- •Реферат
- •Введение
- •Содержание
- •1. Разработка концепции проектируемого самолета
- •1.2.Составление статистики
- •1.3. Анализ проектной ситуации
- •2. Разработка тактико-технических требований
- •2.1 Функциональные требования
- •Общие технические требования
- •2.3 Летно -технические требования
- •2.4 Технико-экономические требования
- •2.5 Производственно-технологические требования
- •2.6 Эксплуатационные требования
- •3 Выбор схемы самолета
- •3.1.1 Выбор схемы крыла
- •3.1.2 Выбор схемы фюзеляжа
- •3.1.3 Выбор схемы оперения
- •3.1.4 Выбор схемы шасси
- •3 Выбор типа двигателя
- •3.2 Обоснование выбора параметров схемы
- •3.3 Определение исходных параметров самолета
- •3.3.1 Выбор удельной нагрузки на крыло
- •3.3.2 Аэродинамические параметры
- •3.3.3 Предварительный эскиз самолета
- •4. Определение потребной тяговооруженности самолета
- •5 Определение взлетной массы самолета
- •5.1 Содержание и порядок выполнения работы
- •5.2 Определение массы целевой нагрузки
- •5.3 Определение массы снаряжения и служебной нагрузки
- •5.5 Относительная масса топливной системы
- •5.6 Относительная масса силовой установки.
- •5.7 Относительная масса оборудования и управления
- •6.1 Определение основных параметров самолета
- •6.1.1 Определение параметров и подбор двигателей
- •6.1.2 Определение массы и обьёма топлива.
- •6.1.3 Определение параметров крыла.
- •6.1.4 Определение параметров оперения.
- •6.1.6 Выбор параметров шасси.
- •6.2 Общий вид самолета в первом приближении
- •7. Весовой расчет самолета
- •7.2 Весовая сводка
- •8. Компоновка самолёта
- •8.1 Объемно-весовая компоновка
- •8.2 Конструктивно-силовая компоновка самолета
- •9. Центровка самолёта
- •9.1 Выбор допустимого диапазона центровок
- •9.2 Центровочный расчет самолета
- •9. Техническое описание самолета
5.2 Определение массы целевой нагрузки
Для гражданских самолетов к целевой нагрузке относится нагрузка коммерческая, в которую включаются пассажиры, багаж, платный груз и почта. Приближенно масса коммерческой нагрузки определяется по формуле:
кг , где
mпас = 75 кг - средняя масса одного пассажира;
qбаг - масса багажа, перевозимого одним пассажиром, для магистральных самолетов она равна 30 кг;
1,3 - коэффициент, учитывающий массу дополнительного платного груза и почты.
5.3 Определение массы снаряжения и служебной нагрузки
В эту группу входят:
- экипаж (включая стюардесс);
- парашюты, личные вещи и багаж экипажа;
- съемное оборудование буфетов, гардеробов, туалетов, ковры, шторы, литература, продукты питания;
- технические жидкости, масло для силовых установок, несливаемый остаток топлива;
- аварийно-спасательное оборудование - лодки, плоты, пояса и жилеты, аварийные трапы, аварийные пайки, переносное кислородное оборудование;
- служебное оборудование - трапы, лестницы, чехлы, колодки, бортинструмент;
- дополнительное снаряжение.
Приближенно массу экипажа можно определить в виде
mэк=m1эк nэк = , где
nэк - число членов экипажа ;
m1эк = 75 кг - для гражданских самолетов.
Руководствуясь рекомендациями (1), выбираю следующие относительные величины для приближенного вычисления взлетной массы:
Находим приближенную взлетную массу
5.4 Определение относительной массы конструкции.
Для определения относительной массы конструкции планера самолета можно использовать статистическую формулу:
, где
- удельная нагрузка на крыло;
- для дозвуковых самолетов с прямым или стреловидным крылом большого или среднего удлинения;
- коэффициент разгрузки крыла;
- сужение крыла;
- доля топлива, располагаемого в крыле;
- относительная координата центра масс топлива;
- доля массы силовой установки, располагаемой в крыле;
- относительная координата центра масс силовой установки;
, - удлинение крыла и фюзеляжа;
= 1,3 – для дозвуковых самолетов;
= 0,08 – для тяжелых дозвуковых самолетов;
= 0,15 – для дозвуковых самолетов;
- коэффициент расчетной перегрузки
,
Принимаю =3,0
=
В силу того, что формула имеет приблизительный характер и предполагается использование в конструкции различных композиционных материалов, принимаю
5.5 Относительная масса топливной системы
Относительная масса топлива может быть определена приближенно в зависимости от расчетной дальности полета и выбранной скорости крейсерского полета , высоты крейсерского полета
.
где т кр – учитывает топливо для крейсерского полета;
т нрп- топливо для взлета, набора высоты, разгона, снижения и посадки;
т нз - навигационный запас топлива;
т пр - прочее ( маневрирование по аэродрому, запуск и опробование
двигателей, невырабатываемый остаток топлива ).
Запас топлива для крейсерского полета без учета влияния выгорания топлива на дальность полета
где Lкр = Lp –Lн сн – расчетная дальность крейсерского участка полета;
Lp – расчетная дальность полета (км);
Lн сн ≈ 40Нкр (км) – горизонтальная дальность полета на участках
набора высоты и снижения (км);
Нкр - средняя высота крейсерского полета (км);
Vкр – крейсерская скорость полета (км/ч);
W – расчетная скорость встречного ветра (км/ч): Нкр(км) 3-6 ; 7-9; 10-12;
W ( км/ч) 30; 50; 70;
Ккрейс = (0,8 – 0,85)Кmax;
удельный расход топлива на крейсерском режиме Ср кр – (см. разд. 3.1).
С учетом влияния выгорания топлива на дальность полета (при т0 0,2)
.
У дозвуковых самолетов ТРДД с обычным взлетом и посадкой относительную массу топлива на взлет, набор высоты крейсерского полета и разгон до крейсерской скорости можно определить с достаточной точностью при проектировании
, тогда
Относительный навигационный запас топлива на самолете
,
Удельный расход топлива на крейсерском режиме определяется по формуле
Cp кр = Cp 0 + ,
где
Cp 0 = 0,052 (1 +0,05m – );
значения и можно принять по сведениям, изложенным в [ 16], с.168 – 171.
В результате получим
.
Относительная масса топлива принимаем, - предназначена для прочих расходов (маневрирование по аэродрому, опробование двигателей, несливаемый остаток топлива).
Тогда относительная масса топлива равна
.