4. Определение основных летно-технических характеристик самолета

Задачей данного раздела дипломного проекта является выявление соответствия основных ЛТХ проектируемого самолета требованиям, поставленным в задании на дипломный проект.

4.1. Исходные данные

Исходными данными для определения ЛТХ самолета являются:

• аэродинамические характеристики (поляры самолета), отражающие в достаточной степени его внешнюю конфигурацию;

• весовые характеристики самолета (взлетный вес второго приближения, вес топлива, вес сбрасываемых в полете грузов);

• высотно-скоростные и дроссельные характеристики двигателя;

• таблица международной стандартной атмосферы.

Также для расчета ЛТХ необходимы следующие исходные данные проектируемого самолета:

Мтах	0,9…0,95
Vi	800 км/ч
т0	3300 кг
	0,03 (курсант)
	0,29
	0,68
	0,606
Се0Н	0,71 кг/(даН∙ч)
РS	240 дан/м2
bа	1,766 м

4.1.1. Аэродинамические характеристики

Для расчета ЛТХ требуются зависимости: ,,.

В линейном диапазоне изменения углов атаки аэродинамические характеристики представляются в виде:

,

где С_Хm– минимальный коэффициент лобового сопротивления;А– отвал поляры;С_Уm– коэффициент подъемной силы приС_Х=С_Хm;– производная коэффициента подъемной силы по углу атаки;α_о– угол атаки приС_У=0.

Итак, для определения ЛТХ проектируемого самолета необходимо знать его аэродинамические характеристики (или самолетов прототипов). Предложенные в [1] и [5] аэродинамические характеристики не подходят для проектируемого самолета (не соответствуют). Поэтому осуществим расчет аэродинамических характеристик проектируемого самолета. Следует отметить, что данный расчет является приближенным, так как предварительно геометрия самолета взята из раздела 2 и не является окончательной, т.е. возможны в ходе дальнейшей проработки самолета ее изменение (в ходе объемно-весовой компоновки, конструктивно-силовой компоновки и т.п.). Но эскиз общего вида самолета (т.е. выбранная аэродинамическая схема самолета) останется прежним.

Расчет аэродинамических характеристик проводим для высоты Н = 11 км. Данные стандартной атмосферы, необходимые в расчете, для высоты Н = 11 км:

Давление р(Па)	22700 Па
Кинематическая вязкость ν	0,000039
Скорость звука а	295

Расчет аэродинамических характеристик ведется по следующему пособию [4]: Артамонова Л.Г., Кузнецов А.В., Песецкая Н.Н. «Поверочный расчет аэродинамических характеристик самолета»; Учебное пособие: МАИ 2007.

4.1.1.1. Схематизация аэродинамической компоновки самолета.

Для проведения расчета нужно схематизировать аэродинамическую компоновку самолета. В этом случае фюзеляж заменяется телом вращения, максимальная площадь поперечного сечения которого равна площади миделя исходного фюзеляжа:

;.

Взятая площадь миделя исходного фюзеляжа и эквивалентная ей площадь окружности показаны на рис. 4.1. (здесь взяли вместе с воздухозаборниками).

Рис. 4.1. Представление площади миделя фюзеляжаSмф площадью тела вращения диаметром dф

Имеем

S_мф= 1,52 м²

м = 1390 мм.

При этом консольные части крыла, горизонтального (ГО) и вертикального (ВО) оперений не изменяются.

Следует отметить, что если у исходного самолета крыло расположено в схеме «высокоплан» или «низкоплан» (как в нашем случае), то для эквивалентной компоновки всегда выбирается схема «среднеплан». Отличие исходного самолета от схемы «среднеплан» учитывается в самом расчете.

Схематизация аэродинамической компоновки самолета с указанными основными размерами представлена на рисунке 4.2. На рисунке 4.3 отдельно представлены геометрические параметры крыла, горизонтального оперения (ГО) и вертикального оперения (ВО) и их консолей.