Определение взлетной массы самолета

Взлетная масса самолета в нулевом приближении определяется по формуле:

[кг].

Используя статистические данные, вычисляем:

масса экипажа m_эк = 80·n_эк = 80·3 = 240 [кг];

относительная масса топлива ,

где L – дальность полета, L = 3500[м],

V – скорость полета, V = 806[км/ч],

a = 0,06, b = 0,05, тогда ;

относительная масса конструкции ;

относительная масса силовой установки ;

относительная масса оборудования .

Определим массу конструкции самолета:

[кг].

масса крыла [кг],

масса фюзеляжа [кг],

масса оперения [кг],

масса шасси [кг],

масса топлива [кг].

масса сил. уст. m_су= [кг].

масса оборудования [кг].

Все значения масс заносим в табл.1.4.

Таблица 1.4. Значение масс агрегатов самолета

Из статистических данных определяем тяговооруженность самолета данного класса: Она составляет t₀=0,3. Тогда потребная тяга будет равняться:

Р₀=t₀m₀g=0,3·36300·9,81=10683[даН]

Так как преимуществом данного самолета является безопасный взлет и продолжительность полета в случае отказа одного из двигателей, было решено установить два двигателя. Наиболее подходящий двигатель ТРДД Д-436 с потребной стартовой тягой Р₀ =6400 [даН] каждый (рис. 1.7).

Этот двигатель имеет следующие параметры:

- потребная стартовая тяга Р₀ = 6400 даН;

- удельный расход топлива на взлете С_рвзп=0,35кг/даН*ч;

- удельный вес g_дв =0,17 кг/даН;

- длина двигателя L_дв=1200мм;

- масса двигателя m_дв = 1450кг;

- степень двухконтурности m = 4,98;

-назначенный ресурс 24000 часов;

-Диаметр вентилятора D=1373мм.

Определим тяговооруженность самолета с этим двигателем:

;

Рисунок1.7 - двигатель Д436Т1

Рисунок 1.8 - Конструктивная схема Д-436/Т1

Определение геометрических характеристик самолета

Определение геометрических параметров крыла

Удельная нагрузка на крыло при взлете Р₀ = 450[даН/м²].

Определяем площадь крыла из соотношения:

[м²].

Размах крыла:

[м],

где λ=8,7 – удлинение крыла.

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

η=3 – сужение крыла,

[м];

[м].

Средняя аэродинамическая хорда вычисляется:

[м].

Определяем координату САХ по размаху крыла:

[м].

Координата носка САХ по оси ОХ определяется:

,

где c_пк = 20 - угол по передней кромке крыла,

[м].

Определение геометрических параметров фюзеляжа

Длина фюзеляжа:

[м].

Длина носовой части фюзеляжа:

[м].

Длина хвостовой части фюзеляжа:

[м].

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:

[м].

Плечо ГО находим из соотношения: м

Величина x_т имеет следующее значение:

м

Определение параметров шасси

Вынос главных колес определяем из соотношения:

где м - база шасси;

м.

Вынос переднего колеса найдем из формулы:

м.

Угол касания хвостовой пяткой:

j = a_пос.max-a_з-y,

где a_пос.max = 15°максимальный посадочный угол атаки,

a_з = 0¸4° - угол заклинения крыла, a_з = 3°,

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

j = 15°-3°-2° = 10°.

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

Заключение

В результате данной расчетно-графической работы был приближенно разработан и спроектирован пассажирский самолет с количеством пассажиров n=70 человек и дальностью полёта L=3500 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.

Познавательные статьи:



Организация работы процедурного кабинета

Статус республик в составе РФ

Понятие финансов, их функции и особенности

Сущность демографической политии