2. Выбор удельной нагрузки на крыло:

Для самолетов истребителей нормальной схемы статистическая нагрузка на крыло лежит в пределах 392…589 даН/м².

Необходимая величина удельной нагрузки в большинстве случаев определяется из условий посадки.

Верхнее допустимое значение нагрузки на крыло обуславливается:

1. Обеспечением заданной скорости захода на посадку Vз.П:

где, - выбирается с учетом принятой механизации крыла (предкрылка нет, закрылок однощелевой. Принимаем =2,25) [1 c.88]

– скорость захода на посадку (м/с).

- скорость захода на посадку, для прототипа принята 232 км/ч.

- относительный вес топлива,

2. Обеспечением заданной крейсерской скорости на расчетной высоте полета или .

– крейсерская скорость полета. ( )

– крейсерская высота полета. ( )

- относительная плотность на расчетной высоте. ( = 0,298 )

- удлинение фюзеляжа. =6,1;

М – крейсерское число МАХА. М=0,83;

Параметр D₀ на дозвуке

k=1,6;

- эффективное удлинение крыла.

Все выбранные параметры снимались с самолета прототипа

3. Обеспечением заданной маневренности

=0,88 – соответствует началу отклонения кривой от линейного закона и определяется по поляре профиля NACA 64A.

За расчетное значение удельной нагрузки на крыло принимаем наименьшее из значений ( , , ). Принимаем =311,3 даН/м².

3. Выбор типа силовой установки и её размещение:

   1. Выбор типа двигателя:

Проектируемый истребитель – перехватчик имеет сверхзвуковую максимальную скорость и высокую дозвуковую крейсерскую скорость. Исходя из статистики применяемых двигателей на самолетах подобного класса, принимаем 2 турбореактивных двигателя (ТРДДФ). Характеристики двигателя в первом приближении примем как у самолета прототипа.

Таблица 2.2 Характеристики двигателя Pratt Whitney F100-PW-220:

Характеристика	Значение
ТРДДФ Pratt Whitney F100-PW-220
Стендовая тяга
На форсаже	10430 даН
На max режиме	6390 даН
Удельный расход топлива
На форсаже	2,05 кг/кгсч
На max режиме	0,74 кг/кгсч
Степень двухконтурности	0,6
Длина	5280 мм
Диаметр	1181 мм
Сухая масса	1444 кг
Удельная масса	0,2 кг/кгс
Суммарный расход воздуха	113 кг/с

2. Размещение двигателя на самолёте:

Поскольку два двигателя в силовой установке, то разместим их в хвостовой части фюзеляжа самолёта.

4. Определение потребной стартовой тяговооружённости самолёта.

При проектировании потребная тяговооруженность самолета определяется обычно из обеспечения заданных условий:

• скорости (числа М) полета на расчетной высоте ;

• длины разбега или дистанции прерванного взлета;

• разгон за определенное время от скорости, соответствующей числу до скорости, соответствующей числу , а также из других условий.

В качестве расчетной тяговооруженности принимаем наибольшее из этих условий значение .

1. Обеспечение крейсерского горизонтального полета с заданной скоростью на расчетной высоте : (для )

,

где – аэродинамическое качество самолета на крейсерском режиме полета. – принимаем согласно прототипу. ;

– коэффициент, учитывающий изменения тяги от скорости полета,

, для .

, для . Где m – степень двухконтурности двигателя, принимаем согласно прототипу ;

– относительная плотность на расчетной высоте. ( , для );

– коэффициент учитывающий степень дросселирования двигателя в крейсерском полете, до режима, соответствующего оптимальному расходу топлива. Принимаем .

.

2. Обеспечение набора высоты при одном отказавшем двигателе:

,

где – число двигателей на самолете, принимаем согласно прототипу ;

– аэродинамическое качество при наборе высоты. Принимаем по статистике однотипных самолетов ;

– тангенс угла наклона траектории набора высоты, зависящей от количества двигателей. Принимаем равным [1, стр. 77].

3. Обеспечение заданной длины разбега самолета при взлете :

,

где – нагрузка на крыло. Принимаем даН/м², согласно расчетам в п.2.2;

– принимается по статистики. При эффективной механизации крыла , принимаем [1, стр. 90];

– длина разбега самолета при взлете. Принимаем согласно прототипу, равной м;

– средний коэффициент трения колес шасси при разбеге. Принимаем равным [1, стр. 76];

– средняя величина аэродинамического качества самолета при разбеге. Принимаем по статистике , ;

4. Обеспечение заданной скороподъемности:

,

где – заданная вертикальная скорость, принимаем согласно самолету прототипа, равной м/с;

– наивыгоднейшая скорость полета. Принимаем . Где – максимальная скорость полета на высоте, следовательно, принимаем м/с;

– максимальное аэродинамическое качество, ;

, см. выше;

см. выше;

см. выше;

5. Обеспечение заданной максимальной скорости полета на заданной высоте ( ):

,

где согласно расчетам в п.2.2;

Н/м², где кг/м³ – плотность воздуха на заданной высоте, см. выше.

Н/м² см. выше;

, см. выше;

см. выше;

см. выше;

6. Обеспечение полета с заданной установившейся эксплуатационной перегрузкой при заданных и _:

,

где – заданная эксплуатационная перегрузка, принимаем согласно самолету прототипу, равной ;

, см. выше;

см. выше;

см. выше;

см. выше;

За потребную величину тяговооруженности следует принять (как дл маневренного самолета) наибольшее из значений ( , , , ). Принимаем потребную величину тяговооруженности для проектируемого самолета, равной .