- •Предварительные изыскания. Выбор схемы самолета и типа двигателя
- •Постановка задачи
- •Основные требования
- •1. Статистические данные необходимые для проектирования
- •1. 3 Выбор схемы проектируемого самолёта
- •Определение взлётной массы и выбор основных параметров самолёта
- •2.1 Расчёт основных параметров в первом приближении
- •2.2 Расчёт основных параметров во втором приближении
- •2.3. Определение абсолютных масс частей самолёта
- •Массы основных элементов самолёта
- •2.4 Сравнение проектируемого самолёта с прототипом
- •Компоновка самолёта
- •3.1. Аэродинамическая компоновка
- •1.2.5 Определение геометрических характеристик
- •1.2.6 Объёмно весовая компановка и центровка самолёта
- •1.2.7 Конструктивно силовая компоновка
- •1.2.8 Описание компоновочного чертежа
- •3.4. Определение нагрузок, действующих на составные части самолёта.
- •3.4.1. Нагружение крыла
- •3.4.1.1. При маневре
- •Нагружение крыла при маневре
- •3.4.1.2. При полёте в неспокойном воздухе
- •3.4.1.3. При посадке и взлёте
- •3.4.2.5. Маневренная нагрузка для во
- •3.4.3. Нагружение шасси
- •Нагружение шасси
- •3.4.4. Нагружение управления
- •Нагружение управления
- •Заключение
2.2 Расчёт основных параметров во втором приближении
Расчёт взлётной массы самолёта
Во втором приближении взлётная масса самолёта рассчитывается через определение относительных масс его составных частей, как и в первом, но с учётом особенностей конструкции и параметров :
- конструкции планера, - силовой установки, - оборудования и управления, - топлива во внутренних баках.
1) Относительная масса конструкции
Вычисляется как сумма относительных масс крыла, фюзеляжа, оперения и шасси:
а) Относительная масса крыла
вычисляется по эмпирической формуле:
Расчетная перегрузка:
Коэффициент разгрузки крыла: ; где масса топлива в крыле расстояние ; ; масса целевой нагрузки в крыле
;
Ксс=1, так как крыло кессонной схемы;
;
;
С=0,015; C0=0.16; Кt=1; ;
б) Относительная масса фюзеляжа определяется по формуле:
; где n=0.72; Кгр=0.003; ;
КШ=0,014 – так как стойки крепятся к фюзеляжу и убираются в него;
;
в) Относительная масса оперения
Вычисляется в зависимости от относительной массы крыла и от относительной площади оперения по формуле:
Кn=1; Кm=1; Ky=1; Кс=1; КМ=1;
;
г) Относительная масса шасси определяется по формуле:
Кмт = 1 – обычный материал;
Hос = 1,80 м – высота основной стойки шасси;
КЛА = 1,8;
Кост = 1,2 – прямые основные стойки;
Кбс = 1,4 – нормальная балансировочная схема;
Кп = 1,4 – основных стоек шасси 10;
Квпп = 0,02 – эксплуатация с бетонированных ВПП;
Pш = 0,60 MПа – давление в пневматиках колёс основных стоек шасси (по прототипу);
2) Относительная масса силовой установки
Вычисляется по формуле:
3) Относительная масса оборудования и управления
Относительная масса оборудования и управления рассчитывается по статистической формуле:
;
где Kсн = 0 – отсутствие специальной нагрузки.
4) Относительная масса топлива
; ;
;
Набор высоты:
Крейсерский полет:
5) Вычисление массы самолёта
Данные по массам сведены в таблицу 1.4.
Таблица 1.4 Слагаемые массы m0
Слагаемое |
Значение |
|
0.09 |
|
0.087 |
|
0.04 |
|
0.023 |
|
0.24 |
Слагаемое |
Значение |
|
1-е приближение |
2-е приближение
|
|
|
0,27 |
0,24 |
|
0,1 |
0,083 |
|
0,11 |
0,04 |
|
0,28 |
0,4 |
|
0,76 |
0,763 |
m0 (кг) |
335833 |
340084,388 |
m0 (кг) |
4251.388 |
Вычисление массы самолёта производится по формуле:
,
разница масс в приближениях:
кг.
Расчёт площади крыла и стартовой тяги
Расчёт площади крыла и стартовой тяги выполняется по формулам:
Тяга одного двигателя (Ri) выбирается из условия
где n - количество двигателей.
Предполагается установить 4 двигателя ТРДД, одинаковых по тяге:
.
Окончательно выбираем двигатель марки Д-18Т
Тяговооруженность самолета: