Определение взлетной массы самолета.

Взлетная масса самолета нулевого приближения определяется по формуле, полученной из уравнения относительных масс с использованием статистических данных

=      (3.1)

 

где m₀ – взлетная масса самолета нулевого приближения;

   m_гр – масса коммерческой нагрузки, для пассажирских самолетов                m_гр. - масса груза;

   m_эк – масса экипажа;

             - относительная масса конструкции;

   - относительная масса силовой установки;

      - относительная масса оборудования и управления;

              - относительная масса топлива.

    m_гр. = 100 000 кг

Масса экипажа m_эк определяется по формуле:

m_эк = 80 · n_эк (3.2)

где n_эк – число членов экипажа, включая и бортпроводников (устанавливается на основании отработки статистических данных).

n = 5

m_эк = 80 · 5 = 400 кг.

Значение  определяется по формуле

 

 = a + bL / V (3.3)

 

где L – дальность полета, км;

  V – скорость полета км/ч.

Коэффициенты а и b имеют значения: а = 0,04…0,05 – для легких неманевренных самолетов (m₀ < 6000 кг) и а = 0,06…0,07 для всех других самолетов; принимаем а = 0,06;

b = 0.05…0,06 – для дозвуковых самолетов; b = 0,14…0,15 для сверхзвуковых самолетов. Меньшее значение коэффициентов соответствует самолетов большего тоннажа; примем b = 0,05

V = 750 км/ч(см.таблица 2.1)

L = 4000 км(см.таблица 2.1)

 

 

Подставляя выше приведенные значения в формулу для , получим:

 

 = 0,06 + 0,05  = 0,29

 

Относительная масса , ,  - приведены в табл.3

Примем  = 0,26;  = 0,08;  = 0,06;  = 0,29

Подставим полученные значения величин и определим взлетную массу нулевого приближения на основании формулы (1.1)

 

=  =  = 323870 (кг)

Определение параметров силовой установки

В дальнейшем необходимо определить стартовую тягу двигателя Р₀. Она определяется на основе собранных статистических значений      тяговооруженности t_0. Для нашего самолета t₀ = 0.3. Определяем стартовую суммарную тягу двигателей:

Р₀ = t₀ · m₀ · g  

 

где g = 9,8 м/с²; t₀ = 0,3; m₀  = 323870 кг

 

Р₀ = 0,30 · 323870 ·10/ 9,8 = 99144 Дан

После этого на основе статистических данных устанавливаем количество двигателей на самолете. Примем n = 4.

Определяем стартовую тягу одного двигателя

P₀₁ = P₀ / n

Получим: P₀₁ = P₀ / n = 99144 /4 = 24 786 кг

По величине стартовой мощности двигателя из каталога выбираем двигатель Д-18 с тягой 23 400 дан,  выпускается на ОАО «Мотор Сич» в Украине.                                   

Удельный расход топлива – 0,35

Длина двигателя –5470мм

Высота  –2711мм

Ширина -2540мм

Вес двигателя – 3806кг

Определяем массу конструкции самолета и ее составляющие (m_кр, массу фюзеляжа m_ф, массу оперения m_оп, массу шасси m_ш), а также массу топлива m_Т, силовой установки m_c.у. и массу двигателя m_дв.

Массу крыла, фюзеляжа, оперения, шасси определяем исходя из статистических данных.

 =  /

Mk= * ₀₌0.4*323870=129548 кг

Масса силовой установки, а также оборудования и управления- аналогично:

m_c.у= * ₀0.08*323870=25910 кг * ₀=0,06*323870=19432кг

Масса пустого самолета:

Mпуст= m_c.у+ m_к+ =129548+25910+19432=174890 кг

Масса топлива:

_т= _{т* 0}=0,29*323870=93922 кг

Определив вес агрегатов конструкции самолета по таблице 1.5 пособия 1                                                                        

Получим:  =0,389; =0,346; =0,083; =0,102

Подсчитываем величины массы агрегатов, , по формуле:  =  /  и приведем полученные значения в таблицу 1.4

=0,389*129548=50394 кг  =0,346*129548=44824 кг

=0,083*129548=10752 кг       =0,102*129548=13214 кг

 

Таблица 1.4

m0, кг	mгр, кг	mэк, кг	mк, кг	mкр, кг	mф, кг	mоп, кг	mш, кг	mт, кг	mс.у., кг	mдв, кг
323870	100000	400	129548	50394	44824	10752	13214	93922	25910	18200

 

 

Определение геометрических

параметров частей самолета

1.4.1. Крыло:

Площадь крыла определяется из соотношения

S = m₀g / 10 p ₀         (1.4)

