Крыло чертежи / Фюзеляж / 561479

Размещено на http://www.allbest.ru/

где m0 - взлетная масса самолета нулевого приближения; mгр - масса коммерческой нагрузки;

mэк - масса экипажа.

Коммерческую нагрузку для пассажирского самолета определим из условия, что на одного пассажира приходится 95 кг массы, т.е.

mгр 120 nпас 95 210 25200 кг.

Масса экипажа находится из условия, что на одного члена экипажа приходится 80 кг масс, т.е.

mэк 80 nэк 80 6 480 кг.

При определении взлетной массы самолета необходимо знать следующие относительные массы: конструкции mк , силовой установки mСУ ,

оборудования и управления тоб. упр. , топлива тТ .

Значение тТ определим, согласно [3], по формуле

тТ a b L , (1.2)

V

где L - дальность полета, км;

V - скорость полета, км/час;

a, b - коэффициенты, зависящие от типа самолета.

Согласно [3] коэффициенты a и b для пассажирских дозвуковых самолетов имеют значения: a 0.06...0.07, b 0.05...0.06, где меньшие значения коэффициента соответствуют самолетам большего тоннажа.

Согласно [1] относительные массы mк , mСУ , и тоб. упр. для средних

пассажирских самолетов находятся в следующих диапазонах значений:

mк 0.28...0.30, mСУ 0.10...0.12, mоб. упр. 0.10...0.12.

Учитывая дальность и назначение самолета, назначаем следующие

значения относительных масс mк , mСУ , и тоб. упр. :

mк 0.25, mСУ 0.08, mоб. упр. 0.09.

Определенные относительные параметры самолета заносим в табл.1.4.

Таблица 1.4

mк mСУ тоб. упр. тТ

0.250.08 0.09 0.39

Используя формулу (1.1) и данные табл.1.5 вычислим взлетную массу самолета

Размещено на http://www.allbest.ru/

1.5 Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета, массы силовой установки, топлива, оборудования и управления

Зная взлетную массу самолета и относительные массы конструкции,

силовой установки, топлива, оборудования и управления находим их массы:

mк mк m0 0.25 135158 33790кг,

mТ mТ m0 0.39 135158 52712кг,

mСУ mСУ m0 0.08 135158 10813кг,

mоб. упр. mоб. упр. m0 0.10 135158 13515.8кг.

Используя взлетную массу самолета и его назначение, определяем,

согласно [1], относительную массу крыла, оперения, фюзеляжа и шасси.

Определенные значения относительных масс заносим в табл.1.5.

Таблица 1.5

m кр mф mоп mш

0.384 0.358 0.076 0.182

Используя значения относительных масс элементов конструкции

(табл.1.5) определяем их массы:

mкр mкр mк 0.384 33790 12975кг,

mф mф mк 0.358 33790 12097кг,

mоп mф mк 0.076 33790 2568кг,

mш mш mк 0.182 33790 6150кг.

Вычисленные значения масс заносим в табл.1.6.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Таблица 1.6

1.6 Выбор двигателя и его характеристик

Находим стартовую тягу одного двигателя по формуле [1]

тяговооруженность самолета составляет 0.307.

Используя формулу (1.3) находим стартовую тягу двигателя

По стартовой тяге подбираем двигатель.

Турбореактивный двухконтурный двигатель CF6-80 (рис.1.7) –

двухвальный с одноступенчатым вентилятором и подпорными ступенями.

Камера сгорания – кольцевая.

Технические характеристики двигателя:

Взлетный режим ( Н 0,Vп 0 ):

-реактивная тяга - 208,8 Кн;

-удельный расход топлива - 0.0348 кг/Нч;

-степень двухконтурности - 4,66;

-температура газа перед турбиной - 1550 К;

Размещено на http://www.allbest.ru/

Крейсерский режим ( Н 11000 м,Vп 900 км / ч ):

-реактивная тяга - 41,5 Кн;

-удельный расход топлива - 0.0603 кг/Нч;

-общая степень повышения давления - 28,1

Габаритные размеры:

- длина - 4239мм;

-максимальный диаметр - 2487мм;

Сухая масса двигателя - 3981кг.

