4. Выбор характеристик двигателя и взлётной массы самолёта в нулевом приближении
4.1. Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении и массы конструкции основных агрегатов
Взлетная масса самолета в нулевом приближении определяется по формуле:
Используя статистические данные, вычисляем:
масса экипажа mэк = 80·nэк = 80·3 = 240 (кг);
относительная
масса топлива
,
где
L – дальность полета, L = 3700[км],
V – скорость полета, V = 850[км/ч],
a = 0,06,
b = 0,06,
тогда
;
относительная
масса конструкции
;
относительная
масса силовой установки
;
относительная
масса оборудования
.
Взлетная масса самолета в нулевом приближении равна:
(кг).
Определим
массу конструкции самолета:
(кг).
масса
крыла
(кг),
масса
фюзеляжа
(кг),
масса
оперения
(кг),
масса
шасси
(кг),
масса
топлива
(кг),
масса
силовой установки
(кг),
масса
оборудования
(кг).
Все значения масс заносим в табл.1.5.1
Таблица 4.1 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 |
35550 |
7500 |
320 |
10665 |
4266 |
3540.78 |
885 |
1973 |
9598.5 |
3555 |
1400 |
3910.5 |
5. Выбор двигателя и его характеристик
Из
статистических данных определяем
тяговооруженность самолета данного
класса: Она составляет t0=0,357.
Тогда потребная тяга будет равняться:
Р0=t0
m0
g=0,357·35550·9,8/10=12437.5(даН)
Безопасный взлет и продолжительность полета в случае отказа одного из двигателей, было установлено два двигателя. Наиболее подходящий двигатель ТРДД Д-436Т1 с потребной стартовой тягой
Р0=7500 (даН) каждый (рис. 1.6.1).
Этот двигатель имеет следующие параметры:
- потребная стартовая тяга Р0 = 7500 даН;
- удельный расход топлива на взлете Срвзп=0,358кг/даН ч;
- удельный вес дв =0,17 кг/даН;
- длина двигателя Lдв=3800мм;
- масса двигателя mдв = 1400кг;
- степень двухконтурностиm = 2;
-назначенный ресурс 40000 часов;
-Диаметр вентилятора D=1800мм.
Рисунок 5.1 Двигатель Д-436Т1
Определим окончательное значение тяговооруженности самолета с этим двигателем:
;
6. Определение геометрических параметров самолета
6.1 Определение геометрических параметров крыла
Удельная нагрузка на крыло при взлете Р0 = 410 (даН/м2).
Определяем
площадь крыла из соотношения:
(м2).
Размах
крыла:
(м),где λ
= 9.2 – удлинение крыла.
Корневая b0и концевая bк хорды крыла определяются из условий значений S, l, η:
(м);
где η=3.8 – сужение
крыла,
[м].
Средняя аэродинамическая хорда вычисляется:
(м).
Определяем координату САХ по размаху крыла:
(м).
Координата
носка САХ по оси ОХ определяется:
,
где пк = 30° - угол по передней кромке крыла,
(м).
6.2 Определение геометрических параметров фюзеляжа
Длина
фюзеляжа:
(м).
Длина
носовой части фюзеляжа:
(м).
Длина
хвостовой части фюзеляжа:
(м).