Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении

 

Взлётная масса самолёта нулевого приближения определяется по формуле, полученной из уравнения относительности масс с использованием статистических данных:

,

где – взлетная масса самолета;

-масса коммерческой нагрузки;

-масса экипажа;

-относительная масса конструкции;

- относительная масса силовой установки;

- относительная масса оборудования и управления;

-относительная масса топлива.

=120· n_пас=120·80=9600 кг;

=80 n_эк=80·5=400 кг.

Значение определяется из формулы [2]:

; =0,328

, , определяем из таблицы статистических данных[2]

=0,27; =0,1; =0,05.

Тогда = 41322 кг.

 

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

 

Исходя из полученной взлетной массы, определяем остальные массы

m_к = · = 0,27·40620=10967 кг.

m_с.у. = · = 0,11·40620=4400кг;

m_т = · =0,367·40620=14944 кг;

m_{об. упр.} = · =0,05·40620=2031 кг;

После определения массы конструкции самолета можем определить ее составляющие исходя из таблицы [2]:

=0,41; =0,355; =0,184; 0,068;

Тогда:

m_кр. = m_к· =10967·0,41 =4507 кг;

m_ф = m_к· =10967·0,355=3893 кг;

m_оп.= m_к· =10967·0,068=746кг;

m_ш. = m_к· =10967·0,184=2018 кг;

Значения величин масс заносим в таблицу 1.5.

 

Таблица 1.5 – Значение составляющих частей масс самолет

 

m0, кг	mэк., кг	mк, кг	mкр, кг	mф, кг	mоп, кг	mш, кг	mт, кг	mс.у.,кг	mдв, кг	mоб, кг

 

Выбор двигателя и его характеристик

 

Исходя из собранных статистических данных, энерговооруженность назначаем 0,4:

;

P₀ = (0,4·40620·9,8)/10 =15000кгс

Определим стартовую тягу одного двигателя:

P₀₁ = P₀ /n=15000/2=7500 кгс

По этой величине выбираем двигатель.

Наиболее подходящий двигатель (ТРДД) Д-436-148.

 

 

Рис. 1.6

 

Основные характеристики двигателя

Взлетный режим (H=0, M^n=0, MCA+15^oC)
Тяга, кгс(H)	75000(73575)
Удельный расход топлива, кг/кгс*ч (кг/Н*ч)	0,370(0,0377)
Максимальный крейсерский режим (H=11000 м, M^n=0.75, MCA)
Тяга, кгс(Н)	15000(14715)
Удельный расход топлива, кг/кгс*ч (кг/Н*ч)	0,608(0,062)
Габаритные размеры	3830 x 1784 x 1930
Сухая масса двигателя, кг

 

Уточним массу топлива по данным двигателя Д-436-148.

Поскольку реальная потребная масса топлива оказалась меньше расчетной почти на две тонны, то в дальнейшем необходимо пересчитать взлетную массу первого приближения.

= 40620 кг

 

Данную взлетную массу m₀ =40620кг используем для определения геометрических параметров частей самолета.

 

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

 

Параметрыкрыла:

1. Площадь крыла определяем из соотношения:

,

предварительно назначаем p₀=365 ;

тогда

где g=9.8 м/с;

p0 – удельная нагрузка на крыло при взлете.

2. Размах крыла

=31 м.

3. Корневую b₀ и концевую b_к хорды определяем исходя из значений: S=109,244 , ç=2,89 =31 м:

b₀ = = 5,26 м;

b_к = 1,787 м.

4. Среднюю аэродинамическую хорду крыла (САХ) вычисляем по формуле:

b_А = 3,817 м;

координаты САХ по размаху крыла определяем соотношением:

6,5 м;

координаты носка САХ по оси ОХ:

=3,575 м.

где ÷_п.к. - угол стреловидности по передней кромке крыла.

Расстояние от центра масс до центра давления:

X_T=0.32·b_a=0,32·3,817=1,22 м

5. Площадь вертикального оперения (ВО):

S_в.о.= _в.о S_кр.=0,23·109,244=25,1 м²

6. Длина ВО:

2,7 м

7. Корневая и концевая хорды:

b_{0 в.о}= = 2,53м;

b_{к в.о} = м.

8. Средняя аэродинамическая хорда ВО:

b_Ав.о = 2,4 м;

9. Площадь горизонтального оперения (ГО):

S_г.о.= _го S_кр.=0.23·109,244=25,1 (м²);

10. Длина ГО:

=10,035(м)

11. Корневая и концевая хорды:

b_{0 г.о} = = (м);

12. Средняя аэродинамическая хорда ГО:

Параметры фюзеляжа:

13. Определяем размеры фюзеляжа:

=8·3,42=27,36 м;

1,28 ·3,42=4,4 м;

2,3·3,42=7,9м.

Параметры шасси:

14. Определение параметров шасси.

Базу шасси выбираем из условия хороших эксплуатационных качеств самолета.

b=(0.3…0.4)L_ф

b=0.35·27,36=9,6 (м).

Принимаем φ=10⁰, тогда:

γ= φ+3⁰=13⁰

Вынос передней опоры и основных стоек определяем таким образом, чтобы при стоянке самолета нагрузка на нее составляла 6-12% от массы самолета. Тогда,

е=0.12 ⋅b=0.12·9,6=1.152 (м).

Высота шасси определяется из условия обеспечения минимального зазора 200-250 мм между поверхностью ВПП и конструкцией самолета при посадке с креном 4 . В данном случае это условие выполняется, так как у самолета с верхним расположением крыла (при посадке с креном 4 ) зазор между поверхностью ВПП и конструкцией самолета составляет величину больше 250мм.

Колея B должна предотвращать возможность опрокидывания самолета при посадке с креном и движении по аэродрому.

B=4м (при H=1,1 м).

Чертеж общего вида самолета представлен в приложении 1.