Рис.1.6. Схема общего вида двигателя СF6-80.

1.7 Определение геометрических размеров основных агрегатов самолета (крыла, фюзеляжа, оперения, шасси). Определение положения центра масс. Разработка общего вида самолета

Площадь крыла определим из соотношения

S m0 g , (1.4)

10 P0

где P0 - удельная нагрузка на крыло при взлете, которая по статистическим данным в среднем составляет 550 Дан/м2 (см. табл.1.1).

Следовательно, площадь крыла равна:

Размещено на http://www.allbest.ru/

S 135158 9.8 240.8м2 . 10 550

Вычисляем размах крыла:

L S 8,2 240,8 44,43м.

Корневая (по оси симметрии самолета) b0 и концевая bк хорды крыла

определим исходя из значений S , и L :

Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) вычислим по формуле

Координата САХ по размаху крыла определим из соотношения

Координата носка САХ по оси симметрии самолета

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размеры фюзеляжа lн.ч. и l хв.ч. определяем по статистическим данным.

Согласно [1] для проектируемого самолета выбираем следующие значения

удлинения частей и самого фюзеляжа:

ф 10,5, н.ч. 2, хв.ч. 3,5.

Определяем размеры фюзеляжа lф , lн.ч. и l хв.ч. :

lф ф Dф 10,5 4,2 44,1м,

Площади горизонтального и вертикального оперения соответственно

равны:

SГО S ГО S 0,25 240,8 60,2м2 ,

SВО S ВО S 0,18 240,8 43,34м2 .

Найдем размах горизонтального и высоту вертикального оперения:

Корневая b0 и концевая bк хорды, ГО и ВО определим следующим образом:

Размещено на http://www.allbest.ru/

Средняя аэродинамическая хорда ГО вычислим по формуле

Координата САХ ГО по размаху ГО определим из соотношения

Координата носка САХ ГО по оси симметрии самолета

Определим параметры шасси. Для трех опорного шасси это (см.

рис.1.8.): база шасси b ; колея шасси B ; вынос главных колес e ; вынос переднего колеса a ; высота шасси h ; высота центра масс самолета H .

Производными от этих параметров будут: угол выноса колес главных опор ; угол опрокидывания .

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис.1.7. Схема трехопорного шасси.

Угол касания хвостовой пятой должен обеспечивать использование задних посадочных углов. Учитывая это требование принимаю угол опрокидывания 13 .

Угол выноса главных колес должен обеспечивать не переваливания самолета на хвост при посадке. Условием этого требования служит превышение угла на 1...2 угла . Следовательно, принимаю 15 .

Величина выноса находится в следующих пределах:

e 0.15...0.20 bA ; (1.5)

Отсюда:

e 0.15 6.07 0.91м.

База шасси b должна обеспечивать хорошие эксплуатационные качества самолета при маневрировании по аэродрому. Согласно статистике принимаю

b (0.3...0.4) Lф 0.35 44.1 15.43 м.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Тогда (рис.1.8) вынос переднего колеса составит

a b e 15.43 0,91 14,52м.

Из рис.1.8 находим высоту центра масс самолета Н

H e ctg 0,77 ctg 15 2,87 м.

Колея шасси находится в пределах

2 H B 15м.

Для обеспечения оптимальной маневренности самолета при рулежке назначаю B 8м.

Плечо LГО LВО для нормальной схемы самолета (расстояние от центра масс самолета до центра давления горизонтального оперения), согласно [1],

находим из соотношения:

LГО 3,28 bA 3,28 6,07 19,9м.

Значение величины xT , согласно [1], принимаю

xT 0.26 bA 0.26 6,07 1,57 м.

Построение общего вида самолета выполняем в следующем порядке

(см. рис.1.8):

1.строим фюзеляж самолета;

2.строим горизонтальное и вертикальное оперение;

3.строим САХ горизонтального оперения;