- •1. Назначение и область применения
- •2. Техническое описание самолета
- •2.1 Конструкция самолета
- •2.2 Фюзеляж
- •2.3 Крыло
- •2.4 Предкрылки
- •3.2 Выбор и обоснование схемы самолёта
- •3.3 Выбор основных параметров крыла
- •3.4 Выбор основных параметров фюзеляжа
- •3.5 Выбор оптимальной удельной нагрузки на крыло и приближённая оценка аэродинамических характеристик самолёта
- •3.6 Оценка потребной тяговооруженности и уточнение характеристик силовой установки
- •3.7 Подбор двигателя
- •4. Расчет взлетной массы самолета
- •4.1 Оценка относительной массы топлива
- •4.2 Расчёт относительных масс основных частей самолёта
- •4.3 Решение уравнения баланса масс
- •4.4 Расчет масс элементарных самолетах
- •5. Компоновка и расчет геометрических параметров самолета
- •5.1 Расчёт геометрических характеристик и компоновка крыла
- •5.2 Компоновка фюзеляжа
- •5.3 Компоновка багажных помещений
- •5.8 Расчёт основных параметров и компоновка шасси
- •5.9 Компоновка и расчёт основных параметров оперения
- •7.1.2 Геометрические параметры несущих частей самолета (фюзеляжа)
3.7 Подбор двигателя
Oпределяем потребную мощность одного двигателя на крейсерском режиме:
Oпределяем потребную мощность одного двигателя на взлётном режиме:
244,6 kH
Расчет тяти двигателя выполнялся на ПВМ.
|
| ||
Основные данные двигателя |
Единицы измерения |
Значения |
|
- Тип и марка двигателя - Взлетная тяга (мощность) R0(N0) - Тяга на крейсерском режиме (Мк = 0,8475; Н = 10,7 км) - Удельный расход топлива на взлетном режиме (СRo) - Удельный расход топлива на крейсерском режиме - Степень двухконтурности - Масса двигателя - Удельная масса - Удельная нагрузка на любовую поверхность - Диаметр - Длина |
- кН/(кВт) кН/(кВт) кг/кН.Ч (кг/кВт.Ч) кг/кН.Ч (кг/кВт.Ч) - кг кг/кН кПд мм мм |
P&W JT9D-7A 93,64 270,4 37,6175 61,2897 4,5 - - - - - |
|
|
|
|
|
4. Расчет взлетной массы самолета
Все свойства и параметры самолёта между собой взаимосвязаны. Математическим отображением этой взаимосвязи является уравнение баланса масс самолёта.
;
где - взлётная масса самолёта.
- масса коммерческой нагрузки.
- относительная масса крыла.
- относительная масса оперения.
- относительная масса фюзеляжа.
- относительная масса шасси.
- силовой установки.
- оборудования и управления.
- снаряжения.
- топлива.
4.1 Оценка относительной массы топлива
Определяем удельный расход топлива на взлётном режиме двигателя:
где R - взлётная тяга одного двигателя.
Определяем средний крейсерский удельный расход топлива при полёте с полной коммерческой нагрузкой:=86,188
=1,289; K=0,869
Расчёт относительной массы топлива при полёте на максимальную дальность с полной коммерческой нагрузкой.
Определяем приблизительную массу топлива, расходуемого на набор высоты:
где - степень двухконтурности ;
Находим относительную массу топлива, расходуемого на снижение и посадку:=0,01419
Определяем относительную массу аэронавигационного запаса топлива:где - коэффициент запаса.
Определяем относительную массу топлива, расходуемого на крейсерском режиме полёта:где ;0,484
Относительная масса топлива составляет:
4.2 Расчёт относительных масс основных частей самолёта
Определяем относительную массу крыла:=0,08652
где =1- коэффициент, учитывающий разгрузку крыла силовой установкой.
=1- коэффициент, учитывающий затяжеление крыла эксплуатационно-технологическими разъёмами.
Z - степень механизированности крыла.
- относительная площадь прикорневых наплывов.
Определяем относительную массу оперения:=0,00868
где - коэффициент демпфирования.
- коэффициент, учитывающий схему ГО.
Определяем относительную массу шасси= 0,02=1,14.1,85,1,1.0,86=0,03673
Определяем относительную массу силовой установки полной комплектации:Вычисляем коэффициент Во:
Определяем относительную массу фюзеляжа:где =1,59.9,62.7,13.7,13=
,,,- коэффициенты, учитывающие конструктивное исполнение фюзеляжа.;=0,765-0,278.7,13=0,6837
Определяем относительную массу оборудования и управления:
4.3 Решение уравнения баланса масс
Величина взлётной массы самолёта определяется при решении методом итераций системы уравнений: решение производилось на ПЭВМ.