САМОЛЁТА. Выбор и обоснование схемы самолета

 

Схема самолета - внешние формы и взаиморасположение частей, определяющее жесткостные и массовые характеристики, тактические, эксплуатационные и технологические характеристики. Исходя из анализа статистических данных и тактико-технических требований для проектируемого самолета выбираем схему: свободнонесущий моноплан с высоко расположенным крылом трапециевидной формы в плане.

В качестве аэродинамической схемы самолета была выбрана «нормальная» схема, т.е. балансировочная схема с хвостовым горизонтальным оперением, т.к. данная схема обеспечивает наилучшую управляемость и устойчивость для данных скоростей полета (М<1).

Применение схемы высокоплана позволяет снизить сопротивление интерференции по сравнению с низкорасположенным крылом.

Схема высокоплана позволяет уменьшить высоту опор шасси при креплении их к фюзеляжу, а следовательно - и их массу. При этом уменьшается расстояние между порогом пола и поверхностью аэродрома.

Кроме того, в двигатели, расположенные на крыле не попадает грязь и камни с ВПП при влёте и посадке, что продлевает их срок службы.

Проектируемый самолет представляет собой высокоплан, т.к. данная схема обеспечивает удобство погрузки без применения дополнительной техники и максимальное использование внутреннего объема грузовых отсеков.

Применение трапециевидного крыла обеспечивает высокую подъемную силу, а, следовательно, и аэродинамическое качество невысокое профильное сопротивление, простоту в производстве и меньшую массу конструкции по сравнению со стреловидным. Оперение Т - образное.

Шасси двухопорное с передней стойкой. Передняя опора убирается в фюзеляж, основные - в специальные обтекатели в мотогандолах.

Двигатели - турбореактивные с 2й степенью двухконтурности, расположены на крыле. Размещение двигателей на крыле в мотогондолах позволяет разгрузить крыло, т.е. уменьшить массу крыла. Вместе с тем, такое расположение двигателей при отказе одного из них требует большего вертикального оперения для компенсации возникающего разворачивающего момента.

Таблица 2.1

 

Относительная толщина профиля	с
Удлинение крыла	λ	7.76
Сужение крыла	ђ	3.018
Стреловидность	Хпк
Диаметр фюзеляжа	dф	6.4
Удлинение фюзеляжа	λ	7.26
Полезная нагрузка	мком
Коэффициент полезной отдачи	Котд	0.29
Число двигателей	Nдв

 

Таблица2.2

Lh=V	мком	Lp	Hпот,м	Vkp	Hkp,м	nэк

 

г.о.	в.о.	l г.о	l в.о .	c г.о.	c в.о.	в.о.	г.о.	h г.о	h в.о
0,22	0,2	4,3	1,21	24,1	32,1^0	0,14	0,14	2,2	1,6

 

Определение взлетной массы самолета.

 

Взлетная масса самолета нулевого приближения определяется по формуле, полученной из уравнения относительных масс с использованием статистических данных

 

= (3.1)

 

где m₀ – взлетная масса самолета нулевого приближения;

m_гр – масса коммерческой нагрузки, для пассажирских самолетов m_гр. - масса груза;

m_эк – масса экипажа;

- относительная масса конструкции;

- относительная масса силовой установки;

- относительная масса оборудования и управления;

- относительная масса топлива.

m_гр. = 100 000 кг

Масса экипажа m_эк определяется по формуле:

m_эк = 90 · n_эк (3.2)

 

где n_эк – число членов экипажа, включая и бортпроводников (устанавливается на основании отработки статистических данных).

n = 5

m_эк = 90 · 5 = 450 кг.

 

Значение определяется по формуле

 

= a + bL / V (3.3)

 

где L – дальность полета, км;

V – скорость полета км/ч.

Коэффициенты а и b имеют значения: а = 0,04…0,05 – для легких неманевренных самолетов (m₀ < 6000 кг) и а = 0,06…0,07 для всех других самолетов; принимаем а = 0,06;

b = 0.05…0,06 – для дозвуковых самолетов; b = 0,14…0,15 для сверхзвуковых самолетов. Меньшее значение коэффициентов соответствует самолетов большего тоннажа; примем b = 0,05

V = 750 км/ч(см.таблица 2.1)

L = 4000 км(см.таблица 2.1)

Подставляя выше приведенные значения в формулу для , получим:

= 0,06 + 0,05х5000/750 = 0,30

 

Относительная масса , , - приведены в табл.3

Примем = 0,26; = 0,08; = 0,06; = 0,30

Подставим полученные значения величин и определим взлетную массу нулевого приближения на основании формулы (1.1)

 

= = = 168170 (кг)