- •Введение
- •Основные требования
- •1. Основные статистические и исходные данные
- •2.Расчёт основных параметров самолета в два приближения
- •2.1. Расчёт взлётной массы самолёта в первом приближении
- •2.1.1. Расчёт и выбор стартовой удельной нагрузки на крыло
- •2.1.2. Расчёт и выбор стартовой тяговооружённости
- •Данные о двигателе
- •2.2. Расчёт взлётной массы самолёта во втором приближении
- •Слагаемые массы m0
- •2.2.3. Расчёт площади крыла и стартовой тяги двигателей
- •2.3. Определение масс составных частей самолёта
- •Массы основных элементов самолёта.
- •3. Компоновка самолёта.
- •3.1. Аэродинамическая компоновка.
- •3.1.1 Определение геометрических характеристик самолета
- •Геометрические размеры
- •3.2. Объёмно-весовая компоновка и центровки самолёта
- •3.2.1. Цели компоновки
- •3.2.2. Определение места сах на фюзеляже
- •3.2.3. Расчёт центровки самолёта
- •Центровочная ведомость самолёта
- •3.3. Конструктивно-силовая компоновка
- •3.3.1 Описание компоновки.
- •3.4 Определение и оценка основных характеристик
- •3.4.1. Расчетные нагрузки.
- •3.4.2. Нагружение крыла при полете в неспокойном воздухе.
- •3.4.3 Нагружение хвостового оперения.
- •3.4.3.1 Уравновешивающая нагрузка
- •3.4.3.2 Уравновешивающая нагрузка для во
- •Заключение.
2.Расчёт основных параметров самолета в два приближения
2.1. Расчёт взлётной массы самолёта в первом приближении
Взлётная масса самолёта рассчитывается из уравнения существования, решённого относительно m0.
где
Тогда
2.1.1. Расчёт и выбор стартовой удельной нагрузки на крыло
Предварительно определяют относительные массы самолёта:
- на посадке;
- в крейсерском полёте и при маневрировании.
Стартовую удельную нагрузку на крыло рекомендуется выбирать меньшую из следующих расчётных величин:
Относительная посадочная масса вычисляется по формуле:
,
где .
Тогда .
Относительная масса в крейсерском полете и при маневрировании вычисляется для определения:
- стартовой нагрузки на крыло и тяговооруженности:
- расчётных нагрузок на составные части самолёта:
,
где относительная масса топлива, расходуемая в наборе высоты и разгоне до заданного режима.
Из условия посадки самолёта:
,
где
тогда
Из условия крейсерской скорости:
;
;
Тогда
Из условия маневрирования:
;
тогда
,
окончательно выбирается:
.
2.1.2. Расчёт и выбор стартовой тяговооружённости
,где
- коэффициент приведения к стартовой .
-коэффициент влияния числа М на силу тяги ТРД.
коэффициент изменения силы тяги по высоте.
степень дросселирования.
степень двухконтурности двигателя.
Стартовая тяговооружённость выбирается большая из следующих расчётных условий:
Из условия обеспечения заданной длины ВПП:
Для авианосца:
- скорость корабля;
- две длины взлетной палубы;
Vотр.=Vпос-Vк.к.=210-30=180 (км/ч) = 180/3,6=50 (м/с);
2) Из условия набора высоты с отказом одного двигателя:
где V=Vотр= 57,97 (м/с);
3) Из условия обеспечения :
Mкрт=EXP(-1.2(c*cosχ)^0.67)=0.757
V=Mкрт*α=0.757*336=254.44 (м/с); т.к. V>Vmax=> V=250 (м/с);
Cosθ=1/(1+(Vy/V)^2)^0.5=1/(1+(60/250)^2)^0.5=0.972
(м/с);
Из условия обеспечения крейсерского полета Lmax:
Из условия обеспечения Vmax:
(кг/ );
Из условия обеспечения маневра:
где
;
;
окончательно выбирается:
.
= *ζ=0,705*0,952=0,671
Определение площади крыла и стартовой тяги одного из n=2 двигателей:
По величине стартовой тяги и условию, на котором требуется наибольшая тяга, подбирают несколько серийных двигателей или формируют заказ на новый (табл. 1.4).
Данные о двигателе
Таблица 1.4.
Марка |
Тяга, Н |
Ср0, кг/ДаНч |
Сркр, кг/ДаНч |
γ |
m* |
Р-195 |
45000 |
0,89 |
0,917 |
0,191 |
0 |
РД-33МК |
54000 |
0,77 |
0,797 |
0,195 |
0,46 |
Р-95Ш |
41000 |
0,86 |
0,892 |
0,2 |
0 |