- •1.Предварительные изыскания.
- •2. Выбор схемы самолета и типа двигателя.
- •3.Расчет взлетного веса и выбор основных парамеоров.
- •4.Определение основных летно-технических характеристик самолета.
- •5.Компоновка самолета.
- •5.3. Конструктивно-силовая компоновка.
- •6. Определение характеристик манёвренности,
- •7.Разработка конструкции агрегата.
- •7.1. Выбор конструктивно-силовой схемы.
- •7.2.Определение внешних нагрузок действующих на киль.
- •7.3 Расчёт киля на прочность.
3.Расчет взлетного веса и выбор основных парамеоров.
3.1 Определение веса в первом приближении:
где:
= 0,26 – относительный вес конструкции;
= 0,12 – относительный вес силовой установки;
= 0,11 – относительный вес оборудования и управления;
= 0,21 – относительный вес топлива;
= 4000 – вес целевой нагрузки;
= 400 – вес служебной нагрузки;
3.2 Определение необходимого относительного веса топлива для заданной дальности полета:
где: = 1500км – дальность крейсерского полета;
= 0,41 кг/кг ч – удельный расход топлива в крейсерском полете (по прототипу);
= 16 – аэродинамическое качество самолета в крейсерском полете (по прототипу);
= 550 км/ч – заданная крейсерская скорость;
= статистический коэффициент, учитывающий навигационный запас топлива и топлива на планирование (снижение) самолета с крейсерской высоты полета: =0,18…0,22 дляL < 3500 км,
принимаем = 0,2;
- относительный вес топлива, необходимого на набор крейсерской высоты и скорости полета;
где: = 152 м/с – заданная крейсерская скорость;
= 8000м заданная крейсерская высота;
= 0,22 стартовая тяговооруженность (по самолету прототипу);
= 9,8 м/с;
3.3 Определяем величину стартовой удельной нагрузки на крыло .
- из условия посадки самолета:
Дан/
где:
м/с – скорость захода на посадку (по прототипу);
- относительный вес топлива;
из условия обеспечения заданной крейсерской скорости:
Дан/
где: = 0,6 (по прототипу);
- скоростной напор для скорости, соответствующей числу
М = 1 на высоте крейсерского полета: (Н = 8000м)
Дан/
=0,496;
Для проектируемого самолета принимаем минимальную из полученных величин:
= min{}=327 Дан/
3.3.1 По стартовому весу самолета и стартовой удельной нагрузке на крыло определяем площадь крыла:
3.4 Определяем стартовую тяговооруженность самолета.
- из условия набора высоты при одном отказавшем двигателе:
где:
= 2 – число двигателей на самолете;
= 11 – аэродинамическое качество при наборе высоты (по прототипу);
tgθ = 0.024 (1)
из условия обеспечения горизонтального полета:
где:
= 16 – аэродинамическое качество в крейсерском полете (по прототипу);
= 0,85 – коэффициент, учитывающий степень дросселирования двигателя до режима, соответствующего оптимальному расходу топлива;
- коэффициент, учитывающий изменения тяги по скорости полета, он равен:
- из условия обеспечения заданной длины разбега:
где:
- стартовая удельная нагрузка на крыло;
- коэффициент аэродинамической подъемной силы на взлете; [I]
- заданная длина разбега;
- коэффициент трения колес шасси при разбеге; [I]
- аэродинамическое качество самолета при разбеге; [I]
Для проектируемого самолета принимаем максимальную из полученных величин:
3.4.1 По стартовому весу самолета и стартовой тяговооруженности определяем необходимую суммарную стартовую тягу двигателей:
Тяга одного двигателя:
3.5.1 Определяем относительный вес силовой установки.
Для современных ДПС:
где:
- удельный вес двигателя (по прототипу);
- стартовая тяговооруженность;
3.5.2 Определяем относительный вес конструкции.
Относительный вес конструкции определяется как сумма:
где:
- относительный вес крыла;
- относительные веса конструкции фюзеляжа, оперения и шасси соответственно.
Определяем относительный вес конструкции крыла:
где:
- принятая расчетная перегрузка;
- сужение крыла;
- коэффициент, учитывающий разгрузку крыла изгибающим моментом от грузов в (на) крыле:
- двигатели установлены на крыле; [2]
- относительный вес топлива;
- стартовая удельная нагрузка на крыло;
- относительная толщина крыла у корня (по прототипу);
- относительная толщина крыла на его конце (по прототипу);
- угол стреловидности по ¼ хорд (по прототипу);
- сужение крыла (по прототипу);
- коэффициент, учитывающий ресурс крыла;
- крыло с одно (двух) щелевыми закрылками и интерцепторами;
- баки имеют внутришовную герметизацию;
Определяем относительный вес конструкции фюзеляжа:
где:
- удлинение фюзеляжа (по прототипу);
- диаметр фюзеляжа (по прототипу);
- узкофюзеляжные самолеты ;
- двигатели установлены на крыле (узкофюзеляжные самолеты);
- безконтейнерная перевозка багажа и груза;
- главные стойки шасси крепятся к фюзеляжу;
- главные стойки шасси убираются в фюзеляж;
Определяем относительный вес конструкции оперения:
где:
- относительная площадь горизонтального и вертикального оперения;
;
- стартовая удельная нагрузка на крыло;
- г.о. расположено на киле;
- в конструкции оперения широко использованы композиционные материалы;
-«нормальная» схема самолета;
- г.о. с рулями высоты;
Определяем относительный вес шасси:
где:
- высота главных стоек шасси (по прототипу);
при ;
- коэффициент, учитывающий ресурс шасси;
- прямые главные стойки;
- «нормальная» схема самолета;
- на самолете две главные стойки шасси;
- давление в пневматиках колес (по прототипу);
Определяем относительный вес оборудования и управления:
где:
- человек – количество пассажиров;
Определяем относительный вес конструкции:
3.6 Определяем вес во втором приближении:
Определяем площадь крыла и суммарную стартовую тягу двигателей.
Площадь крыла самолета:
Суммарная стартовая тяга двигателей:
Тяга одного двигателя:
Определяем абсолютные веса.
Крыла:
Фюзеляжа:
Оперения:
Шасси:
Силовой установки:
Оборудования и управления:
Топлива: