2. Определение взлетной массы самолета

Взлетная масса самолета в нулевом приближении определяется по формуле:

[кг].

Используя статистические данные, вычисляем:

масса экипажа m_эк = 80·n_эк = 80·3 = 240 [кг];

относительная масса топлива ,

где L – дальность полета, L = 3500[м],

V – скорость полета, V = 806[км/ч],

a = 0,06, b = 0,05, тогда ;

относительная масса конструкции ;

относительная масса силовой установки ;

относительная масса оборудования .

Определим массу конструкции самолета:

[кг].

масса крыла [кг],

масса фюзеляжа [кг],

масса оперения [кг],

масса шасси [кг],

масса топлива [кг].

масса сил. уст. m_су= [кг].

масса оборудования [кг].

Все значения масс заносим в табл.1.4.

Таблица 1.4. 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	mоб, кг
36300	7200	240	9075	3630	3013	753	1652	11435	3630	1124	4356

3. Определение характеристик двигателя

Из статистических данных (таблица 1.1) определяем тяговооруженность самолета данного класса: Она составляет t₀=0,3. Тогда потребная тяга будет равняться:

Р₀=t₀m₀g=0,3·36300·9,81=10683[даН]

Так как преимуществом данного самолета является безопасный взлет и продолжительность полета в случае отказа одного из двигателей, было решено установить два двигателя. Наиболее подходящий двигатель ТРДД Д-436 с потребной стартовой тягой Р₀ =6400 [даН] каждый (Рис. 3.1, Рис. 3.2).

Этот двигатель имеет следующие параметры:

- потребная стартовая тяга Р₀ = 6400 даН;

- удельный расход топлива на взлете С_рвзп=0,35кг/даН*ч;

- удельный вес _дв =0,17 кг/даН;

- длина двигателя L_дв=1200мм;

- масса двигателя m_дв = 1450кг;

- степень двухконтурности m = 4,98;

-назначенный ресурс 24000 часов;

-Диаметр вентилятора D=1373мм.

Определим тяговооруженность самолета с этим двигателем:

;

Рисунок 8 - двигатель Д436Т1

Рисунок 9. - Конструктивная схема Д-436/Т1

4. Определение геометрических характеристик самолета

4.1 Определение геометрических параметров крыла

Удельная нагрузка на крыло при взлете Р₀ = 450[даН/м²].

Определяем площадь крыла из соотношения:

[м²].

Размах крыла:

[м],

где λ=8,7 – удлинение крыла.

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

η=3 – сужение крыла,

[м];

[м].

Средняя аэродинамическая хорда вычисляется:

[м].

Определяем координату САХ по размаху крыла:

[м].

Координата носка САХ по оси ОХ определяется:

,

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

[м].

4.2 Определение геометрических параметров фюзеляжа

Длина фюзеляжа:

[м].

Длина носовой части фюзеляжа:

[м].

Длина хвостовой части фюзеляжа:

[м].

4.3 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].

Определим геометрические характеристики ВО:

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:

[м].

Плечо ГО находим из соотношения: м

Величина x_т имеет следующее значение:

м