Административный самолет проектирование и техническое описание

LR4 1.doc

Лабораторная работа №4
Определение потребной стартовой тяговооруженности самолета
Под стартовой тяговооруженностью самолета понимается отношение
суммарной статической тяги двигателей Р0 к взлетной силе тяжести самолета.
Тяговооруженность определяет основные летно-технические характеристики
самолета зависящие от энергетических возможностей его силовой установки. К
этим характеристикам относятся: скорости и высоты полета потолок
скороподъемность взлетные характеристики маневренность и др. Исходя из
заданных в ТТТ значений летно-технических характеристик можно определить
потребную величину тяговооруженности проектируемого самолета.
Расчитывать тяговооруженность будем для следующих режимов:
Полет на крейсерском режиме со скоростью Vкр на высоте Нкр;
Обеспечение заданной длины разбега разб;
Взлет при отказе одного двигателя на разбеге;
Обеспечения страгивания с места при размокшем грунте.
Полет на крейсерском режиме
Потребное значение стартовой тяговооруженности рассчитывается по
((Мкрейс) – учитывает изменение тяги по скорости полета;
[pic]=(08 – 09) – поправка на дросселирование для крейсерского режима
[pic] – аэродинамическое качество самолёта на крейсерском режиме
Коэффициент ((Мкрейс) вычисляется по формуле:
где [pic] – число Маха для крейсерского режима полёта (см. л. р. №3).
Поправка на высоту полёта определяется по формуле:
где [pic] – относительная плотность воздуха на крейсерской высоте полёта
[pic] (см. л. р. №3).
Обеспечение заданной длины разбега
– коэффициент трения колес шасси при разбеге;
Кразб – аэродинамическое качество самолета при разбеге;
[pic] – заданная длина разбега.
Значения Кразб Сya max взл взяты согласно рекомендациям [1]:
) Значения коэффициента трения взяты по типам покрытия ВПП:
) Сухое бетонное покрытие [p
) Мокрое бетонное покрытие [p
) Твердый грунт [pic].
Согласно (2.1) для различного вида покрытий ВПП:
Сухое бетонное покрытие
Мокрое бетонное покрытие
для значения [pic] длина разбега:
Взлет при отказе одного двигателя при разбеге
где nдв – число двигателей на самолете;
Кнаб – аэродинамическое качество самолета при наборе высоты;
[pic] – угол наклона траектории полёта самолёта к горизонту град.
Аэродинамическое качество самолета при наборе высоты определяется по
Согласно рекомендациям [1] приняты следующие значения для [pic]:
Для четырех двигателей [pic].
Согласно (3.1) для четырех двигателей:
Обеспечения страгивания с места при размокшем грунте
Находится из соотношения:
где fкач = 01 ÷ 012 – коэффициент трения качения для размокшего
грунта принимаем fкач = 012.
После вычисления тяговооруженности по всем намеченным условиям
наибольшая из них принимается за потребную для данного самолета стартовую
Список использованных источников
Проектирование самолетов [Текст] : [учеб. для вузов в обл. авиац. и
ракет.-косм. техники по направлениям 160100 "Авиа- и
ракетостроение" 160200 "Авиастроение" и специальностям 160201
Самолето- и вертолетостроение" и 160202 "Системы жизнеобеспечения
и оборудование летат. аппаратов" С. М. Егер и др. ; под ред. С.
М. Егера] ; предисл. А. М. Матвеенко [и др.]. - [4-е изд.]. - М. :
Логос 2005. - 613 с.
