3.2 Выбор и обоснование схемы самолёта

В качестве расчётной схемы самолёта выбираем нормальную аэродинамическую схему самолёта. По расположению крыла выбираем низкоплан. Поскольку проектируемый самолёт предназначен для полётов с относительно большими скоростями, форму крыла в плане принимаем стреловидную. В качестве силовой установки выбираем три турбореактивных двигателя(Д30-KY), расположенных под крылом, на пилонах. Наличие двух двигателей повышает безопасность в случае отказа одного из двигателей при взлёте. Шасси трехопорное с носовой опорой и двумя основными опорами, расположенными под крылом, и убирающимися в фюзеляж.

3.3 Выбор основных параметров крыла

Так как число Маха полёта проектируемого самолёта меньше 0,8297, выбираем для крыла суперкритический профиль крыла с закругленной передней кромкой и со сравнительно передним расположением максимальной толщины.

Для улучшения взлётно-посадочных характеристик самолёта, уменьшения индуктивного сопротивления и увеличения качества крыла принимаем удлинение крыла равным 7,83.

3.4 Выбор основных параметров фюзеляжа

Размеры фюзеляжа пассажирских самолётов определяются в основном количеством пассажиров.

Предварительную оценку размеров фюзеляжа определяем опираясь на прототипы. ; ;

3.5 Выбор оптимальной удельной нагрузки на крыло и приближённая оценка аэродинамических характеристик самолёта

Определение коэффициента подъёмной силы в середине крейсерского участка полёта производим по формуле:

где - эффективное удлинение крыла.

- коэффициент индуктивного сопротивления самолёта.

где -коэффициент, учитывающий особенности исполнения крыла и балансировки самолёта.

- коэффициент профильного сопротивления крыла и оперения.=1,03

где - число Маха крейсерского полёта.;0,2

где A,B - коэффициенты.;23,21

где х=32⁰ - стреловидность крыла по хорд.; =1,66

где =3,30- сужение крыла

Определяем удельную нагрузку на крыло для характерных участков полёта: в расчётной точке полёта (середина крейсерского участка):

где - относительная плотность воздуха на высоте Н.

в начале крейсерского полёта:

при взлёте:

находим коэффициент сопротивления фюзеляжа и мотогондол при крейсерском режиме полета:

где - диаметр фюзеляжа.

- удлинение фюзеляжа.

- ориентировочная оценка взлётной массы.

- приближённая оценка тяговооружености.

- количество гондол двигателей.

Находим коэффициент сопротивления самолёта в середине крейсерского режима полета:

Находим коэффициент сопротивления самолёта в начале крейсерского режима полёта:

где - среднее качество самолёта. ;

Oпределяем потребный коэффициент подъёмной силы при посадке с максимальной посадочной массой:

где - коэффициент влияния земли.

- относительная посадочная масса.

- максимальная посадочная скорость.

Определяем максимальный коэффициент подъёмной силы в посадочной конфигурации:

Определяем максимальный коэффициент подъёмной силы во взлетной конфигурации:

=0,87.2,204

3.6 Оценка потребной тяговооруженности и уточнение характеристик силовой установки

Определяем потребную тяговооруженность в начале крейсерского режима полёта:

где км;