдв = 2318[мм]
масса сухого двигателя mдв (с реверсом) =1850[кг].
Подобрав двигатель пересчитаем тяговооруженность
[даН].
В связи с повышением тяговооруженности (исходя из статистических данных) открывается возможность использования самолета в горных районах, где ограничена длина взлетно посадочной полосы.
6. Определение геометрических характеристик самолета
6.1. Определение геометрических параметров крыла
Удельная нагрузка на крыло при взлете Р0=323[даН/м2].
Определяем площадь крыла из соотношения
[м2]
Размах крыла
[м2]
.
Корневая b0 и концевая bк хорды крыла определяются из условий значений S, l, η:
η=4,05– сужение крыла,
[м]
Средняя аэродинамическая хорда вычисляется:
[м]
Определяем координату САХ по размаху крыла:
[м]
Координата носка САХ по оси ОХ определяется:
,
где пк -
угол по передней кромке крыла,
[м].