Комаров В. А. Концептуальное проектирование самолета [Текст]:
Учебное пособие В.А. Комаров Н.М. Боргест И.П. Вислов. – Самара:

LR3 3.docx

Лабораторная работа №3
Выбор схемы самолета
Схема самолета определяет количество форму и взаимное расположение его основных агрегатов – крыла оперения фюзеляжа взлетно-посадочных устройств а также количество и размещение на самолете двигателей и их воздухозаборников. Схема самолета решающим образом влияет на его свойства и качества что в конечном счете определяет и его общую эффективность. Схема любого самолета обусловлена его назначением условиями его применения и основными требованиями предъявляемыми к проектируемому самолету. Главная проблема которая решается при выборе схемы заключается в том чтобы принятая схема наилучшим образом удовлетворяла ТТТ обеспечивала минимальную массу конструкции и взлетную массу высокое аэродинамическое качество и максимальную эффективность самолета.
Проанализировав данные статистики можно выделить устоявшиеся характерные черты административных самолётов:
Самолёты выполнены по схеме «Низкоплан»;
Фюзеляж типа «Полумонокок» преимущественно круглого сечения;
Число двигателей – 2;
Варианты шасси: трехопорное носовая ОШ + ООШ;
Выбор параметров схемы
После анализа самолётов-аналогов и уточнения тактико-технических требований можно сформулировать параметры будущего самолёта в первом приближении:
Кабина пилотов размещается в носовой части самолёта.
В центральной и хвостовой частях фюзеляжа расположен герметичная кабина пассажиров.
В хвостовой части фюзеляжа расположен багажный отсек буфет и туалет;
Топливо размещается в кессон-баках крыла.
В результате были выбраны два варианта аэродинамической компановки самолёта:
Низкоплан с фюзеляжем круглого сечения и Т-образным оперением;
Низкоплан с фюзеляжем круглого сечения и оперением классической схемы.
Выбор параметров схемы крыла
Здесь будут определены основные количественные характеристики для крыла но прежде необходимо построить ряд зависимостей на основании статистических данных по этим характеристикам чтобы с их помощью получить искомые значения удлинения λ сужения угла стреловидности тип профиля и относительные толщины в корне и на конце крыла С0 Ск и угол поперечного V крыла.
Это зависимости удлинения крыла от дальности полёта угла стреловидности от крейсерской скорости и удлинения от года выпуска самолёта.
Рисунок 1 – Зависимость удлинения крыла от дальности полета
Рисунок 2 – Зависимость удлинения крыла от года выпуска самолета
Рисунок 3 – Зависимость угла стреловидности крыла от крейсерской скорости
Проанализировав построенные зависимости и на основании влияния искомых характеристик на массовые и аэродинамические показатели самолёта были приняты следующие значения удлинения λ сужения угла стреловидности относительные толщины профиля крыла в корне и на конце крыла С0 Ск и угла поперечного V крыла:
Угол стреловидности по передней кромке ;
Тип профиля – близкий к суперкритическому;
Относительная толщина профиля в корневом сечении ;
Относительная толщина профиля в концевом сечении .
Увеличение сужения крыла позволяет повысить его жесткость и уменьшить массу конструкции:
Угол поперечного V крыла принят по статистике в дальнейшем он будет скорректирован для соответствия требований устойчивости самолёта.
Выбор параметров фюзеляжа
Параметры фюзеляжа определяют его основную форму и габариты. Они включают в себя такие параметры как: форму и диаметр фюзеляжа его удлинение удлинение носовой и хвостовой частей .
Значения этих параметров определяют аэродинамическое совершенство фюзеляжа то есть создаваемое им аэродинамическое сопротивление и его массовое показатели.
Так на основании статистических данных и в виду того что круглое сечение обладает наименьшим сопротивлением трения для проектируемого самолёта был принят фюзеляж круглого поперечного сечения.
Удлинение фюзеляжа напрямую определяет его аэродинамическое сопротивление и связывает между собой такие параметры как длина фюзеляжа и его диаметр. Отсюда и в дальнейшем при проработке компановки будет учитываться то что желательно сохранить постоянство обтекаемой площади фюзеляжа при увеличении его удлинения с целью минимизации сопротивления. Для этого необходимо пропорционально уменьшать диаметр и увеличивать длину фюзеляжа до рациональных пределов чтобы не допустить перетяжеления конструкции.
