4.2.8 Масса топлива

4.2.9 Методика расчета

Взлетная масса во втором приближении находится по уравнению баланса массы из (С.Л.2) [3.40] :

Так как , то производим корректировку параметров влияющих на конечный результат расчетов:

Получены следующие параметры самолета :

Число пассажиров	4
Длина м.	8,13
Размах крыла м.	10,5
Площадь крыла кв.м.	17
Максимальный взл./пос. вес кг.	1467
Максимальный вес полез.нагр. кг.	370,00
Число и тип двигателя	М337(ПД)
Мощность двигателя л.с.	240
Крейсерская скорость км/ч	263,33
Максимальная скорость км/ч	300
Масса крыла кг.	124,92
Масса фюзеляжа кг.	229,04
Масса шасси кг.	85,97
Масса оперения кг.	33,53
Масса СУ кг.	285,00
Масса топлива кг.	170
Масса Об. И Упр.кг.	170,18
Масса самолета кг.	1467,00
Дальность полета км.	800

5. Весовая сводка самолета

Наименование элемента	Вес (кг)
Двигательная установка	153
Пилот и пассажиры	370
Крыло	125
Оперение	33,5
Фюзеляж	229
Топливо	170
Шасси	85,97

6. Расчет геометрических параметров

6.1. Крыло

Взлетная удельная нагрузка на крыло

Из (С.Л.1)

Для определения взлетной удельной нагрузки на крыло в первом приближении воспользуемся статистическим методом . Для площади крыла самолета с одним двигателем уравнения регрессий, определенных методом наименьших квадратов :

[3.10]

Тогда удельная нагрузка на крыло :

Для взлетной удельной нагрузки на крыло самолета с одним двигателем, уравнения регрессий, определенных методом наименьших квадратов :

для всех самолетов статистики :

При заданном взлетном весе 1467даН взлетная удельная нагрузкасоответствует площади крыла :

Исходя из скоростей полета и , выбираю профильNACA-2412

6.1.1Определение средней аэродинамической хорды крыла

(расчетом и на чертеже)

Средняя геометрическая хорда находится в центре площади крыла, и в случае трапециевидного крыла величина СГХ начисляется по формуле С.Л.2 [4.3] :

где :

• =1,99 – сужение крыла в плане

• =17 м² – площадь крыла

• =6,5 – удлинение крыла

тогда:

6.1.2 Определение длины крыла

6.1.3Элероны

6.2. Оперение

6.2.1.ГО

6.2.2.ВО

6.3. Фюзеляж

Из самолета прототипа (Ил-103) беру параметры кабины:

длина кабины

высота кабины

ширина кабины>

длина фюзеляжа

6.4. Выбор схемы и определение параметров шасси самолета

На самолет ставлю трехопорное убираемое шасси. Основные и носовая опоры шасси крепятся к силовым шпангоутам.

Основные опоры шасси одноколесные, оснащены гидравлическими дисковыми тормозами.

Ниши опор после уборки шасси закрываются створками.

7. Центровка и компоновка самолета

Как известно, фокус является почти постоянной точкой и находится от передней кромки приблизительно на l/4 расстояния хорды крыла, т.е. на 25% САХ

Поместим крыло на ось вращения, совмещенную с центром давления (25% САХ)

Сбалансируем крыло так, чтобы ЦТ также находился там же где и ЦД. Тогда момент подъемной силы и момент силы веса будут равны нулю и крыло будет в равновесии.

Центр тяжести должен располагаться в интервале 20 – 28% длины САХ от носка.

Составив уравнение моментов относительно предполагаемой точки , нашел для каждого центровочного случая оптимальное положение крыла. Крыло должно быть расположено так, что бы

Ниже приведены расчеты необходимых случаев центровки.

Компоновка самолета

Выполнена на чертеже с характерными сечениями. Указан способ крепления крыла к фюзеляжу.

Список литературы:

1. А.Н. Арепьев "Вопросы проектирования легких самолетов";

2. Бадягин А.А., Мухамедов Ф.А., "Проектирование легких самолетов";

3. С. М. Егер"Проектирование самолетов".