1.5 Выбор и обоснование схемы самолета и его основных параметров

Выбираем схему высокоплана с "т" - образным оперением. Это решение вызвано следующими достоинствами:

а) простота погрузки-выгрузки;

б) повышенная эффективность горизонтального оперения, так как оно выходит из возмущенных потоков;

в) простота обслуживания двигателей.

Крыло с прямой стреловидностью (c>15º) имеет меньшее лобовое сопротивление, самолет может развить скорость больше чем самолеты с прямым крылом на данных режимах полета.

Наиболее выгодной схемой шасси является шасси с носовой опорой, преимуществами которой являются:

а) высокая устойчивость при посадке;

б) не возможность капотирования;

в) лучший обзор спереди для движения по аэродрому;

г) возможность управления самолетом на разбеге и пробеге;

Фюзеляж имеет в сечении форму капли для лучшего обтекания потоком воздуха. По статистическим данным определяем и заносим в таблицу №3 параметры крыла λ , c, η, ĉ, относительные хорды закрылка bз, угол отклонения закрылка δз, относительную площадь элерона Ŝэл., параметры фюзеляжа λф., Dф ,Lф , параметры оперения Sго, Sво, λго, λво, cво, cго, Сво, ηго, ηво, где cво, cго— углы стреловидности оперения по ¼ хорды.

Таблица №3

λ	c	η	с	bз	δз	Sэл	λф	Dф м	Lф м	S г.о.	S в.о.	λ г.о.	Λ в.о	c г.о.	c в.о.	С в.о.	С г.о.	Η г.о.	Η в.о.
7.2	20°	4	0.1	3.7	35	0.06	7.8	6.8	53	0.2	0.33	4.7	0,8	25°	35°	0.07	0.05	2.4	0.8

1.6 Определение взлетной массы самолета

Взлетную массу определяем по формуле:

,

где mo –взлетная масса самолета ; mгр -масса коммерческой нагрузки; mэк -масса экипажа; mк -относительная масса конструкции; mс.у -относительная масса силовой установки; mоб.упр .-относительная масса оборудования и управления; mт -относительная масса топлива.

Значение mT определяется из формулы :

; =0.41

.

Исходя из полученной взлетной массы определяем остальные массы :

m к = mк mo = 0.18 276 400 = 49752кг.

m с.у. = 0.06 276 400 = 16584кг;

m т = 0.41 276 400 = 113324кг;

m об. упр. = 0.06 276 400 = 49 752кг;

m кр. = mк m кр. = 49752 0.398 = 19801кг;

m ф = mк m ф. = 49752 0.332 =16517кг;

m опер.= mк m опер = 49752 0.077 = 3830кг;

m ш. = mк m ш. = 49752 0.193 = 9602кг.

Для определения массы двигателя определим его стартовую тягу:

P0 = t0 m0 g;

P0 = 0.29 =785 528кг,

Где t0- тяговооруженность, которая определяется из статистических данных (t0=0.29).Значения величин масс заносим в таблицу 4.

Таблица 4.

m0, кг	mгр, кг	mк, Кг	mкр, Кг	mф, кг	mоп, кг	mш, кг	m т., кг	mс.у., кг	mдв., кг
276400	80000	49752.	19801	16517	3830	9602	113324	16584	4146

Наиболее подходящий двигатель (ТРДД) JT9Д-7R4c.

Установим 4 таких двигателя на самолете. Получим:

P сумарн. = 4 x 21790 = 87160дан.