Выбор и обоснование схемы самолета и его основных параметров

Многообразие схем самолетов данного класса для обоих вариантов обусловлено, эффективностью, назначением 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 (Рис. 1.6)

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.1.6. 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.
			2,3	12%	0,3-0,4	40	0,08		3,2	25,6
	8.06	23,4	3,2	12%	0,3	450	0,085	9,03	3,57	32,24
	0,2	0,13	4,5	1,2			10%	10%	2,8	1,88
	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;

V_кр. – 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.5 [4]

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. 1.5. [4 ].

=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 1.7.

Табл.1.7. Массы агрегатов и систем самолёта

кг	кг	кг	кг	кг	кг	кг	кг	кг	кг	кг	кг
32 628

Масса пустого самолета: M_пуст = m_к + m_c.у +

Выбор двигателя

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.1.7 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

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

.

1.5.2. Геометрические параметры частей самолёта по 2 варианту

Крыло:

Площадь крыла определяется из соотношения

S = m₀g / 10p₀

Где g = 9.8 м/с², р₀ – удельная нагрузка на крыло при взлете, которое будет определяться по статистическим данным, примем р₀ = 439,6

Тогда S = (44229 * 9,8) / (10* 439,6) = 98,6 м²

Размах крыла:

=

где l берется на основе статистических данных из таблицы 1.6, l = 8,06

= = 28 (м)

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

b₀ = *

b_k =

где h = 3,194 (см. таблицу 1.2)

b₀ = * = 5,3 (м)

b_k = = 1,6 (м)

Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) вычисляется по формуле

b_А = b₀ *

Зная, что h = 3,194 (см. табл. № 1.2), b₀ = 5,3 (м), подставляем в формулу:

b_А = * 5,3 * = 3,79 (м)

Координата САХ по размаху крыла определяется соотношением

= *

= * = 5,77 (м)

Координата носка САХ по оси ОХ

= * * tg c_п.к., или = * tg c_п.к ,

где c_п.к – угол стреловидности крыла по средней кромке

= 5,77 * tg 23,4 = 2,5(м)