Относительная масса расходуемого в полёте топлива

Относительная масса рассчитывается исходя из условия полёта на максимальную дальность.

Разрешая уравнение приходят к следующему , что:

Т.к значение относительной массы топлива получилось маленьким, то берем значение 0,26 (по статистическим данным) .

2. Удельная нагрузка на крыло самолёта.

-из условия посадки

- из условия обеспечения заданной крейсерской скорости

- плотность воздуха на высоте крейсерского полета;

=коэффициент подъемной силы на крейсерском режиме полета, берем из статических данных;=0.53 .

Производим выбор величины удельной нагрузки из условия .

Этому условию соответствует величина .

3. Тяговооруженность самолёта .

- из условия набора высоты при одном отказавшем

двигателе

- градиент набора высоты .

При числе двигателей nдвиг=2 , выпущенной механизации и убранном шасси =0.024

- из условия обеспечения горизонтального полёта

- учитывает изменение тяги по скорости полёта

0.762

-аэродинамическое качество с-та на крейсерском режиме полета; .

- относительная плотность воздуха

(H=12000 м)=0.305

- учитывает степень дросселирования двигателя в крейсерском полёте до режима, соответствующего оптимальному расходу топлива.

Принимается равным 0.85

- из условия обеспечения заданной длины разбега самолёта при взлёте

- максимальный коэффициент подъемной силы на взлете, принимается по статическим данным;

Принимаем 2. .

-аэродинамическое качество с-та при разбеге;=9. .

- коэффициент трения колёс при разбеге принимается в зависимости от аэродромного покрытия.

Расчётным условием примем разбег по сухому бетонному покрытию, для которого =0.02. .

Производим выбор тяговооружённости из условия

.

Этому условию соответствует

4. Площадь крыла.

5. Определение стартовой тяги двигателя.

6. Стартовая тяга одного двигателя.

Выбор двигателя.

Тактико-технические характеристики двигателя.

Выбираем двигатель ПС-90А.

-Максимальный крейсерский режим:Н=11000м,М=0,8

тяга-3500кгс.

-Удельный расход топлива-0,58кг/кгс*ч.

-Крейсерскийрежим:Н=11000м,М=0,78,

тяга=3340кгс.

Размеры и масса:

-Масса двигателя,сухая-2950кг.

-Длина двигателя-5299мм.

Диаметр входа-1900мм.

3. Определение массы во 2-ом приближении

3.1 Масса силовой установки

- коэффициент, показывающий во сколько раз масса силовой установки больше массы двигателей

-коэффициент , зависящий от числа двигателей и их расположения на самолёте (выбирается по таблице)

К₁=0.95

-коэффициент, зависящий от числа M полёта, формы воздухозаборников и сопел (выбирается по таблице)

К₂=0.0236

-коэффициент учитывающий наличие у двигателей форсажной камеры .Для безфорсажной =1

т-степень двухконтурности;

т=4

n_дв.-количество двигателей;

n_дв.=2

Таким образом масса силовой установки

3.2 Масса топлива

Масса топлива складывается из массы топлива, обеспечивающего полет в течении заданного времени t т_т.пол., массы навигационного запаса т_т.н.з. и массы топлива, необходимого маневрирования по аэродрому и опробованию двигателей и его невырабатываемого остатка т_т.пр.

т_т.пол=т_т.н.р.+т_т.кр.+т_т.сн.п

-масса топлива,расходуемого на разбег,взлет,набор высоты и разгон до крейсерской скорости;

-высота крейсерского полёта ( =12 км)

- масса топлива расходуемое на снижение и посадку

-высота крейсерского полёта перед снижением

принимаем равной =12 км

-масса аэронавигационного запаса топлива

t – продолжительность полёта на принимают равным 0.9 ч . т .е . 50 минутам .

- масса топлива расходуемого на осуществление

крейсерского полёта

т_т.пр=0.006т₀

т_т.пр=0.006х110416=662 кг.

