1.4. Выбор двигателя и уточнение массы силовой установки

В дальнейшем необходимо определить стартовую тягу двигателя Р₀. Она определяется на основе средних значений тяговооруженности t₀, из таблицы статистически.

Тяговооружённость в наших вариантах выбираем по статистике: (среднее статистическое), t₀₂ = 0,39.

Определяем стартовую суммарную тягу двигателей по формуле:

Р₀ = t₀ х m_{0 х} g / 10

где g = 9,8 м/с² ; Подставляя t₀₁ = 0,3, t₀₂ = 0,39, получим:

1 вар. ; 2 вар. Р₀₂ = 0,39* 32628 * 10/ 9,8 = 12984 Дан

Поскольку у нас два двигателя, то потребная тяга одного двигателя будет в 2 раза меньше. Определяем стартовую тягу одного двигателя

P₀₁ = P₀ / n_дв.

По 1 варианту она равна: P₀₁ = 4500 Дан. Подбираем по каталогу ТРД [ 3] двигатель со следующими параметрами (Рис. 1.13.):

Рис.1.13 Схема ТРД для ПС

По 2 варианту получим: P₀₂ = P₀₂ / n_дв. = 12984 / 2 = 6492 кгс

По величине стартовой мощности двигателя из каталога выбираем двигатель Д-36М выпускаемый на ОАО «Мотор Сич» в Украине.

Удельный расход топлива – 0,63

Длина двигателя –3470мм

Высота – 1711мм

Ширина - 1540мм

Вес двигателя – 1631кгс Тяга двигателя - 6500 кгс

Удельный расход топлива определяют по формуле

Уточнение массы силовой установки

Масса силовой установки определяется по такой формуле:

m_су = R × m_дв × n_дв ,

где m_дв = 1631 кг- масса двигателя,

n_дв=2- количество двигателей,

R- коэффициент , учитывающий увеличение массы СУ по сравнению с массой двигателя,

,

Где k₁=1- коэффициент, учитывающий расположение двигателей на самолете;

n_дв.рев=2- количество двигателей, оснащенных реверсом тяги;

k_ф=1- коэффициент, учитывающий наличие (отсутствие) форсажных камер;

k_вз=0.0236- коэффициент воздухозаборника;

γ_дв.=0.25- удельный вес двигателя;

y=4- степень двухконтурности двигателей.

R = 1,68 при выбранных нами значениях. Поэтому масса силовой установки:

m_cу = 1,68х 1631 х2 = 2740х2 = 5480 кг.

Для самолета с ТВД :

,

где - эквивалентная мощность одного двигателя, кВт;

- удельный вес двигателя с винтом, даН/кВт;

Для ПС типа Ан 140 : =1372 кВт. =0,27 даН/кВт.

Получаем: .

В выбранных нами схемах пассажирских самолётов используются 2 двигателя. Их можно разместить на пилонах под крылом или в задней части фюзеляжа. Выбираем расположение двигателей в хвостовой части фюзеляжа. Это позволяет улучшить безопасность пассажиров, уменьшить слышимость шума в пассажирском салоне, улучшить путевую устойчивость, т.к. в случае отказа одного из двигателей возникает разворачивающий момент, а при такой компоновке двигателей он будет минимален.

1.5. Определение геометрических параметров частей самолета

1.5.1. Геометрические параметры частей самолёта по 1 варианту

Площадь крыла определяется из соотношения.

Корневая — и концевая — хорды крыла определяются по формулам

;

Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) вычисляется по формуле:

.

Координата САХ по размаху крыла определяется соотношением

Координата носка САХ по оси ОХ

, где

.

Размеры фюзеляжа и определяются по статистическим данным

Площади горизонтального и вертикального оперений найдем аналогично параметрам крыла

.

;

При выборе λ и используются статистические данные .

;

Плечо для “нормальной” схемы самолета (расстояние от центра масс до центра давления горизонтального оперения) находим по соотношению

.

Величину принимаем

.