На данном этапе разработки проекта самолёта на основании собранной статистики были приняты следующие значения параметров фюзеляжа:
Удлинение носовой части ;
Удлинение хвостовой части ;
Также в дальнейшем будет учтено что увеличение удлинения хвостовой части фюзеляжа неизбежно повлечет за собой увеличение массы его конструкции.
Выбор параметров оперения
Параметры оперения такие как: относительные площади оперения удлинения сужения толщины профилей и углы стреловидности а также вариант компоновки определяют его способность обеспечивать необходимую устойчивость и управляемость самолёта на всех этапах полёта.
Опираясь на данные статистики окончательным вариант установки оперения Т – образной схемы. Однако известно что такое крепление горизонтального оперения вызывает увеличение массы вертикального оперения на 15 – 20 % вследствие увеличения нагрузок от аэродинамических сил. Но в то же время это позволяет вывести горизонтальное оперение из зоны возмущенного воздушного потока за крылом и от струи двигателей.
По данным статистики предварительно были подобраны относительные площади оперения:
Относительная площадь ГО ;
Относительная площадь ВО .
Эти значения будут скорректированы в дальнейшем при расчете балансировки самолёта.
Значение удлинения ГО и ВО влияет на массу конструкции этих агрегатов. Так увеличивая удлинение повышается эффективность оперения и снижается его площадь а следовательно и масса конструкции. Однако при этом также увеличиваются нагрузки действующие на оперение и ухудшаются флаттерные характеристики. В связи с этим в течение всего процесса проектирования данный параметр будет постоянно меняться и стремиться к оптимальному значению.
На данном этапе на основании статистики были приняты следующие значения удлинений для оперения:
Удлинение горизонтального оперения ;
Удлинение вертикального оперения .
Сужение ГО и ВО также влияет неоднозначно на параметры оперения. Так с увеличением уменьшаются нагрузки действующие на оперение что снижает его массу но в то же время падает его эффективность в сечениях подвергающихся воздействию возмущенного потока из-за крыла что заставляет увеличивать площадь а следовательно и массу конструкции.
По данным о значениях этих параметров для самолётов-аналогов а также по данным [1] были приняты значения сужений для оперения:
Сужение горизонтального оперения ;
Сужение вертикального оперения .
Угол стреловидности оказывает влияние на эффективность оперения: с увеличением повышаются его несущие свойства увеличивается плечо оперения все это приводит к повышению его эффективности.
По данным статистики предварительно выбраны следующие значения углов стреловидности для оперения:
Угол стреловидности горизонтального оперения ;
Угол стреловидности вертикального оперения .
Толщины профилей составляющих набор ГО и ВО определяют его эффективность и несущие свойства. На основании [1] и толщин профилей подобранных для крыла были приняты следующие толщины профилей для оперения:
Толщина профилей для горизонтального оперения:
В корневом сечении ;
В концевом сечении .
Толщина профилей для вертикального оперения:
Выбор параметров органов управления
Основными органами управления для проектируемого самолёта являются: элероны руль направления (РН) руль высоты (РВ) а также механизация крыла: закрылки предкрылки и интерцепторы. От выбора параметров этих элементов зависит управляемость самолёта его устойчивость в полете центровка.
На основании имеющейся статистики и рекомендаций в [1] были приняты следующие значения основных параметров для элеронов:
Относительная площадь элеронов ;
Относительная хорда элеронов ;
Относительный размах элеронов ;
Углы отклонения: вверх вниз ;
Тип элеронов: односекционные.
По рекомендациям из [1] а также опираясь на данные о самолётах – аналогах были выбраны параметры для руля направления:
Относительная площадь РН ;
Диапазон углов отклонения ;
Тип РН: односекционный.
Аналогично рулю направления были приняты значения параметров для рулей высоты:
Относительная площадь РВ ;
Углы отклонения: вверх вниз .
