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

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

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.