- потребная тяга крейсерского полёта

- время крейсерского полёта

Подставляем значения в исходную формулу

Подставляем полученные массы для различных этапов полёта в исходное выражение

т_т=22394+2667+662=25723кг.

С учётом найденной массы силовой установки и массы топлива определяем массу 2-ого приближения.

Разница между и составляет 4.8% что соответствует требованиям расчета.

5 .Определение массы конструкции

5.1 Определение массы крыла

Для дозвуковых самолётов с взлётной массой т₀>10⁴кг.

-коэффициент зависящий от ресурса крыла , принимаем его равным 1.05 при устанавливаемом ресурсе

в 40 … 50 тыс. часов.

-расчётная перегрузка;

-удельная нагрузка на крыло

= 1.6 для крыла с трехщелевыми закрылками , интерцепторами и предкрылками.

= 1.05 для крыла с баками –кессонами с внутришовной герметизацией

= = 0.860

=4 – сужение крыла

= 0.145 – относительная толщина профиля в корневой области крыла

- удлинение крыла=10;

= 0.095– относительная толщина крыла в корневой зоне.

Вычисление коэффициента, учитывающий разгрузку крыла

-коэффициент,учитывающий если двигатели установлены на крыле.

-относительная масса топлива.

Подставляя полученные значения в исходную формулу вычисляем относительную массу крыла

Масса крыла

= 0.123 * 105033 = 12919 кг

5.2 Определение массы оперения

Для дозвуковых самолётов с взлётной массой

S_г.о.-площадь горизонтального оперения=44м².

S_в.о-площадь вертикального оперения=33,4м².

= 1 – для конструкции из алюминиевых сплавов.

= 1 – при удельной нагрузке

- в случае низкорасположенного горизонтального оперения.

Масса оперения

= 0.017*105033=1785кг.

Масса горизонтального оперения

= 0.844-0.00188 =0.844-0.00188*44=0.76

cos =cos = 0.868

=0.008

Масса горизонтального оперения

=0.008*105033=840кг.

Масса вертикального оперения

= 1785-840=945кг.

5.3 Определение массы фюзеляжа

Для дозвуковых пассажирских магистральных самолётов

= 0 , коэффициент, учитывающий вариант крепления основных опор фюзеляжу

= 0.004, коэффициент, учитывающий уборку основных опор в фюзеляж.

= 0.003

коэффициент, учитывающий способ перевозки багажа (в расчёт принят контейнерный вариант).

i = 0.743 , для фюзеляжа с м

= 3.63-0.333 =3.63-0.333*3.8=2.36

-удлинение фюзеляжа;=11.35

= 2.36*11.35*3.8²*105033^-0.743+0+0.004+0.003=0.078

Масса фюзеляжа

= 0.78*105033=8192кг.

5.4 Определение массы шасси

Составляющими массы шасси являются масса передней , основной опор и масса колёс.

- относительная масса основной опоры

Расчётная масса самолёта при посадке

= 85336кг.

- Масса силовых элементов

Масса конструктивных элементов

- коэффициент для двухопорного шасси=1

Масса тележек основных опор шасси

, где

i = 4 –количество пар колёс

=355 мм – ширина колеса

= 1 –коэффициент учитывающий схему опоры

(значение принято для телескопической схемы)

- относительная масса передней опоры

- масса силовых элементов

, где

- эксплуатационная нагрузка на переднюю опору шасси

, где

b= 16967мм – база шасси

H = 4820 мм – расстояние от центра масс до поверхности аэродрома (ориентировочно)

=2 м – высота передней опоры от оси колеса до точки крепления на самолёте

- масса конструктивных элементов

- для 2-х опорной системы шасси

Подставляем полученные значения в исходную формулу

- масса колёс

Выбор колеса производится по величине стояночного усилия.

Для основной опоры нагрузка по предварительным расчётам составила 94529кг , а для передней это величина составляет 10503.3Н кг.