Основные геометрические размеры для РВ и РН будут получены в дальнейшем при расчете потребных балансировочных усилий создаваемых при их отклонении.
Механизация передней кромки крыла.
Применение механизации необходимо для повышения взлетно-посадочных характеристик крыла и сокращения потребной длины взлетно-посадочной полосы (ВПП). Применение механизации по передней кромке крыла позволяет увеличить диапазон допустимых углов атаки что очень важно на режиме набора высоты.
Наиболее эффективным является установка щелевых предкрылков так как они улучшают обтекание крыла воздушным потоком и отодвигают границу срыва ближе к задней кромке крыла.
Таким образом на проектируемый самолёт установим многосекционные выдвижные щелевые предкрылки с углом отклонения .
Механизация задней кромки крыла.
Механизация задней кромки крыла позволяет в значительной мере повысить несущие способности крыла на режимах взлета и посадки. Наиболее выгодными в этом отношении являются выдвижные щелевые закрылки. Однако применение многощелевых закрылков может привести к значительному увеличению массы крыла что является нежелательным.
Применим для проектируемого самолета однощелевой закрылок с параметрами:
Относительный размах ;
Относительная хорда ;
Особенности: закрылки используются помимо взлетно-посадочных режимов и на крейсерском режиме для оптимизации режима и увеличения скорости сваливания.
Взаимное расположение агрегатов самолета
Расположение крыла относительно фюзеляжа
Положение крыла вдоль оси фюзеляжа выбрано на основании относительного расстояния от носа фюзеляжа до центральной хорды крыла взятого на основании статистики: .
Угол установки для крыла принимается равным .
Взаимное расположение крыла и оперения
На предыдущих этапах было определено что крыло самолета крепится к фюзеляжу а горизонтальное оперение выполнено по Т-образной схеме.
По данным статистики были выбраны значения для плеч горизонтального и вертикального оперений:
По имеющимся значениям относительных площадей и плеч оперения рассчитаны коэффициенты статического момента для ГО и ВО:
Эти параметры будут уточняться при разработке чертежа общего вида самолета.
Для проектируемого самолёта принята схема трехопорное шасси со спаренными колесами на всех стойках. ПОШ убирается вперед ООШ в крыло.
На основании статистики по самолётам – аналогам были приняты следующие значения для параметров шасси: колеи базы и выноса главных опор:
Относительная колея шасси ;
Относительная база шасси ;
Относительный вынос главных опор шасси .
Согласно рекомендациям из [1] взяты посадочный и стояночный углы самолёта:
Посадочный угол самолёта;
Стояночный угол самолёта .
Используя эти значения и угол установки крыла можно рассчитать угол запрокидывания самолёта:
Помимо угла запрокидывания рассчитан угол выноса главных опор шасси:
Все параметры шасси будут уточняться при проработке компоновки и расчете центровки самолета.
Выбор параметров силовой установки
Главные требования предъявляемые к двигателю:
обеспечить наименьший расход топлива;
наименьший удельный вес;
необходимая надежность;
Наиболее перспективной силовой установкой дозвуковых самолётов является двухконтурный турбореактивный двигатель.
Степенью двухконтурности двигателя называется отношение расхода воздуха через второй контур к расходу воздуха через первый (внутренний) контур.
Современный ТРДД развивает тяговую мощность на 1 кг массы двигателя в 3 5 раз больше чем поршневой двигатель. Удельный расход топлива (расход топлива на 1 даН тяги в час) является важнейшей характеристикой любого авиационного двигателя. На величину удельного расхода топлива в крейсерском полёте оказывает влияние и такой параметр самолёта как тяговооружённость. При недостаточной тяговооружённости самолёта необходимая для горизонтального полёта тяга обеспечивается лишь при частоте вращения ротора превышающей частоту вращения на крейсерском режиме что и приводит к увеличению удельного расхода топлива. Современные ТРДД для дозвуковых самолетов в зависимости от степени двухконтурности двигателя т имеют следующие значения стартового удельного расхода топлива и удельного расхода топлива в крейсерском полете :
Удельный вес двигателя ;
Удельный стартовый расход топлива ;
Удельный крейсерский расход топлива .
