- •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:
Относительная масса топлива :
,
– относительная масса топлива на режимах: взлет, набор высоты и разгон до крейсерского режима. Определяем как для класса сверхзвуковых самолетов:
,
где - высота крейсерского полета, м;
м/с – крейсерская скорость полета;
– стартовая тяговооруженность самолета. Принимаем равной: согласно п. 3;
– максимальное аэродинамическое качество самолета при расчетном числа Маха полета. Согласно п. 3.1, принимаем ;
– относительная масса топлива на режимах снижение и посадка. . Определяем как для класса сверхзвуковых самолетов:
, принимаем ;
– относительная масса навигационного запаса. Определяем как для сверхзвукового самолета:
,
где – удельный расход топлива. Принимаем по расчетам приведенным ниже
– относительная масса прочих топливных расходов. Принимаем как для сверхзвуковых самолетов, равной ;
– относительная масса топлива на крейсерском режиме:
,
где – дальность полета без расходования навигационного запаса. Для военных самолетов км, где – радиус действия принимаем по самолету прототипу равным км;
– горизонтальная дальность при наборе высоты, разгона и снижении, для класса сверхзвуковых самолетов, рассчитывается как:
,
где – средняя высота крейсерского полета. Принимаем км.
км.
– расчетная скорость встречного ветра, для сверхзвуковых самолетов принимаем км/ч;
– качество самолета на расчетном режиме. Принимаем ;
– удельный часовой расход топлива:
,
где – стартовое значение удельного расхода топлива:
, где – степень двухконтурности двигателя, принимаем согласно прототипу ;
– расчетное число Маха, ;
– расчетная высота полета. Принимаем км.
.
.
.
Относительная масса оборудования и управления :
Так как номенклатура оборудования военных самолетов задается ТТТ, а масса определяется в основном по каталогам, то в мы будем использовать осредненные данные. Так [1, стр.130].
Масса силовой установки :
,
где – коэффициент, показывающий, во сколько раз масса силовой установки больше массы двигателей:
,
где – коэффициент, зависящий от компоновки самолета и числа двигателей. Принимаем по статистики равным [1, стр.147]
– число двигателей, оборудованных реверсорами тяги, ;
– число двигателе на самолете, ;
– коэффициент, учитывающий наличие у двигателей форсажной камеры. Принимаем равным , как для двигателей с форсажем;
– коэффициент, зависящий от числа Маха полета, формы воздухозаборников и сопел. Принимаем, [1, стр. 147];
– удельный вес двигателей, ;
– степень двухконтурности двигателя, ;
;
– стартовая тяга. Принимаем согласно даН;
кг.
кг.
В результате расчёта в во втором приближении видно, что расхождение с заданной массой по техническому заданию очень значительно (31200кг>>18830кг). Поэтому требуется расчёт взлётной массы в 3-м приближении.
Определение взлётной массы самолёта в третьем приближении:
Массу в третьем приближении для лабораторных, курсовых и дипломных работ достаточно определить графическим способом (см. рис 3.1)
Рисунок 3.1
По данным графика получаем кг.