1.2. Выбор и обоснование схемы самолета и его основных параметров
Анализ статистики предполагает выбор аэродинамической компоновки: формы и взаимного расположения крыла, фюзеляжа, оперения, количества и расположения двигателей проектируемого самолета, тип шасси, определение некоторые геометрических параметров крыла, фюзеляжа, оперения по результатам обработки собранных статистических данных самолетов.
В качестве критерия оценки для большинства самолетов принимают их взлетную массу, а в качестве ограничений - лётно-технические характеристике, заданные ТТТ. Наилучшим вариантом схемы самолёта будет вариант с наименьшей взлетной массой при прочих равных условиях.
После выбора формы, взаимного положения крыла, фюзеляжа, оперения, типа шасси, количества двигателей и их расположения на самолете по статистическим данным необходимо определить и записать в таблицу (табл. 1.6) основные параметры самолета. Это параметры :
Крыла: относительное удлинение , стреловидность , сужение , относительная толщина профиля
,
относительная хорда закрылка
,
углы отклонения закрылка з,
относительная площадь элерона
;
фюзеляжа: удлинение ф, диаметр Dф, длина Lф;
оперения:
,
,
г.о, в.о,
г.о,
в.о,
,
,
г.о,
в.о.
Многообразие схем самолетов данного класса для обоих вариантов обусловлено, эффективностью, на значением условиями производства и эксплуатации. Большинство из представленных схем самолётов выполнены свободнонесущими низкопланами со стреловидным крылом, с двигателями, вынесенными в хвостовую часть фюзеляжа и Т-образным оперением.
Проектируемый самолет представляет собой свободнонесущий моноплан с низко расположенным стреловидным крылом, Т-образным оперением и трех опорной схемой
шасси с передней носовой опорой
Горизонтальное оперение поднято для того, чтобы не попасть в “замутненный поток” и имеет стреловидную форму, дабы его несущие характеристики не ухудшались быстрее чем укрыла.
Шасси выполнено по трех опорной схеме. Оно обладает хорошей путевой устойчивостью.
Схема низкоплан обеспечивает безопасность экипажа и пассажиров при аварийной посадке.
Рис.1.12. Профильный вид проектируемого пассажирского самолёта
Используя статистические данные и справочные данные, определяем параметры крыла, фюзеляжа и оперения для данного проектируемого самолета и заносим эти параметры в таблицу 1.6.
Каждый из этих параметров оценивается на предмет удовлетворения лётным и тактико-техническим характеристикам самолёта и реализации противоречивых требований по аэродинамике, прочности, конструкции и технологии изготовления.
Табл.1.6. Дополнительные выбранные и назначенные геометрические характеристики агрегатов самолёта
Вар. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
1 |
11 |
30 |
2,3 |
12% |
0,3-0,4 |
40 |
0,08 |
8 |
3,2 |
25,6 |
2 |
8.06 |
23,4 |
3,2 |
12% |
0,3 |
450 |
0,085 |
9,03 |
3,57 |
32,24 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
1 |
0,2 |
0,13 |
4,5 |
1,2 |
|
|
10% |
10% |
2,8 |
1,88 |
2 |
0,21 |
0,18 |
4,3 |
1,2 |
250 |
350 |
12% |
12% |
2,2 |
1,6 |
1.3. Определение взлетной массы самолета нулевого приближения. Определение геометрических параметров частей самолета
Имея заданные и дополнительные геометрические характеристики самолёта, мы можем определить взлётную массу самолёта.
Взлетная масса самолета нулевого приближения определяется по формуле, полученной из уравнения относительных масс и с использованием статистических данных:
(1.1.)
где
—
взлетная масса;
—масса
коммерческой нагрузки;
—масса
экипажа;
—относительная
масса конструкции;
—относительная
масса силовой установки;
—относительная
масса топлива;
—относительная
масса оборудования и системы управления;
Значение
определяется по формуле
= a + bL / V кр. (1.2.)
где L – дальность полета, км;
Vкр. – крейсерская 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 в нашем случае a = 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
Для 1 варианта: L=3300 км,
V=750 км/ч, а = 0,06 , b=0,05;
поэтому
;
Для второго варианта: L=2193 км, V=844 км/ч, а = 0,06, b=0,05; поэтому
= 0,06 + 0,05
= 0,189
Относительные массы
,
,
- приведены в табл.1.7.
