3. Определение параметров силовой установки

В дальнейшем необходимо определить стартовую тягу двигателя Р₀. Она определяется на основе собранных статистических значений тяговооруженности t_0. Для нашего самолета t₀ = 0,39. Определяем стартовую суммарную тягу двигателей:

Р₀ = t₀ * m₀ * 10/ g

где g = 9,8 м/с² ; t₀ = 0,39 m₀ = 32628 кг

Р₀ = 0,39* 32628 * 10/ 9,8 = 12984 кгс

После этого на основе статистических данных устанавливаем количество двигателей на самолете. Примем n = 2.

Определяем стартовую тягу одного двигателя

P₀₁ = P₀ / n

Получим: P₀₁ = P₀ / n = 12984 / 2 = 6492 кгс

По величине стартовой мощности двигателя из каталога выбираем двигатель Д-36М выпускаемый на ОАО «Мотор Сич» в Украине.

Удельный расход топлива – 0,63

Длина двигателя –3470мм

Высота – 1711мм

Ширина - 1540мм

Вес двигателя – 1631кгс

Тяга двигателя - 6500 кгс

4. Определение геометрических параметров частей самолета

4.1. Крыло:

Площадь крыла определяется из соотношения

S = m₀g / 10p₀ (4.1)

Где g = 9.8 м/с², р₀ – удельная нагрузка на крыло при взлете, которое будет определяться по статистическим данным, примем р₀ = 439,6

Тогда S = (44229 * 9,8) / (10* 439,6) = 98,6 м²

Размах крыла:

=

где  берется на основе статистических данных из таблицы № 1.2,  = 8,06

= = 28 (м)

Корневая (по оси симметрии самолета) b₀ и концевая b_k хорды крыла определяются исходя из значений S, , :

b₀ = * (4.2)

b_k = (4.3)

где  = 3,194 (см. таблицу 1.2)

b₀ = * = 5,3 (м)

b_k = = 1,6 (м)

Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) вычисляется по формуле

b_А = b₀ * (4.4)

Зная, что  = 3,194 (см. табл. № 1.2), b₀ = 5,3 (м), подставляем в формулу (4.4):

b_А = * 5,3 * = 3,79 (м)

Координата САХ по размаху крыла определяется соотношением

= * (4.5)

= * = 5,77 (м)

Координата носка САХ по оси ОХ

= * * tg _п.к., (4.6)

или

= * tg _п.к ,

где _п.к – угол стреловидности крыла по средней кромке

= 5,77 * tg 23,4 = 2,5(м)

4.2Фюзеляж

Размер фюзеляжа и определяется по статистическим данным. Приводим статистические данные по удлинениям фюзеляжа:

= * (4.1)

= * (4.2)

= * (4.3)

Рис. Компоновка пасссажирского салона В 777-200ER

Примем = 3,57 м; = 9 (см. таблицу № 1.2); = 2; = 3, (из метод. пособия); тогда

= 9 * 3,57 = 32,13 (м)

= 2 * 3,57 = 7,14 (м)

= 3 * 3,57 = 10,71 (м)

4.3. Горизонтальное оперение:

Площадь горизонтального оперения равна

= * S

где берется на основании статистических данных, = 0,2 (см. таблицу № 1.4); S = 98,6

Тогда = 0,21 * 98,6 = 21,3 (м²)

Размах Г.О.

=

где = 4,3

= = 9,2 (м)

Корневая и концевая хорды ГО определяется исходя из значений , , :

= *

=

Принимаем = 2,2 , тогда

= * = 3,13 (м)

= = 1,4 (м)

Средняя аэродинамическая хорда ГО (САХ ГО) вычисляется по формуле:

=

= * 3,13 = 2,38 (м)

координата САХ ГО по размаху ГО определяется соотношением

= *

= * = 1,89 (м)

Координата носка САХ ГО по оси ОХ

= * * tg _{п.к. г.о.}

или

= * tg _{п.к. г.о}

tg _{п.к. г.о} = 25

= 1,89 * tg 25 = 0,8 (м)

4.4. Вертикальное оперение

Определим площадь вертикального оперения по формуле:

= * = 0,18 * 98,6= 19,72

Высота ВО определяется по формуле:

=

Подставим = 1,21 и = 19,72 (м²), получим:

= = 5 (м)

Корневая (по оси симметрии самолета) b₀ и концевая b_k хорды ВО, определяется исходя из значений S, ,

=

= * = 5,24 (м)

= /

= 5,24 / 1,6 = 3,27 (м)

Средняя арифметическая хорда ВО (САХ ВО) вычисляется по формуле

= * *

= * 5,24 * = 4,33 (м)

координата САХ ВО по высоте ВО определяется соотношением

= *

= * = 1,15 (м)

Координата носка САХ ВО по оси ОУ

= * tg _{п.к. b.о.}

или

= * tg _{п.к. b.о}

где tg _{п.к. b.о} – угол стреловидности BО по передней кромке.

= 1,15 * tg 35 = 0,8 (м)