Определение взлетной массы самолета нулевого приближения. Определение геометрических параметров частей самолета

 

Имея заданные и дополнительные геометрические характеристики самолёта, мы можем определить взлётную массу самолёта.

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

(1.1.)

где — взлетная масса;

—масса коммерческой нагрузки;

—масса экипажа;

—относительная масса конструкции;

—относительная масса силовой установки;

—относительная масса топлива;

—относительная масса оборудования и системы управления;

Значение определяется по формуле

 

= a + bL / V кр. (1.2.)

 

где L – дальность полета, км;

Vкр. – крейсерская 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 в нашем случае a = 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

 

Для 1 варианта: L=3300 км, V=750 км/ч, а = 0,06 , b=0,05; поэтому ;

Для второго варианта: L=2193 км, V=844 км/ч, а = 0,06, b=0,05; поэтому

= 0,06 + 0,05 = 0,189

Относительные массы , , - приведены в табл.5 [4]

Для дозвукового пассажирского самолета выбираются следующие коэффициенты

= 0,28; = 0,1; = 0,1;

Подсчитаем массу полезной нагрузки. Каждый пассажир в среднем весит 80 кг, ему разрешается провозить платный багаж 110-120 кг, примем массу багажа для 1 пассажира – 120 кг.

По 1 варианту: =120 ;

по 2 варианту =

Масса членов экипажа определяется как средняя масса, 80 кг, умноженная на число членов экипажа;

Подставляя относительные величины массы топлива =0,28: = 0,189,

конструкции, оборудования и управления, силовой установки, подсчитаем величину взлётной массы нулевого приближения для 2 вариантов.

По имеющимся данным определим:

:

 

 

Относительная масса крыла, фюзеляжа, оперения, шасси определим из статических данных, табл. 1.5. [4 ].

=0,396; =0,351; =0,069; =0,184;

при этом, для проверки нужно выяснить, выполняется ли равенство:

+ + + = 1,0.

Результаты вычисления масс занесём в таблицу 1.7.

 

Табл.1.7. Массы агрегатов и систем самолёта

кг кг кг кг кг кг кг кг кг кг кг кг
32 628

 

Масса пустого самолета: Mпуст = mк + mc+

Выбор двигателя

В дальнейшем необходимо определить стартовую тягу двигателя Р0. Она определяется на основе средних значений тяговооруженности t0, из таблицы статистически.

Тяговооружённость в наших вариантах выбираем по статистике: (среднее статистическое), t02 = 0,39.

Определяем стартовую суммарную тягу двигателей по формуле:

Р0 = t0 х m0 х g / 10

 

где g = 9,8 м/с2 ; Подставляя t01 = 0,3, t02 = 0,39, получим:

1 вар. ; 2 вар. Р02 = 0,39* 32628 * 10/ 9,8 = 12984 Дан

 

Поскольку у нас два двигателя, то потребная тяга одного двигателя будет в 2 раза меньше. Определяем стартовую тягу одного двигателя

P01 = P0 / nдв.

 

По 1 варианту она равна: P01 = 4500 Дан. Подбираем по каталогу ТРД [ 3] двигатель со следующими параметрами (Рис. 1.13.):

 

Рис.1.13 Схема ТРД для ПС

 

По 2 варианту получим: P02 = P02 / nдв. = 12984 / 2 = 6492 кгс

По величине стартовой мощности двигателя из каталога выбираем двигатель Д-36М выпускаемый на ОАО «Мотор Сич» в Украине.

Удельный расход топлива – 0,63

Длина двигателя –3470мм

Высота – 1711мм

Ширина - 1540мм

Вес двигателя – 1631кгс Тяга двигателя - 6500 кгс

В выбранных нами схемах пассажирских самолётов используются 2 двигателя. Их можно разместить на пилонах под крылом или в задней части фюзеляжа. Выбираем расположение двигателей в хвостовой части фюзеляжа. Это позволяет улучшить безопасность пассажиров, уменьшить слышимость шума в пассажирском салоне, улучшить путевую устойчивость, т.к. в случае отказа одного из двигателей возникает разворачивающий момент, а при такой компоновке двигателей он будет минимален.

 

1.5. Определение геометрических параметров частей самолета

1.5.1. Геометрические параметры частей самолёта по 1 варианту

Площадь крыла определяется из соотношения.

Корневая — и концевая — хорды крыла определяются по формулам

;

Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) вычисляется по формуле:

.

Координата САХ по размаху крыла определяется соотношением

Координата носка САХ по оси ОХ

, где

.

Размеры фюзеляжа и определяются по статистическим данным

Площади горизонтального и вертикального оперений найдем аналогично параметрам крыла

 

.

;

При выборе λ и используются статистические данные .

;

Плечо для “нормальной” схемы самолета (расстояние от центра масс до центра давления горизонтального оперения) находим по соотношению

.

Величину принимаем

.

 

1.5.2. Геометрические параметры частей самолёта по 2 варианту

Крыло:

Площадь крыла определяется из соотношения

S = m0g / 10p0

Где g = 9.8 м/с2, р0 – удельная нагрузка на крыло при взлете, которое будет определяться по статистическим данным, примем р0 = 439,6

Тогда S = (44229 * 9,8) / (10* 439,6) = 98,6 м2

Размах крыла:

=

 

где l берется на основе статистических данных из таблицы 1.6, l = 8,06

 

= = 28 (м)

 

Корневая (по оси симметрии самолета) b0 и концевая bk хорды крыла определяются исходя из значений S, h, :

b0 = *

bk =

где h = 3,194 (см. таблицу 1.2)

 

b0 = * = 5,3 (м)

 

bk = = 1,6 (м)

 

Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) вычисляется по формуле

bА = b0 *

Зная, что h = 3,194 (см. табл. № 1.2), b0 = 5,3 (м), подставляем в формулу:

 

bА = * 5,3 * = 3,79 (м)

 

Координата САХ по размаху крыла определяется соотношением

= *

 

= * = 5,77 (м)

 

Координата носка САХ по оси ОХ

= * * tg cп.к., или = * tg cп.к ,

 

где cп.к – угол стреловидности крыла по средней кромке

 

= 5,77 * tg 23,4 = 2,5(м)