Таблица 1.7. Относительные массы
Назначение самолета |
|
|
|
Дозвуковые легкие пассажирские средние тяжелые |
0,30...0,32 0,28...0,30 0,25...0,27 |
0,12...0.14 0,10...0,12 0,08...0,10 |
0,12...0,14 0,10...0,12 0,09...0,11 |
Сверхзвуковые пассажирские |
0,20...0,24 |
0,08...0,10 |
0,07...0,09 |
Многоцелевые для местных авиалиний |
0,29...0,31 |
0,14...0,16 |
0,12...0,14 |
Спортивно-пилотажные |
0,32...0,34 |
0,26...0,30 |
0,06...0,07 |
Сельскохозяйственные |
0,24...0.30 |
0,12...0.15 |
0.12...0,15 |
Лёгкие гидросамолёты |
0,34...0,38 |
0,12...0,15 |
0,12...0,15 |
Мотопланеры |
0,48...0,58 |
0,08...0,10 |
0,06...0,08 |
Маневренные |
0,28...0,32 |
0,18...0,22 |
0,12...0,14 |
Остальные ЛА легкие средние тяжелые |
0,26...0,28 0,22...0.24 0,18...0,20 |
0,10...0,12 0,08...0,10 0,06...0,08 |
0,10...0,12 0,07...0,10 0,06...0,08 |
Транспортные легкие средние тяжёлые |
0,30...0,32 0,26...0,28 0,28...0,32 |
0,12...0,14 0,10...0,12 0,08...0,10 |
0,16...0,18 0,12...0,14 0,06...0,08 |
Для дозвукового пассажирского самолета выбираются следующие коэффициенты
=
0,28;
= 0,1;
= 0,1;
Подсчитаем массу полезной нагрузки. Каждый пассажир в среднем весит 80 кг, ему разрешается провозить платный багаж 110-120 кг, примем массу багажа для 1 пассажира – 120 кг.
По 1 варианту:
=120
;
по 2 варианту
=
Масса членов экипажа определяется как средняя масса, 80 кг, умноженная на число членов экипажа;
Подставляя относительные величины
массы топлива
=0,28:
= 0,189,
конструкции, оборудования и управления, силовой установки, подсчитаем величину взлётной массы нулевого приближения для 2 вариантов.
По имеющимся данным определим:
:
Относительная масса крыла, фюзеляжа, оперения, шасси определим из статических данных, табл. 1.8.
Табл. 1.8. Относительные массы агрегатов планера
m0, т
|
Пассажирские и неманевренные, маневренные |
10 - |
50 5 |
100 10 |
150 15 |
200 20 |
Крыло |
пассажирские неманевренные маневренные |
0,393 0,389 - |
0,396 0,397 0,345 |
0,391 0,400 0,333 |
0,384 0,402 0,335 |
0,377 0,398 0,333 |
Фюзеляж |
пассажирские неманевренные маневренные |
0,357 0,346 - |
0,351 0,342 0,410 |
0,357 0,332 0,408 |
0,358 0,328 0,403 |
0,367 0,332 0,400 |
Оперение |
пассажирские неманевренные маневренные |
0,066 0,083 - |
0,069 0,081 0,064 |
0,071 0,083 0,086 |
0,076 0,079 0,082 |
0,073 0.077 0,080 |
Шасси |
пассажирские неманевренные маневренные |
0,184 0,102 - |
0,184 0,182 0,161 |
0,181 0,185 0,173 |
0,182 0,191 0,180 |
0,183 0,193 0,187 |
Для наших типов пассажирских самолётов примем:
=0,396;
=0,351;
=0,069;
=0,184;
при этом, для проверки нужно выяснить, выполняется ли равенство:
+ + + = 1,0.
Результаты вычисления масс занесём в таблицу 1.9.
Табл.1.9. Массы агрегатов и систем самолёта
кг |
кг |
кг |
кг |
кг |
кг |
кг |
кг |
кг |
кг |
кг |
кг |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
30260 |
6720 |
11983 |
3355 |
2974 |
584 |
1559 |
8473 |
3329 |
18051 |
1580 |
240 |
32 628 |
10560 |
12920 |
5116 |
4535 |
891 |
2377 |
6166 |
3263 |
19446 |
3262 |
240 |
Масса пустого самолета: Mпуст
= mк + mc.у
+
