- •Разработка технического задания. Анализ статистического материала.
- •Технико-экономические требования.
- •Тактико – технические требования.
- •1.2.3.8 Технико-экономические требования:
- •Разработка технического предложения.
- •Выбор удельной нагрузки на крыло:
- •Обеспечением заданной скорости захода на посадку Vз.П:
- •Обеспечением заданной крейсерской скорости на расчетной высоте полета или .
- •Обеспечением заданной маневренности
- •Выбор типа силовой установки и её размещение:
- •Эскизное проектирование самолета.
- •Относительная масса топлива :
- •Определение основных параметров проектируемого самолёта:
- •Библиографический список литературы:
Эскизное проектирование самолета.
Определение взлётной массы самолёта первого приближения:
Использую уравнение существования самолета. Определяем взлетную массу самолета первого приближения :
.
Для этого некоторые составляющие полной массы находят в абсолютном виде:
– масса коммерческой (боевой) нагрузки. Задается ТЗ ;
– масса экипажа. Принимаем равной (масса 1 летчика).
Другие составляющие подсчитывают в относительном виде:
– относительная масса конструкции;
– относительная масса топлива;
– относительная масса силовой установки;
– относительная масса оборудования и управления.
– определяем по статистике из табл. 6.1 [1,стр.130].
, принимаем ;
, принимаем ;
, принимаем ;
, принимаем ;
В результате расчёта в первом приближении видно, что расхождение с заданной массой по техническому заданию очень значительно (43410кг>>18830кг). Поэтому требуется расчёт взлётной массы во 2-м приближении.
Определение взлётной массы самолёта второго приближения:
Взлетная масса второго приближения определяется так же по уравнению существования самолета.
,
Уточнение взлетной массы происходит за счет относительных величин ( ; ; ):
Относительная масса конструкции планера :
,
где – относительная масса крыла (расчет см. ниже);
– относительная масса фюзеляжа (расчет см. ниже);
– относительная масса оперения (расчет см. ниже);
– относительная масса шасси (расчет см. ниже).
Относительная масса крыла для сверхзвуковых маневренных самолетов:
,
где – температурный коэффициент. Принимаем по статистики, для данного класса самолетов, равным ;
– коэффициент, учитывающий разгрузку. Принимаем по статистики ;
– расчетная перегрузка. Для самолетов данного класса принимается, равной ;
– удлинение крыла. Согласно п.2.1. принимаем ;
– площадь крыла. Принимаем согласно самолету прототипа ;
– относительная толщина профиля. Согласно п.2.1. принимаем ;
– нагрузка на крыло. Принимаем даН/м2, согласно расчетам в п.2.2.
.
Относительная масса фюзеляжа для сверхзвуковых маневренных самолетов:
,
где – удлинение фюзеляжа. Согласно п.2.2. принимаем ;
;
– эквивалентный диаметр фюзеляжа. Согласно расчетам в п.2.2, принимаем ;
– расчетное число Маха полета. ;
– коэффициент, учитывающий размещение шасси относительно фюзеляжа, .
.
Относительная масса оперения для сверхзвуковых маневренных самолетов:
,
где – коэффициент, учитывающий материал оперения. Принимаем равным , как для оперения из алюминиевых сплавов;
даН/м2, где ;
и – масса 1 м2 горизонтального оперения (ГО) и вертикального оперения (ВО);
Для цельноповоротного ГО вычисляется, как:
, где – расчетный скоростной напор:
даН/м2,
где кг/м3–плотность воздуха на расчетной высоте м;
м/с – расчетная скорость.
Для неподвижного ВО с рулем направления вычисляется, как:
и – относительная площадь ГО и ВО соответственно:
, где м2 – площадь ГО, принимаем согласно п.2.2.;
, где м2 – площадь ВО, принимаем согласно п.2.2.;
Относительная масса шасси для всех типов самолетов, кроме палубных при кг:
,
где – относительная масса главных опор шасси (без обтекателей для шасси в убранном положении и без колес):
,
где ;
– расчетная масса самолета при посадке:
кг,
где – наибольшая возможная дальность беспосадочного полета, км.
– коэффициент, учитывающий схему главной стойки шасси. Принимаем , что соответствует рычажной схеме с выносом амортизационного цилиндра;
– масса силовых элементов главных опор шасси:
,
где – габаритная высота стойки главной опоры шасси: м, по п.2.2;
– доля взлетной массы, приходящаяся на носовую опору шасси (на стоянке). Обычно принимают, равной ;
кг;
– масса конструктивных элементов:
,
где – коэффициент, учитывающий число главных стоек шасси. Принимаем равной [1, стр.143];
кг;
– масса осей главных опор шасси:
,
где – чисто всех колес главных стоек шасси, принимаем ;
– ширина колеса (шины). Принимаем по схеме самолета прототипа и по каталогу колес м [1 стр.581]. КТ 53/3 840х300; нагрузка 38 110 кН; давление в шине 0,52 МПа; вес колеса 84 кг; работа шины 6,8 кДж.
кг;
– относительная масса носовой опоры шасси (без колес):
,
где – коэффициент, учитывающий число главных стоек шасси, принимаем расчетную формулу для 2х стоек:
,
где кг см. выше;
см. выше;
кг см. выше;
– масса силовых элементов носовой опоры шасси:
,
где – эксплуатационная нагрузка на носовую стойку шасси при торможении:
т;
– высота носовой стойки, м;
кг;
– масса конструктивных элементов носовой стойки:
кг;
– масса колес. Принимаем по каталогу колес [1 стр.581], получаем равной: кг;
По проведению всех дополнительных расчетов, получаем: