Расчет взлетной массы самолета в нулевом приближении 


Мы поможем в написании ваших работ!



ЗНАЕТЕ ЛИ ВЫ?

Расчет взлетной массы самолета в нулевом приближении



Взлетная масса самолета в нулевом приближении определяется по формуле:

[кг].

Используя статистические данные, вычисляем:

масса экипажа mэк=80· nэк=80·3=240 [кг];

масса коммерческой нагрузки mгр=120· nпас=120·52=6240 [кг];

относительная масса топлива , где L-дальность полета, L=3000[м],

где V-скорость полета, V=950[км/ч], a=0.05, b=0.06, тогда ;

относительная масса конструкции ;

относительная масса силовой установки ;

относительная масса оборудования .

Определяем массу конструкции самолета: ; [кг].

Масса крыла [кг].

Масса фюзеляжа [кг].

Масса оперения [кг].

Масса шасси [кг].

Масса топлива [кг].

Все значения масс заносим в таблицу 4.

Таблица 4 - Значение масс агрегатов самолета

m0, кг mгр, кг mэк, кг mк, кг mкр, кг mф, кг mоп, кг mш, кг mт, кг mсу, кг mдв, кг
      6333.768              

Подбор двигателя

Из статистических данных определяем тяговооруженность самолета данного класса:

t0 =0.34[даН/даН].

Тогда потребная тяга будет равно:

Р0=t0m0g=0.34 ·9.81=7544.87 [даН].

Подбор двигателя осуществлялся с учетом расчетов по динамике полета. При этом ставилась задача удовлетворить заданной длине разбега и обеспечить требуемую дальность полета. Исходя из аэродинамических расчетов, для обеспечения необходимой длины разбега нужна тяга не менее 100 кН. С учетом статистических данных было принято решение установить на самолете два двигателя и вспомогательную силовую установку. Из этих условий был подобран двигатель ТРДД Д-36 серии 4А.

Этот двигатель имеет следующие параметры:

Ø потребная стартовая тяга Р0=63,7[кН];

Ø удельный расход топлива на взлете Ср взл=0,026[кг/Н·ч];

Ø общая степень повышения давления на взлете p=14;

Ø степень двухконтурности m=4,2

Ø температура газа перед турбиной tг=1172К

Суммарный расход воздуха через двигатель 124кг/с

диаметр двигателя Dдв=756 [мм];

длина двигателя Lдв = 2318[мм]

масса сухого двигателя mдв (с реверсом) =1850[кг].

Подобрав двигатель пересчитаем тяговооруженность

[даН].

В связи с повышением тяговооруженности (исходя из статистических данных) открывается возможность использования самолета в горных районах, где ограничена длина взлетно посадочной полосы.

 

Определение геометрических характеристик самолета

Определение геометрических параметров крыла

Удельная нагрузка на крыло при взлете Р0=323[даН/м2].

Определяем площадь крыла из соотношения

2]

Размах крыла 2]

.

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

η=4,05– сужение крыла,

[м]

Средняя аэродинамическая хорда вычисляется:

[м]

 

Определяем координату САХ по размаху крыла:

[м]

 

Координата носка САХ по оси ОХ определяется:

, где cпк - угол по передней кромке крыла,

[м].

Определение геометрических параметров фюзеляжа

Длина фюзеляжа [м].

Рис.8. Компоновка пассажирского салона

Длина носовой части фюзеляжа [м].

Длина хвостовой части фюзеляжа [м].

Определение геометрических параметров ГО и ВО

Площадь ГО 2].

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

размах [м];

 

корневая хорда ГО

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 2].

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 [м].

 

Чертеж общего вида самолета

Чертеж общего вида самолета строим на основании данных прототипа летательного аппарта на формате А3. Данный расчёт был проведен с целью освоения методики расчёта летательного аппарата.

 

Заключение

В данном рассчете был построен общий вид самолета, прототипом которого есть самолет АН74-ТК200.
Самолет был задуман как коммерческий конвертируемый.
Рассчитанный самолет отличается от прототипа размахом крыла, тяговооруженностью, механизацией крыла и взлетной массой. Такие отличия позволяют использовать самолет в горных районах в связи с тем, что самолет имеет большой запас тяговооруженности и трехщелевые закрылки,которые существенно увеличивают подъемную силу и сокращают длину разбега. Самолет можетбыть переоборудован* в завимости от требований заказчика: возможен как вариант для транспортировки 52-х пассажиров при оптимальном шаге посадочных мест, так и вариант, предусматривающий транспортировку груза массой до 6.2 тонн, также может использоваться совмещенная компоновка фюзеляжа, при которой можно перевозить груз и пассажиров одновременно, не понижая уровень комфорта для пассажиров.
Самолет унаследовал от прототипа возможность всепогодной эксплуатации, надежность систем и возможность взлета с необорудованных грунтовых площадок*.*.

 

Список использованной литературы:

 

1. John W. R. Taylor. Jane’s All The Worlds Airrcraft,1989-90.

2. В.Н. Клименко, А.А. Кобылянский, Л.А. Малашенко Приближенное определение основных параметров самолета; Харьков: Харьк. авиац. институт, 1989.

3. Егер С.М., Мишин В.Ф., Лисейцев Н.К. Проектирование самолетов. М., 1983.

4. Методические указания по составлению расчетно-пояснительных записок к курсовым и дипломным проектам. сост. Черепенников Б.А. Н.В. Околота Харьков, 1978.

5. В.С. Кривцов, Я.С. Карпов, М.Н. Федотов Инженерные основы функционирования и общее устройство аэрокосмической техники. Харьков: Национальный аэрокосмический университет «ХАИ».2002.

 



Поделиться:


Последнее изменение этой страницы: 2016-08-10; просмотров: 438; Нарушение авторского права страницы; Мы поможем в написании вашей работы!

infopedia.su Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав. Обратная связь - 35.175.212.5 (0.083 с.)