Определение параметров двигателя

Из статистических данных определяем тяговооруженность самолета данного класса: Она составляет t₀ = 0. 2 л.с./кг. Тогда потребная тяга будет равняться:

Р0 = t0m0 = 0. 2*2200=4400 [л.с].

Так как преимуществом данного самолета есть безопасный взлет и продолжительность полета в случае отказа одного из двигателей, было решено установить два двигателя.

P0=4400:2=2200 [л.с.]

Наиболее подходящий двигатель ТВД АИ-24ВТ с потребной стартовой тягой Р0 =2550 [л.с.] каждый (рис. 10).

Этот двигатель имеет следующие параметры:

- потребная стартовая тяга Р0 = 2550 л.с.;

- удельный вес gдв =0,235 кг/л.с.;

- масса двигателя mдв = 600кг;

Определим истинную тяговооруженность самолета:

t₀=P₀/m₀=2*2550/2200=0,232

 

Двигатель АИ-24 ВТ

 

 

 

 

 

Рис.12

 

Определение геометрических характеристик самолета

Определение геометрических параметров крыла

Удельная нагрузка на крыло при взлете р₀ = 280[даН/м²].

Определяем площадь крыла из соотношения:

[м²].

Размах крыла:

[м],

где λ=10 – удлинение крыла.

Корневая b₀ и концевая b_к хорды крыла определяются из условий значений S, l, η:

η=2,5 – сужение крыла,

[м],

[м].

Средняя аэродинамическая хорда вычисляется:

[м]

Определяем координату САХ по размаху крыла:

[м]

Координата носка САХ по оси Х:

[м],

где c_n.k = угол по передней кромке крыла:

 

4.2 Определение геометрических параметров фюзеляжа

Длина фюзеляжа:

[м].

Длина носовой части фюзеляжа:

[м].

Длина хвостовой части фюзеляжа:

[м].

Компоновка пасажирского салона

Рис. 13

Определение геометрических параметров ГО и ВО

Площадь ГО:

[м²].

Также, как и для крыла, определяются , , , , , :

размах ГО:

[м];

корневая хорда ГО:

[м];

концевая хорда ГО:

[м];

средняя аэродинамическая хорда ГО:

[м];

координата САХ по размаху ГО:

[м];

координата носка САХ по оси ОХ:

[м].

 

Определим геометрические характеристики ВО:

площадь ВО:

[м²];

размах ВО:

[м];

корневая хорда ВО:

[м];

концевая хорда ВО:

[м];

средняя аэродинамическая хорда ВО:

[м];

координата САХ по размаху ВО:

[м];

координата носка САХ по оси ОХ:

 

Определение параметров шасси

Вынос главных колес:

е = 0,2b_a = 0,2·3=0,6 [м].

Угол касания хвостовой пяткой:

j = a_пос.max-a_з-y,

где a_пос.max = 16°максимальный посадочный угол атаки,

a_з = 0¸4° - угол заклинения крыла, a_з = 2°,

y = (-2°)¸(2°) – стояночный угол, y = 0°,

j = 15°-3°-0° = 14°.

База шасси:

[м].

Вынос передней опоры:

м].

Колея шасси 2Н£В<15[м], тогда В = 4 [м].

 

Построение общего вида самолета

Построение общего вида самолета выполняется в следующем порядке:

1) Строим фюзеляж самолета

2) Строим горизонтальное и вертикальное оперение

3) Строим САХ горизонтального оперения

4) Плечо горизонтального оперения откладывается от точки, удаленной на 0,25b_Аг.о. от носка САХ горизонтального оперения

 

Плечо горизонтального оперения L_Г.О.=4*b_a=4*3=12 [м], как для самолета «нормальной» схемы с углом стреловидности равным нулю

5) Находим положение носка САХ крыла (от центра масс откладывается размер Х_т).

X_t=0,25*3=0,75 [м]

6) По координате Х_а находим положение носка корневой хорды крыла

7) Строим крыло самолета

 

Чертеж общего вида самолета строим на основании выбранных схемы и геометрических размеров самолета.

 

Заключение

В результате данной расчетно-графической работы был приближенно разработан и спроектирован пассажирский самолет с количеством пассажиров n=50 человек и дальностью полёта L=1500 км. Данные расчёты не следует принимать как окончательные, так как они проводились в нулевом приближении.

По статистическим данным самолетов аналогов были определены тактико-технические требования проектируемого самолёта.

Исходя из полученных ТТТ были определены массовые характеристики самолета и его основные геометрические параметры.

По полученным результатам строим чертеж внешнего вида самолёта на формате А1.

Список использованной литературы

 

1. Клименко В.Н., Кобылянский А.А., Малашенко Л.А. Приближенное определение основных параметров самолета: Учеб. пособие. – Харьков: ХАИ, 1986. – 40 с.

2. Інженерні основи функціонування і загальна будова аерокосмічної техніки/ В.С. Кривцов, Я.С. Карпов, М.М. Федотов. – Підручник для вищих навчальних закладів. Ч.2. – Харків: ХАІ, 2002.- 723 с.

3. Характеристики газотурбинных двигателей / Учеб. пособие. А.А. Кобелянский, А.Г. Гребеников. Харьков, 1985.