Для основных опор определим нагрузку приходящаяся на каждую из них для этого разделим значение 94529 на 8 т.к. колес 8 шт у основной опоры,получим значение 1188160Н.

Под данную нагрузку выбираем стандартное тормозное колесо высокого давления с стояночной нагрузкой в 120к Н. Масса одного колеса по каталогу составляет 251 кг.

Аналогично определяем нагрузку приходящаяся на

переднюю опору. Масса передней опоры 58,5 кг

Суммарная масса колёс = 2125 кг

- относительная масса шасси

0.012 + 0.0025 + 0.020 = 0.0345

- масса шасси

=0.0345 * 105033= 3623.6 кг

Масса обтекателей в которые производится уборка основных опор определяется зависимость от массы шасси. Как правило между ними существует следующая зависимость

= 1.15 * 3623.6 = 4167 кг

5. Определение массы оборудования и управления

Для дозвуковых пассажирских магистральных самолётов с взлётной массой более 10 тонн

-число пассажиров;=210

Масса оборудования

=0.062*105033=6512кг.

Масса конструкции

=12919 + 1785 + 8192 + 4167 = 27063кг

6. Определение взлётной массы в 3-ем

приближении

= 25000+1500+10797+25723+27063+6512 =

= 96595 кг

7. Компоновка и центровка самолёта

В этом разделе производится уточнение взаимного расположения основных частей самолёта , размещения экипажа , целевой нагрузки , агрегатов

оборудования и силовой установки и топлива.

При расчёте центровки принимаем следующие положения центра масс:

1). крыла – на 40...42 %

2). оперения – на 45...50% средней геометрической хорды оперения (вертикального и горизонтального)

3). фюзеляжа – на его длины при стреловидном крыле

4). опоры шасси – в центре тяжести площади боковой проекции общего вида опоры

5). оборудование и управления – в центре масс фюзеляжа

6). топлива и топливная система - в центре тяжести площади топливных отсеков крыла на его плановой проекции и в центре тяжести площади топливных отсеков фюзеляжа на его боковой проекции

7). членов экипажа и пассажиров – у пряжки поясного ремня , при этом массу летчиков принимаем равной 80 кг , а массу пассажиров и бортпроводников

по 75 кг.

Рассчитанная центровка сведена в центровочную ведомость.

Расчёт центровок

Требуемый диапазон центровок для данного класса самолёта должен находиться в пределах 0.26…0.30.

-центровка при полной загрузке (ком.) на посадке

Где Х_0А-это координата носка средней аэродинамической хорды относительно носка фюзеляжа=17800 мм.

b_A-средняя аэродинамическая хорда крыла.

Находим его по схеме,показанный на рис.1

b₀-корневая хорда крыла=8160 мм;

b_k-концевая хорда крыла=2040 мм;

b₀=b_k=4804 мм;

S₁=35.5 м²;

S₂=44.7 м²;

АВ=5,69 м.

b_A=4415 мм.

Определяем положение центра тяжести

=0.26*4415+17800=18948 мм.

Центровочная ведомость самолёта

Наименова – ние группы	Наименование агрегата , груза	mi	xi	yi	mixi	miyi
Конструкция	Крыло	12919		656	273973233	8474864
Фюзеляж	8192		200		1638400
Горизонтальное оперение	840		9130		7669200
Вертикальное оперение	945		3660		3458700
Основные опоры шасси	1260		4030		5077800
Передняя опора шасси	262		4123	1475060	1080226
Силовая установка	Двигатели средние	--------	--------	-----	--------	----------
Гондолы средних двиг.	--------	--------	------	--------	----------
Двигатели крайние	10797		2656	164006430	28676832
Гондолы крайних двиг.	--------	-------	------	--------	----------
Топливо	Оборудование и управление	6512		9300	62515200	60561600
Бак №1 (фюзеляжный)
Бак №2 (крыльевой)	25723		660	516183441	16977180
Служебная нагрузка	Экипаж	240		600	535200	144000
Бортпроводники	490		660	1901200	323400
Оборудование кабин	--------	--------	--------	-------------	-------------
Оборудование буфетов	--------	---------	--------	-------------	-------------
Оборудование туалетов	---------	---------	--------	-------------	-------------
Дополнительное снаряжение	---------	--------	--------	-------------	-------------
Целевая нагрузка	Пассажиры	15750		500	299250000	7875000
Багаж
Груз №1	--------	---------	-------	-------------	-------------
Груз №2	--------	---------	--------	-------------	-------------
		96595			1589823084	141633802

(вариант полной загрузки)

Центровочная ведомость самолёта

(вариант частичной загрузки)

Наименова – ние группы	Наименование агрегата , груза	mi	xi	yi	mixi	miyi
Конструкция	Крыло	3325		1307.6	52632522	4347770
Фюзеляж	3857		2824.4		10893710
Горизонтальное оперение	119.7		7613.5		911335.9
Вертикальное оперение	317.3		5696.6		1807531.2
Основные опоры шасси	1323		853.24		1128836.5
Передняя опора шасси	114.2	4551.6	662.8	519795	75691.76
Силовая установка	Двигатели средние	--------	--------	--------	--------------	-------------
Гондолы средних двиг.	--------	--------	--------	--------------	-------------
Двигатели крайние	1440	19809.9	3289.4	28526241	4736736
Гондолы крайних двиг.	--------	---------	--------	--------------	-------------
Топливо	Оборудование и управление	2843		1485.3	42555303	4222707.9
Бак №1 (фюзеляжный)	4240		1408.4	65520720	5971616
Бак №2 (крыльевой)	6880		1225.7	103523360	8432816
Служебная нагрузка	Экипаж	160		2929.9	567721	468784
Бортпроводники	--------	---------	--------	-------------	-------------
Оборудование кабин	--------	--------	--------	-------------	-------------
Оборудование буфетов	--------	---------	--------	-------------	-------------
Оборудование туалетов	---------	---------	--------	-------------	-------------
Дополнительное снаряжение	---------	--------	--------	-------------	-------------
Целевая нагрузка	Пассажиры	1680		2426.9	18958800	4077192
Багаж
Груз №1	--------	---------	-------	-------------	-------------
Груз №2	--------	---------	--------	-------------	-------------
		26539			402380798	47074728

Центровочная ведомость самолёта

(вариант для технического рейса)

Наименова – ние группы	Наименование агрегата , груза	mi	xi	yi	mixi	miyi
Конструкция	Крыло	3325		1307.6	52632522	4347770
Фюзеляж	3857		2824.4		10893710
Горизонтальное оперение	119.7		7613.5		911335.9
Вертикальное оперение	317.3		5696.6		1807531.2
Основные опоры шасси	1323		853.24		1128836.5
Передняя опора шасси	114.2	4551.6	662.8	519795	75691.76
Силовая установка	Двигатели средние	--------	--------	--------	--------------	-------------
Гондолы средних двиг.	--------	--------	-------	--------------	-------------
Двигатели крайние	1440	19809.9	3289.4	28526241	4736736
Гондолы крайних двиг.	--------	---------	--------	--------------	-------------
Топливо	Оборудование и управление	2843		1485.3	42555303	4222707.9
Бак №1 (фюзеляжный)	4240		1408.4	65520720	5971616
Бак №2 (крыльевой)	6880		1225.7	103523360	8432816
Служебная нагрузка	Экипаж	160		2929.9	567721	468784
Бортпроводники	--------	---------	--------	-------------	-------------
Оборудование кабин	--------	--------	--------	-------------	-------------
Оборудование буфетов	--------	---------	--------	-------------	-------------
Оборудование туалетов	---------	---------	--------	-------------	-------------
Дополнительное снаряжение	---------	--------	--------	-------------	-------------
Целевая нагрузка	Пассажиры
Багаж
Груз №1	--------	---------	-------	-------------	-------------
Груз №2	--------	---------	--------	-------------	-------------
		26539			383421998	42997536