1.Разработка общего вида самолета

1. Формирование исходных данных

В типовом задании в качестве исходных задаются следующие параметры (табл. 1.1.).

№ Вар.	L, км	M ком.(боев.), кг или N пас	Lp, м	Hпот, м	Vкр, км/ч	H кр, м

Таблица 1.1. Исходные параметры для проектирования

Для сбора статистических данных необходимо использовать данные самолетов, аналогичных проектируемому и имеющих близкие летно-технические характеристики и условия эксплуатации. Следует обратить внимание на соответствие типов анализируемых самолётов и типов двигателей, дальности полёта и массы коммерческой нагрузки, на применяемые схемы самолетов, их геометрические и массовые характеристики, расположение силовой установки, применяемые конструкционные материалы, способ производства, востребованность в эксплуатации и т.д.

Анализ статистики дает возможность уточнить ТТТ к проектируемому самолету на основе заданных параметров и выбрать его схему. Найденные данные самолётов заносятся в таблицу статистики (табл. 1.2.), в которой присутствуют разделы: лётно-тактические данные, массовые данные, параметры силовой установки, геометрические характеристики самолётов-аналогов, а также производные величины, получаемые вычислениями на основе предыдущих данных.

Таблица 1.2 Статистические данные самолётов-аналогов

Лётно-технические данные
№	Первоисточник	Vmax км\ч или Mmax	Vкрейс км\ч или Mкрейс	Vпос , км\ч	Vвзл , км\ч	Vу , м\с	Hкрейс ,км	Hпот , км	L, км (с max mТ)	L, км (с max mгр.ком.)	L разб. \ L взл. , м	Lпр. \ L пос. , м
1	2	3	4	5	6	7	8	9	10	11	12	13

Таблица 1.2. продолжение

Массовые данные
mo(mвзл.),кг	mгр.ком. (mгр.боев.),кг	mт ,кг	mк.,кг	.mоб.,кг	nпас.,чел.
14	15	16	17	18	19

Таблица 1.2. продолжение

Данные силовой установки
число и тип двигателей	Тяга: Ро , даН или Мощность No , кВТ	Маса двигателя: m дв, кг	Удельный расход топлива: Ср кг\ДаН*ч СрN кг \ кВТ*ч	y - степень двухконтурности двигателя
20	21	22	23	24

Таблица 1.2. продолжение

Геометрические данные
S, м2	l , м	0 или , радиан	 = l2/ S	С0\ Сконц	 = b0 / bК	Lф м	Dф, м	ф = Lф / Dф	S Ф , м2	Sм, м2	Sэл	Sгo.	Sвo
25	26	27	28	29	30	31	32	33	34	35	36	37	38

Таблица 1.2. продолжение

Производные величины						Примечание
p0= G0\S, ДаН\м2	t0 = P0 ДВ \ G0, ДаН\ДаН	 ДВ = G ДВ \ P0 ДВ, кг\ДоН	КГР = m ГР \ m0	K М = G0 \ SМ , ДоН\м2	Sср =Sф\S
39	40	41	42	43	44	45

Приведём перечень обозначений в таблице 1.2.

Лётно-технические данные:

V_max (M _max ) - максимальная скорость, км / ч , или максимальное число Маха (отношение скорости полёта к скорости звука) полета;

V_крейс – (M _крейс.) скорость, км / ч, (число Маха) крейсерского полета;

V_пос - посадочная скорость, км \ ч;

V_взл - взлетная скорость, км / ч;

V_y – скороподъемность, м / с;

H_крейс - высота крейсерского полета, км или м;

Н_пот - статический потолок, км или м;

L - дальность полета, км;

L, км (с max m_Т) – дальность полёта с максимальным запасом топлива;

L, км (с max m_гр.ком.) – дальность полёта с максимальной коммерческой загрузкой;

L_p - длина разбега пря взлете, м;

L_взл - взлетная дистанция, м;

L_пр - длина пробега при посадке, м;

L_пoc - посадочная дистанция, м;

Массовые данные:

m₀(m_взл) - взлетная масса самолета;

(m _{гр. ком; боев.}) - масса коммерческой (боевой) нагрузки или число пасажиров;

m_к - масса конструкции;

m_т - масса топлива;

m_об - масса оборудования;

n_пас - количество пассажиров;

Данные силовой установки:

P_{0 ДВ.} (N₀) - тяга (мощность) двигателя, даН; кВТ;

t ₀ = P_{0 ДВ.} / G ₀ – тяговооружённость силовой установки;

m_дв -масса двигателя, кг;

G _ДВ. (Н) = m _дв. * g ; G _ДВ. (даН) = (m _дв. * g) / 10 – вес двигателя в Ньютонах и Деканьютонах;

γ _дв. = G _дв. / P_{0 ДВ.} – удельный вес двигателя;

С_р0 (C_pN), кг топл. / даН * час (кг топл. / кВТ * час)- стартовое значение удельного часового расхода топлива при Н=О, V=0 для ТРД (ТВД);

Геометрические характеристики

S, м² - площадь крыла;

l , м - размах крыла;

⁰ - стреловидность крыла в градусах (или в радианах);

 = l ² / S - удлинение крыла;

- относительная толщина профиля крыла в бортовом (концевом) сечениях;

 = b ₀ / b _конц. - сужение крыла;

L_ф , м - длина фюзеляжа;

D_ф , м - диаметр фюзеляжа;

_ф = L_ф / D_ф - удлинение фюзеляжа;

S_м - сумма миделевых сечений фюзеляжа и мотогондол;

- относительная площадь элеронов;

- относительная площадь горизонтального оперения;

- относительная площадь вертикального оперения;

Производные параметры

p₀ = G₀ / S _, даН / м² - удельная нагрузка на крыло при взлете,

_дв = P_{0 ДВ.} / G ₀ - удельный вес двигателя;

K гр. = m _гр. / m ₀ - коэффициент полезной нагрузки;

Kм = G ₀ Σ S _МИД. , даН / м² - нагрузка на мидель,

, м² - относительная площадь крыла, занятая фюзеляжем;

t₀ = P_{0 ДВ.} / G₀ - стартовая тяговооружённоcть.