3. Определение геометрических характеристик самолета

3.1 Определение геометрических параметров крыла

Удельная нагрузка на крыло при взлете р₀ = 395[даН/м²].

Определяем площадь крыла из соотношения:

[м²].

Размах крыла:

[м],

где λ=10 – удлинение крыла.

Корневая b₀ и концевая b_к хорды крыла определяются из условий значений S, l, η:

η=2,5 – сужение крыла,

[м],

[м].

Средняя аэродинамическая хорда вычисляется:

[м]

Определяем координату САХ по размаху крыла:

[м]

Координата носка САХ по оси Х:

[м],

где _n.k =   угол по передней кромке крыла :

3.2 Определение геометрических параметров фюзеляжа

Длина фюзеляжа:

[м].

Длина носовой части фюзеляжа:

[м].

Длина хвостовой части фюзеляжа:

[м].

3.3 Определение геометрических параметров го и во

Площадь ГО:

[м²].

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

размах ГО:

[м];

корневая хорда ГО:

[м];

концевая хорда ГО:

[м];

средняя аэродинамическая хорда ГО:

[м];

координата САХ по размаху ГО:

[м];

координата носка САХ по оси ОХ:

[м].

площадь ВО:

[м²];

размах ВО:

[м];

корневая хорда ВО:

[м];

концевая хорда ВО:

[м];

средняя аэродинамическая хорда ВО:

[м];

координата САХ по размаху ВО:

[м];

координата носка САХ по оси ОХ:

3.4 Определение параметров шасси

Вынос главных колес:

е = 0,2b_a = 0,2·3=0,6 [м].

Угол касания хвостовой пяткой:

 = _пос.max-_з-,

где _пос.max  = 16°максимальный посадочный угол атаки,

_з = 04° - угол заклинения крыла, _з = 2°,

 = (-2°)(2°) – стояночный угол,  = 0°,

 = 15°-3°-0° = 14°.

База шасси:

[м].

Вынос передней опоры:

м].

Колея шасси 2НВ15[м], тогда В = 4 [м].

4. Построение общего вида самолета

Построение общего вида самолета выполняется в следующем порядке:

1. Строим фюзеляж самолета

2. Строим горизонтальное и вертикальное оперение

3. Строим САХ горизонтального оперения

4. Плечо горизонтального оперения откладывается от точки, удаленной на 0,25b_Аг.о. от носка САХ горизонтального оперения

Плечо горизонтального оперения L_Г.О.=4*b_a=4*3=12 [м], как для самолета «нормальной» схемы с углом стреловидности равным нулю

5. Находим положение носка САХ крыла (от центра масс откладывается размер Х_т).

X_t=0,25*3=0,75 [м]

6. По координате Х_а находим положение носка корневой хорды крыла

7. Строим крыло самолета

Чертеж общего вида самолета строим на основании выбранных схемы и геометрических размеров самолета на бумаге формата А1.

Заключение

В результате данной расчетно-графической работы был приближенно разработан и спроектирован пассажирский самолет с количеством пассажиров n=50 человек и дальностью полёта L=1500 км. Данные расчёты не следует принимать как окончательные, так как они проводились в нулевом приближении.

По статистическим данным самолетов аналогов были определены тактико-технические требования проектируемого самолёта.

Исходя из полученных ТТТ были определены массовые характеристики самолета и его основные геометрические параметры.

По полученным результатам строим чертеж внешнего вида самолёта.

Список использованной литературы

1. Клименко В.Н., Кобылянский А.А., Малашенко Л.А. Приближенное определение основных параметров самолета: Учеб. пособие. – Харьков: ХАИ, 1986. – 40 с.

2. Інженерні основи функціонування і загальна будова аерокосмічної техніки/ В.С. Кривцов, Я.С. Карпов, М.М. Федотов. – Підручник для вищих навчальних закладів. Ч.2. – Харків: ХАІ, 2002.- 723 с .

3. Характеристики газотурбинных двигателей / Учеб. пособие. А.А. Кобылянский, А.Г. Гребеников. Харьков, 1985.

19