3. 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. = 120  n_пас , кг;

Масса груза m_гр =150 000 кг

Масса экипажа m_эк определяется по формуле:

m_эк = 80  n_эк (2.2)

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

n = 5

m_эк = 80  7 = 560 кг.

Значение определяется по формуле

= a + bL / V (2.3)

где L – дальность полета, км;

V – 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 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 = 850 км/ч(см.таблица 2)

L = 5500 км(см.таблица 2)

Подставляя выше приведенные значения в формулу для , получим:

= 0,06 + 0,05 = 0,38

Относительная масса , , - приведены в табл.3

Примем = 0,26; = 0,12; = 0,12; = 0,38

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

= = 442 823 (кг)

В дальнейшем необходимо определить стартовую тягу двигателя Р₀. Она определяется на основе собранных статистических значений тяговооруженности t_0. Для нашего самолета t₀ = 0.35. Определяем стартовую суммарную тягу двигателей:

Р₀ = t₀  m₀  g

где g = 9,8 м/с² ; t₀ = 0,4; m₀ = 442 823 кг

Р₀ = 0,35  442 823 10/ 9,8 = 154 988 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 = 154 988 / 4 = 38 747 кг

По величине стартовой мощности двигателя из каталога выбираем двигатель Д-18 тягой 23430 (229,85) кгс (кН) выпускается на ОАО «Мотор Сич» на Украине.

Удельный расход топлива –0,34

Длина двигателя –5400мм

Диаметр - 2300 мм

Вес двигателя –.4100 кгс

Реальная тяговооружённость - 0,21.

Либо Rolls-Royce Trent 900 который применяется на Airbus A380

Рис. 3.1.

с максимальной тягой 357 кН каждый.

Поэтому новая тяговооружённость будет: t₀ = 0.33

3. Определение геометрических параметров частей самолета

3.1. Крыло:

Площадь крыла определяется из соотношения

S = m₀g / 10p₀ (1.)

Где g = 9.8 м/с², р₀ – удельная нагрузка на крыло при взлете, которое будет определятся по статистическим данным, примем р₀ = 289,1

Тогда S = 443 000   640 = 692 м²

Размах крыла:

=

где  берется на основе статистических данных из таблицы 2,  = 8,6

= = 77,2 (м)

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

b₀ =  (6)

b_k = (7)

где  = 3,018(см. таблицу 2)

b₀ =  = 13,5 (м)

b_k = = 4,5 (м)

Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) вычисляется по формуле

b_А = b₀  (8)

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

b_А =  6,1  = 9,75 (м)