- •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
5.6 Относительная масса силовой установки.
Относительная масса силовой установки
,
где
для тяжелых магистральных самолетов удельный вес двигателя
;
Тогда
5.7 Относительная масса оборудования и управления
Эта масса может быть определена по приближенным формулам.
Для магистральных пассажирских самолетов
.
Определив все составляющие в уравнении существования самолета, находим взлетную массу самолета первого приближения:
Полученное значение взлетной массы следует сравнить с величиной .
Разница между ними не должна превышать 7%. В противном случае, опираясь на статистику следует внести соответствующие коррективы в значения и ) и повторить процесс определения и .
6.1 Определение основных параметров самолета
6.1.1 Определение параметров и подбор двигателей
По величине потребной тяговооруженности для взлетной массы находим суммарную тягу двигателей:
и тягу одного двигателя
где
nдв - число двигателей на самолете.
Проанализировав данные, выбираем четыре ТРДД ПС-90А2 с тягой по 210 кН
Характеристики двигателя:
m = 4,5 (степень двухконтурности);
Po = 17200 даН;
mдв.= 2950 кг;
0,184 (удельный вес двигателя);
(диаметр входного устройства);
Lдв = 4,964 мм
( удельный расход топлива на крейсерском режиме).
6.1.2 Определение массы и обьёма топлива.
кг,
и потребный объем топливных баков:
м3.
Объем топливных баков
где ∆𝓥т – дополнительный запас топлива при перевозке уменьшенной коммерческой нагрузки на дальность, большую Lр. При постоянстве взлетной массы и уменьшении коммерческой нагрузки на величину ∆mком потребный объем дополнительного топлива равен. Объем баков с учетом температурного расширения
топлива увеличивают еще на 5%.
( ).
6.1.3 Определение параметров крыла.
Для принятой удельной нагрузки на крыло ро= 461.68 даН/м2 и найденной взлетной массы самолета = 73173,91 кг определяем площадь крыла:
м2.
Зная относительные параметры крыла, определяем его геометрические размеры:
размах м;
концевую хорду м;
центральную хорду м;
среднюю аэродинамическую хорду
м.
Углы стреловидности , поперечного V должны быть заданы при выборе схемы самолета.
6.1.4 Определение параметров оперения.
Принятые ранее при выборе схемы самолета относительные параметры и позволяют определить абсолютные площади горизонтального и вертикального оперения:
, .
Затем, используя коэффициенты статических моментов Аго и Аво определяют плечи горизонтального и вертикального оперения:
м;
м.
Размах и хорды оперения определяются так же, как аналогичные размеры крыла, по выбранным относительным параметрам го ,го, во, во :
м; м,
м, м,
м; м,
м, м.
6.1.5 Определение размеров фюзеляжа.
Форма и размеры фюзеляжа определяются аэродинамическими, компоновочными и эксплуатационными требованиями. Вначале по компоновочным соображениям определяем диаметр фюзеляжа (2,5м). Затем, используя относительные параметры, находим длину фюзеляжа, длины носовой и хвостовой его частей:
м,
м,
м.