2.Формирование ттt проектируемого

0. Самолёта. Выбор и обоснование схемы самолета

Схема самолета - внешние формы и взаиморасположение частей, определяющее жесткостные и массовые характеристики, тактические, эксплуатационные и технологические характеристики. Исходя из анализа статистических данных и тактико-технических требований для проектируемого самолета выбираем схему: свободнонесущий моноплан с высоко расположенным крылом трапециевидной формы в плане.

В качестве аэродинамической схемы самолета была выбрана «нормальная» схема, т.е. балансировочная схема с хвостовым горизонтальным оперением, т.к. данная схема обеспечивает наилучшую управляемость и устойчивость для данных скоростей полета (М<1).

Применение схемы высокоплана позволяет снизить сопротивление интерференции по сравнению с низкорасположенным крылом.

Схема высокоплана позволяет уменьшить высоту опор шасси при креплении их к фюзеляжу, а следовательно - и их массу. При этом уменьшается расстояние между порогом пола и поверхностью аэродрома.

Кроме того, в двигатели, расположенные на крыле не попадает грязь и камни с ВПП при влёте и посадке, что продлевает их срок службы.

Проектируемый самолет представляет собой высокоплан, т.к. данная схема обеспечивает удобство погрузки без применения дополнительной техники и максимальное использование внутреннего объема грузовых отсеков.

Применение трапециевидного крыла обеспечивает высокую подъемную силу, а, следовательно, и аэродинамическое качество невысокое профильное сопротивление, простоту в производстве и меньшую массу конструкции по сравнению со стреловидным. Оперение Т - образное.

Шасси двухопорное с передней стойкой. Передняя опора убирается в фюзеляж, основные - в специальные обтекатели в мотогандолах.

Двигатели - турбореактивные с 2й степенью двухконтурности, расположены на крыле. Размещение двигателей на крыле в мотогондолах позволяет разгрузить крыло, т.е. уменьшить массу крыла. Вместе с тем, такое расположение двигателей при отказе одного из них требует большего вертикального оперения для компенсации возникающего разворачивающего момента.

Таблица 2.1

Относительная толщина профиля	с	12
Удлинение крыла	λ	7.76
Сужение крыла	ђ	3.018
Стреловидность	Хпк	25
Диаметр фюзеляжа	dф	6.4
Удлинение фюзеляжа	λ	7.26
Полезная нагрузка	мком	100
Коэффициент полезной отдачи	Котд	0.29
Число двигателей	Nдв	4

Таблица2.2

Lh=V	мком	Lp	Hпот,м	Vkp	Hkp,м	nэк
4000	100	1200	12200	750	10900	5

г.о.	в.о.	 г.о	 в.о .	 г.о.	 в.о.	в.о.	г.о.	 г.о	 в.о
0,22	0,2	4,3	1,21	24,1	32,10	0,14	0,14	2,2	1,6