3.1.1 Выбор параметров схемы крыла

Внешние формы и относительные геометрические параметры крыла выбираются таким образом, чтобы обеспечить выполнение ТТТ и получить высокие летно-технические характеристики проектируемого самолета.

Определим основные характеристики для крыла, но прежде построим ряд зависимостей на основании статистических данных по этим характеристикам, чтобы с их помощью получить искомые значения удлинения λ, сужения η, угла стреловидности χ, тип профиля и относительные толщины в корне и на конце крыла С₀, С_к, и угол поперечного V крыла.

Рисунок 1 – Зависимость удлинения крыла от расчетной дальности полета

Рисунок 2 – Зависимость удлинения крыла от года выпуска самолета

Рисунок 3 – Зависимость угла стреловидности крыла от крейсерской скорости

По построенным трендам можно заметить, что значение удлинения со временем практически не изменяется. Оно значительно изменяется в зависимости от дальности полета. Удлинение крыла очень сильно влияет на величину удельного сопротивления. Исходя из уровня развития технологии производства, эта величина ограничена и обеспечивается наиболее оптимальное соотношение между величиной удлинения крыла и массой конструкции крыла.

Удлинение крыла: В соответствии со статистикой принимаем удлинение проектируемого самолета =10.

Стреловидность: значения максимальной и крейсерской скоростей находятся в околозвуковом диапазоне, что требует оптимальный угол стреловидности крыла. В соответствии со статистикой принимаем угол стреловидности =35.

Сужение: В соответствии со статистикой принимаем сужение крыла дозвукового пассажирского самолета =6.

Относительная толщина крыла: примем относительную толщину в корне крыла С0=13,5%, на конце крыла Ск=8%.

На самолете будем использовать сверхкритический профиль, который позволяет увеличить значение критического числа Маха (М*) на 0,05—0,15 по сравнению с классическими скоростными профилями. Еще один преимуществом применения сверхкритического профиля является увеличение его толщины на 2—5% или уменьшение стреловидности крыла на 5—15° при сохранении значения М*. Увеличение толщины позволяет увеличить удлинение крыла и аэродинамическое качество самолёта, а также увеличить объём крыла, внутри которого обычно размещаются топливные баки.

3.1.2 Выбор параметров фюзеляжа

Фюзеляж самолета предназначен для размещения экипажа, полезной нагрузки, оборудования, топлива, двигателей и т.д. Фюзеляж на некоторых самолетах вмещает до

80% всей нагрузки. Кроме того, в силовом отношении фюзеляж связывает между собой основные части самолета – крыло, оперение, шасси, силовую установку. Вес конструкции фюзеляжа составляет около 40% веса всей конструкции самолета, а его аэродинамическое сопротивление – до 50% полного сопротивления самолета. Таким образом, фюзеляж является важнейшей частью самолета.

На основании статистических данных и по причине наименьшего сопротивления трения был выбран фюзеляж круглого поперечного сечения.

Также были выбраны следующие параметры фюзеляжа:

• Удлинение ;

• Удлинение носовой части ;

• Удлинение хвостовой части ;

• Диаметр фюзеляжа м.