3.3 Определение исходных параметров самолета

После выбора относительных параметров схемы и для заданных в ТТТ летно- технических характеристик самолета можно определить численные значения некоторых его параметров, которые потребуются при дальнейшей разработке проектируемого самолета.

3.3.1 Выбор удельной нагрузки на крыло

Величина удельной нагрузки на крыло существенно влияет на летные характеристики самолета, особенно на взлете, посадке и крейсерского полета.

Согласно Нормам летной годности гражданских самолетов должны выполняться следующие условия по взлету самолета: скорость в конце взлетной дистанции на высоте 10,7м от ВПП должна быть для самолетов с двумя двигателями. Примем . На основании статистических данных, зная, что принимаем посадочную скорость .

Тогда ,

,

.

Количественные значения удельной нагрузки на крыло определим для нескольких режимов полета самолета.

1.Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия посадки в расчетных условиях имеет вид

;

.

где – относительная масса топлива. Выбираем по статистическим данным по таблице [2, табл.6.1] .

Подставив значения, получим:

2.Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия обеспечения заданной крейсерской скорости на расчетной крейсерской высоте полета вычисляется по формуле

, (1)

где Δ_H=0,297

– заданное число Маха крейсерского полета;

, тогда – эффективное удлинение крыла стреловидной формы в плане;

– коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе.

.

Подставляя полученные значения в формулу

(1), получим:

За расчетное значение нагрузки на крыло примем наименьшее из выше найденных значений, то есть значение удельной нагрузки на крыло из условия посадки в расчетных условиях.

3.3.2 Аэродинамические параметры

Коэффициент отвала поляры в дозвуковой зоне

D₀ = ,

где k = 1,6 - для треугольных и близких к ним крыльев с λ≃2.

Максимальное аэродинамическое качество самолета

Аэродинамическое качество

3.3.3 Предварительный эскиз самолета

4. Определение потребной тяговооруженности самолета

Стартовая тяговооруженность самолета

,

где – суммарная стартовая тяга всех двигателей, Н.

Потребная величина определяется из условий обеспечения основных летных характеристик и режима полета, заданных ТТТ и требованиями НЛГС.

В соответствии с НЛГС для гражданских самолетов взлетная тяговооруженность выбирается наибольших из следующих условий.

1. Полет на крейсерской скорости на высоте определяется из формулы

,

где – коэффициент, учитывающий изменение тяги турбореактивных двигателей по скорости и высоте полета;

– аэродинамическое качество на крейсерском режиме.

Коэффициент определим по формуле

где ξ(М_крейс) – учитывает изменение тяги по скорости полета (см. [ 1 ], с. 83 );

ξ = 1 – 0,32 М+ 0,4 - 001 ;

для М_крейс= 0,8 ÷ 0,9 можно принимать ξ ≃ 1;

φн – поправка на высоту полета: для Н < 11 км φн = ;

для Н > 11 км φн = 1,2 ∆;

∆ - относительная плотность воздуха на Н_кр (МСА, [2], с. 613; [8]);

φдр =( 0,8 ÷ 0,9) – поправка на дросселирование для крейсерского режима работы

двигателей;

Ккр ≃ ( 0,85 ÷ 0,9 ) Кmax – аэродинамическое качество на крейсерском режиме полета.

Полет на крейсерской высоте и скорости определим по формуле:

2. При обеспечении заданной длины разбега по статистике

,

где - аэродинамическое качество при разбеге самолета;

- коэффициент трения колес шасси на разбеге.

Сya max взл=2,2

3.Взлет с одним отказавшим двигателем

,

где – аэродинамическое качество при наборе высоты;

при ,

.

Тогда

4.Тяговооруженность по условию страгивания с места самолета на грунтовых ВПП:

¯Р₀=1,4f_кач,

где fкач = 0,1 ÷ 0,12 – коэффициент трения качения для размокшего грунта.

За расчетное значение принимаем наибольшее: