Оценка возможности реализации выбранных решений.

Возможность реализации намеченного комплекса решений в проектируемом самолете проверяется с помощью уравнения существования самолета, которое увязывает все свойства разрабатываемого самолета.

Взлетная масса самолета является одним из основных критериев реальности предъявляемых к самолету требований, которые были назначены при его проектировании, их правильности и возможности достижения их при данном уровне развития науки и техники.

Масса самолета m_о складывается из масс его основных частей: массы конструкции m ,в которую входят массы крыла, фюзеляжа, оперения, управления, шасси и др.; массы двигательной установки m_д.у; массы топливной системы m_т.с и массы нагрузки m_н.

Тогда взлетная масса самолета выразится суммой:

m_о = m_к + m_д.у + m_т.с + m_н (1)

Если обе части уравнения разделить на массу самолета m_о, то получимуравнение в относительных величинах:

1 = + + + , (2)

где – относительная масса конструкции самолета;

– относительная масса двигательной установки;

– относительная масса топливной системы;

– относительная масса нагрузки самолета.

Каждая доля массы каждой части самолета связана с теми или иными свойствами самолета, поэтому уравнение (2) представляет фактически уравнение взаимосвязи свойств самолета. Его называют уравнением существования самолета, т.к. оно определяет реальность его существования. Если все свойства назначены правильно, то сумма всех членов правой части уравнения будет равна или меньше единицы. Если свойства самолета были завышены, то правая часть уравнения окажется больше единицы, что говорит о невозможности создания самолета с таким комплексом свойств.

Если известны , и ,то можно определить относительную массу нагрузки

,

причем критерием возможности осуществления заданного комплекса свойств является нахождение параметра в диапазоне .

Составляющие абсолютной массы нагрузки могут быть выбраны по статистическим данным:

Пасс. магистр. самолет

малой дальности 1,0 - 2,5 до 1,0 до 3,0

средней дальности 4,0 - 6,0 1,0 - 2,0 7,0 - 10,0

большой дальности 10,0 - 15,0 2,0 - 3,0 20,0 и более

Транспортн. самолет 4,0 - 15,0 5,0 - 100,0

Многоцелевые и для МВЛ 0,25 - 0,30 0,10 - 0,12

спортивно-пилотажные 0,30 - 0,32 0,08 - 0,10

сельскохозяйственные 0,24 - 0,26 0,08 - 0,10

Число членов экипажа определяется назначением. У легких пассажирских самолетов малой дальности полета - 1-3 чел., у пассажирских самолетов средней дальности - 4-5 чел., у тяжелых пассажирских самолетов с большой дальностью - 5-6 чел., у транспортных - до 5 чел. Считается, что масса одного члена экипажа составляет 80-90 кг, масса одного пассажира - 80 кг + 20 кг багажа. Масса полезной нагрузки у пассажирских самолетов определяется числом посадочных мест, умноженным на суммарный вес пассажира и его багажа.

После определения можно по рассчитанной относительной массе заданной нагрузки определить массу проектируемого самолета:

Очевидно, что чем меньше , т.е. чем меньше доля взлетной массы отводится на заданную нагрузку, тем тяжелее должен быть проектируемый самолет.

На следующем этапе необходимо определить, какую схему самолета выбрать и какими должны быть его относительные геометрические и аэродинамические характеристики, чтобы их реально осуществить и какой двигатель и с какими параметрами использовать на проектируемом самолете.

Выбор схемы конструкции.

Схема самолета определяется формой, количеством и взаимным расположением основных частей самолета - его крыла, фюзеляжа, оперения и двигателей. От схемы существенно зависят аэродинамические, весовые и эксплуатационные характеристики самолета.

Целесообразно схему выбирать по одному или нескольким существующим прототипам, первоначально решив вопрос о взаимном расположении крыла и горизонтального оперения, т.е. выбрав самолет “нормальной” схемы, “бесхвостку” или схемы “утка”, а также приняв решение о расположении крыла по высоте фюзеляжа, т.е. выбрав среднеплан, низкоплан или высокоплан.

Одновременно решается вопрос о форме крыла в плане и об относительной толщине профиля. Форма крыла в плане характеризуется стреловидностью c, сужением П и удлинением l. Следует учитывать, что к прямым относятся крылья со стреловидностью до c =15 и применяются они на дозвуковых самолетах с максимальным числом М=0.75; для самолетов с околозвуковыми скоростями применяются стреловидные крылья средних и малых удлинений.

Основные геометрические параметры крыла и оперения целесообразно назначить по статистике или по самолету-прототипу.

Форму поперечного сечения фюзеляжа и его удлинение l_ф также можно назначить по самолету-прототипу; при этом следует учитывать статистику по l_ф самолетов различных назначений :

дозвуковые пассаж.самолеты l_ф

местных линий 7 - 8

среднемагистральные 8 - 9

дальнемагистральные 10 - 12

транспортные 7 - 9

Количество двигателей на самолете и их размещение определяются типом двигателей и аэродинамической компоновкой самолета.

После выбора схемы и количества двигателей необходимо по статистическим данным или по однотипным самолетам получить аэродинамические характеристики.

Для силовой установки (СУ) самолетов применяются воздушно-реактивные и поршневые двигатели. Поршневые двигатели ставят на очень легкие самолеты. Наиболее распространены следующие типы ВРД – ТРД, ТРДФ, ТРДД, ТРДДФ, ТВД и ТВВД.

Относительные массы двигательной установки у современных самолетов:

пассажирские с ТРД 0,09 - 0,13

пассажирские с ТРДД 0,08 - 0,12

транспортные с ТРД 0,08 - 0,10

пассажирские с ТВД 0,15 - 0,20

Относительная масса топливной системы с топливом:

для тяжелых самолетов 0,40 - 0,55

для легких и средних самолетов 0,25 - 0,35

Относительную массу конструкции проектируемого самолета определяем исходя из статистики:

, где

= 0,10 - 0,13 относительная масса крыла,

= 0,07 - 0,12 -------------------------фюзеляжа,

= 0,020 - 0,025 -------------------------оперения,

= 0,04 - 0,06 ------------------------шасси,

= 0,02 - 0,015 ------------------------управления.

Зная массу нагрузки и определив , , и , можно рассчитать массу проектируемого самолета :

и массы его составляющих.