 

Где g = 9.8 м/с², р ₀ – удельная нагрузка на крыло при взлете, которое будет определятся по статистическим данным, примем р _0ср = 595

Тогда S = 323870/ · · 595 = 555,4м²

           Размах крыла:

=

 

где l берется на основе статистических данных из таблицы 2, l = 7,76

 

=  = 65,6 (м)

 

Корневая (по оси симметрии самолета) b₀ и концевая b_k хорды крыла определяются исходя из значений S, h, :

b₀ = ·      (1.6)

 

b_k =                    (1.7)

 

где h = 3,018(см. таблицу 2)

 

b₀ = ·  = 12,7 (м)

 

b_k =  = 4,2 (м)

 

Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) вычисляется по формуле

b_А =  b₀ ·        (1.8)

 

Зная, что h = 3,018(см. таблицу 2), b₀ = 4,7 (м), подставляем в формулу (1.8):

 

b_А = ·12,7 ·  = 9,17 (м)

 

Координата САХ по размаху крыла определяется соотношением

 =  ·                     (1.9)

 

 = ·  = 13,7 (м)

 

Координата носка САХ по оси ОХ

 = · tg c_п.к.,        (1.10)

 

                                                                           или

                           = · tg c_п.к,

 

где c_п.к – угол стреловидности крыла по средней кромке

 

 

tg c_п.к. = tg 22,2⁰ +   = 0,5

Значение подставим в формулу 1.10

 

 = 13,7 · 0,5 = 27,3(м)

1.4.2. Фюзеляж

Размер фюзеляжа  и  определяется по статистическим данным. Приводим статистические данные по удлинениям фюзеляжа:

 =  ·                                           (1.14)

=  ·                                          (1.15)

 =  ·                                        (1.16)

 

Примем  = 5,9 м; = 7,26(см. таблицу 2);  = 1,8; = 2,8(из метод. пособия); тогда

 = 7,26 · 5,9 = 42,8 (м)

                                   = 1,8 · 5,9 = 10,62(м)

   = 2,8 · 5,9 = 16,52 (м)

1.4.3. Горизонтальное оперение:

 

Площадь горизонтального оперения равна

 

=  · S

где  берется на основании статистических данных,  = 0,22(см. таблицу 2.1); S = 555,4

Тогда  = 0,22 · 555,4 = 122,2 (м²)

Размах Г.О.

=

где      = 4,3

 

=  = 22,9 (м)

 

Корневая   и концевая  хорды ГО определяется исходя из значений , , :

 

 =  ·

 =

Принимаем  = 2,2, тогда

 =  ·  = 7,43 (м)

                                 =  = 3,3 (м)

Средняя аэродинамическая хорда ГО (САХ ГО) вычисляется по формуле:

 

=

=  · 7,43 ·  = 4,4 (м)

 

координата САХ ГО по размаху ГО определяется соотношением

 =

 

          

 =  = 3,8 · 1,31 = 4,99 (м)

 

Координата носка САХ ГО по оси ОХ

 =  tg c_{п.к. г.о.}

или

 = · tg c_{п.к. г.о}

c

 

tg c_{п.к. г.о} = tg c _г.о +

   tg c_{п.к. г.о} = 0,4 +  = 0,47

                             tg c_{п.к. г.о} = 24⁰

 = 4,99 · 0,47 = 2,3 (м)

 

1.4.4. Вертикальное оперение

Определим площадь горизонтального оперения по формуле:

= ·  = 0,2 · 555,4= 111,08 м²

 

Высота ВО определяется по формуле:

 

=

 

Подставим  = 1,21 и = 111,08 (м²), получим:

 

=  = 11,6 (м)

 

Корневая (по оси симметрии самолета) b₀ и концевая b_k хорды ВО, определяется исходя из значений S, h,

 

 =

             = ·  = 8,5 (м)

 

=  /

 

 = 8,5 / 1,6 = 5,3 (м)

 

Средняя арифметическая хорда ВО (САХ ВО) вычисляется по формуле

 

=

=  · 8,5 ·  = 6,32 (м)

 

координата САХ ВО по высоте ВО определяется соотношением

 

= ·

 =  ·  = 2,7 (м)

 

Координата носка САХ ВО по оси ОУ

 

= ·  tg c_{п.к. b.о.}

или

 = · tg c_{п.к. b.о}

где tg c_{п.к. b.о} – угол стреловидности BО по передней кромке.

 

tg c_п.к.b.о = tg c _b.о +

   tg c_{п.к. b.о} = 0,6 +  = 0,64

                            =2,7 · 0,64 = 1,7 (м)