3.2 Взаимное расположение агрегатов самолета

3.2.1 Расположение крыла относительно фюзеляжа

Опираясь на результаты анализа статистики, выберем расположение крыла по высоте фюзеляжа по схеме «низкоплан».

Положение крыла вдоль продольной оси фюзеляжа выбрано на основании относительного расстояния от носа фюзеляжа до центральной хорды крыла, взятого на основании статистики (см. л. р. № 1):.

Угол установки крыла примем равным .

3.2.2 Взаимное расположение крыла и оперения

На предыдущих этапах было определено, что самолет имеет нормальную схему, т. е. и крыло и оперение крепятся к фюзеляжу.

По данным статистики были выбраны значения для плеч горизонтального и вертикального оперений:

1. Плечо ГО ;

2. Плечо ВО .

По имеющимся значениям относительных площадей и плеч оперения рассчитаны коэффициенты статического момента для ГО и ВО:

1. Для ГО: ;

2. Для ВО: .

3.3 Параметры шасси

По результатам анализа статистических данных самолетов-прототипов выберем схему трехопорного шасси с передней опорой. Передняя опора имеет два колеса, основная – четырехколесную тележку.

Также были приняты следующие значения параметров шасси: колея, база и вынос главных опор:

1. Относительная колея шасси ;

2. Относительная база шасси ;

3. Относительный вынос главных опор .

Согласно рекомендациям из [1] взяты посадочный и стояночный углы самолёта:

1. Посадочный угол самолёта;

2. Стояночный угол самолёта .

Используя эти значения и угол установки крыла, взятый в пункте 3.2.1 можно рассчитать угол запрокидывания самолёта:

Помимо угла запрокидывания рассчитан угол выноса главных опор шасси:

.

3.4 Выбор параметров силовой установки

В настоящее время одним из главных требований, предъявляемых к проектируемым самолётам является его высокая экономичность. Это заставляет не только гнаться за конструкцией минимальной массы, но и применять на самолётах высокоэкономичные двигатели. Экономичность двигателя определяет его удельный расход топлива и сухой вес.

В настоящее время на самолётах широко применяют газотурбинные двухконтурные двигатели (ГТДД), способные обеспечить потребную тягу (скорость полёта), а также обладают высокой топливной эффективностью.

Основываясь на этом было принято решение установить на проектируемый самолет ТВВД.

Основными параметрами двигателя, характеризующими его экономичность и эффективность являются: удельные стартовый и крейсерскийрасходы топлива, удельный вес двигателя.

На основании статистики (см. л. р. №1) и рекомендаций [1] были приняты значения параметров двигателя:

1. Удельный вес двигателя ;

2. Удельный стартовый расход топлива ;

3. Удельный крейсерский расход топлива .

Известно, что увеличение числа двигателей повышает безопасность полётов, однако это в свою очередь снижает экономичность эксплуатации самолёта. Поэтому решено использовать на самолёте 2 ТРДД. В дальнейшем эта цифра будет скорректирована при точном расчёте потребной стартовой тяги двигателей.

Двигатели будут размещаться на пилонах под крылом. Это даст ряд преимуществ:

1. Разгружается конструкция крыла в полёте, уменьшая изгибающий и крутящий моменты от воздушной нагрузки, что приводит к снижению массы крыла;

2. Близкое расположение центра масс пустого самолёта и коммерческой нагрузки, что дает небольшой диапазон изменения центровки при загрузке;

3. Высокая однородность потока на входе в воздухозаборник;

4. Удобство обслуживания и замены двигателя благодаря легкому доступу4

Возможность использования энергетической механизации задней кромки крыла (обдув закрылков струёй от двигателя).