6.1.6 Выбор параметров шасси.

Угол заклинения крыла выбирается из условия полета на основном режиме с минимальным лобовым сопротивлением;

Посадочный угол атаки .

Угол опрокидывания самолета ; Угол выноса главных опор не позволяет самолету при посадке переваливаться на хвост.

База шасси обеспечивает хорошие эксплуатационные качества самолета при маневрировании по аэродрому м;

Вынос главных опор назад l определяется из условия легкого отрыва передней опоры шасси на разбеге:

Вынос передней опоры шасси a выбирается из условия стояночной нагрузки на опору, которая составляет 6...12% от взлетной массы самолета: м;

Колея шасси В обеспечивает устойчивость движения самолета по аэродрому, В=10м.

6.2 Общий вид самолета в первом приближении

По найденным размерам разрабатывается предварительный чертеж общего вида самолета в трех проекциях с указанием его основных размеров. Формат чертежа - (А2 А1). Окончательные размеры и чертеж общего вида самолета будут уточняться при разработке его компоновки и расчете центровки.

7. Весовой расчет самолета

При выполнении весового расчета определяются массы основных агрегатов и частей самолета, составляется перечень оборудования по группам с указанием их массы, уточняется состав и масса целевой и служебной нагрузки. В результате расчета происходит дальнейшее уточнение взлетной массы самолета. Весовая сводка самолета, которая составляется по результатам весового расчета, определяет взлетную массу самолета второго приближения.

Масса частей планера определяется по приближенным формулам. Чтобы избежать грубых ошибок при весовых расчетах, следует ориентироваться на статистические данные.

Определение массы крыла m_кр.

Для дозвуковых неманевренных самолетов с m_о > 10 т относительная масса конструкции крыла:

, где

k₁ = 1 - коэффициент, зависящий от ресурса крыла – 25-30 тыс. часов;

- расчетная перегрузка, принимается не менее 4.

Принимаю 3;

- коэффициент разгрузки крыла, зависящий от массы топлива и двигателей;

- соотношение толщин крыла у корня и на конце;

k₂ = 1,6 – крыло с наплывами, предкрылками, интерцепторами, трехщелевыми закрылками;

k₃ = 1,05 – баки-кессоны с внутренней герметизацией.

Поскольку формула не учитывает применение высокопрочных композиционных материалов в конструкции крыла, необходимо полученный результат умножить на поправочный коэффициент.

В результате принимаем = 0,15

Определение массы фюзеляжа.

Для дозвуковых магистральных пассажирских самолетов относительная масса фюзеляжа

-коэффициент, учитывающий положение двигателей,

-диаметр фюзеляжа больше или равен 5м.

коэффициент, учитывающий положение стоек главного шасси;

коэффициент, учитывающий место уборки колес главного шасси;

коэффициент, учитывающий вид транспортировки багажа.

В результате принимаем = 0,071

Определение массы оперения.

Для дозвуковых самолетов классической схемы относительная масса оперения определяется по формуле:

, где

при ограниченном использовании композиционных материалов;

0,84.

Для дозвуковых самолетов классической схемы относительная масса горизонтального

оперения определяется по формуле:

, где

Определение массы шасси.

Относительную массу шасси определим по формуле Арефьева [2]

,

где – высота основной опоры шасси от поверхности аэродрома, м;

– взлетная масса первого приближения, т.

Высота , тогда относительная масса шасси

Относительная масса топливной системы

Относительная масса топлива может быть определена приближенно в зависимости от расчетной дальности полета и выбранной скорости крейсерского полета , высоты крейсерского полета

.

где _{т кр} – учитывает топливо для крейсерского полета;

_{т нрп}- топливо для взлета, набора высоты, разгона, снижения и посадки;

т нз - навигационный запас топлива;

т пр - прочее ( маневрирование по аэродрому, запуск и опробование

двигателей, невырабатываемый остаток топлива ).

Запас топлива для крейсерского полета без учета влияния выгорания топлива на дальность полета

где Lкр = Lp –Lн сн – расчетная дальность крейсерского участка полета;

Lp – расчетная дальность полета (км);

Lн сн ≈ 40Нкр (км) – горизонтальная дальность полета на участках

набора высоты и снижения (км);

Нкр - средняя высота крейсерского полета (км);

Vкр – крейсерская скорость полета (км/ч);

W – расчетная скорость встречного ветра (км/ч): Нкр(км) 3-6 ; 7-9; 10-12;

W ( км/ч) 30; 50; 70;

К_крейс = (0,8 – 0,85)К_max;

удельный расход топлива на крейсерском режиме Ср кр – (см. разд. 3.1).

С учетом влияния выгорания топлива на дальность полета (при _т0 0,2)

.

У дозвуковых самолетов ТРДД с обычным взлетом и посадкой относительную массу топлива на взлет, набор высоты крейсерского полета и разгон до крейсерской скорости можно определить с достаточной точностью при проектировании

, тогда

Относительный навигационный запас топлива на самолете

,

Удельный расход топлива на крейсерском режиме определяется по формуле

Cp кр = Cp 0 + ,

где

C_{p 0} = 0,052 (1 +0,05m – );

значения и можно принять по сведениям, изложенным в [ 16], с.168 – 171.

В результате получим

.

Относительная масса топлива принимаем, - предназначена для прочих расходов (маневрирование по аэродрому, опробование двигателей, несливаемый остаток топлива).

Тогда относительная масса топлива равна

.

Расчет массы силовой установки и двигателей

Относительная масса силовой установки и удельная масса двигателя, определенные в подразделе 2.11 позволяют определить потребную тягу и массу одного двигателя

Относительная масса всех двигателей

,

где – для дозвуковых самолетов [2].

.

Расчет массы оборудования и управления

В связи с уточнением взлетной массы уточним массу оборудования и управления

.

Проверка.

кг.

Масса второго приближения отличается от массы первого на 1%.

В связи с тем, что погрешность не превышает 3% принимаем массу второго приближения за расчетную.