Определение исходных параметров самолёта
Определение удельной нагрузки на крыло
Согласно принятым тактико-техническим требованиям (ТТТ) имеем следующие характеристики режима посадки:
Посадочная скорость ;
Тип механизации: однощелевые закрылки.
По рекомендациям из [1] и данным статистики (см. л. р. №1) взяты следующие параметры:
Коэффициент максимальной подъемной силы при посадке ;
Относительная масса расходуемого топлива .
Используя эти значения рассчитана потребная величина удельной нагрузки на крыло:
Крейсерский режим полёта.
В соответствии с ТТТ характеристики крейсерского режима полёта:
Крейсерская высота ;
Крейсерская скорость полёта ;
Относительная плотность воздуха на высоте : ;
Число Маха для крейсерского режима .
Далее необходимо рассчитать эффективное удлинение крыла:
Приближенно рассчитывается коэффициент аэродинамического сопротивления самолёта:
Используя данные значения рассчитывается удельная нагрузка на крыло на крейсерском режиме полёта:
За расчетное значение удельной нагрузки принимается наименьшая из полученных величин:
Определение аэродинамических параметров
Коэффициент отвала поляры:
Максимальное аэродинамическое качество самолёта:
Так как методика расчета максимального аэродинамического качества является устаревшей и не учитывает многих факторов примем:

LR6 1.docx

Лабораторная работа №6
Определение основных параметров самолёта
После того как стало известно значение взлетной массы самолета можно найти его основные геометрические весовые (массовые) и некоторые другие параметры в абсолютном виде.
Кроме абсолютных размеров самолета определяющих его внешний вид найдем абсолютные величины мощности и массы двигателей – это позволит подобрать их конкретную марку. Определим потребный объем топливных баков подберем размеры и тип колес шасси.
Определение параметров и подбор двигателей
По потребной величине энерговооруженности и по известной взлетной массе находим суммарную тягу двигателей по формуле:
где – величина взлетной массы самолета первого приближения кг;
– потребная тяговооруженность.
Мощность одного двигателя определяется по формуле:
где – число двигателей устанавливаемых на самолёт.
Воспользовавшись справочником [1] для проектируемого самолёта принимаем ТРДД AE3007C1 имеющий следующие характеристики:
Значение тяги на взлете;
Удельный стартовый расход топлива;
Масса двигателя 4525 кг.
Определение массы и объема топлива
Потребная масса топлива вычисляется по формуле:
где – относительная масса топливной системы;
– для истребителей легких и средних самолетов;
– взлетная масса самолета первого приближения кг.
Зная массу топлива можно рассчитать его объем по формуле:
Потребный объем топливных баков рассчитаем по формуле:
где – дополнительный запас топлива при перевозке уменьшенной коммерческой нагрузки на дальность большую расчетной при постоянстве взлетной массы .
Потребный объем дополнительного запаса топлива определим задаваясь величиной уменьшения целевой нагрузки:
С учетом температурного расширения топлива увеличим объем топливных баков:
Определение параметров крыла
Потребную площадь найдем через удельную нагрузку на крыло по формуле:
Размах крыла определим по формуле:
Центральную хорду крыла определим через сужение по формуле:
Концевую хорду крыла определим по формуле:
Средняя аэродинамическая хорда для трапециевидного крыла находится по формуле:
Используя полученные данные для крыла рассчитаем основные геометрические параметры для органов управления и механизации.
Механизация задней кромки крыла
Определение параметров оперения
По относительным значениям находим абсолютные значения площадей оперения:
Центральные хорды горизонатльного (ГО) и вертикального (ВО) оперений:
Концевые хорды ГО и ВО определим по формуле:
Используя полученные значения рассчитаем параметры органов управления.
Площадь руля направления:
Площадь руля высоты:
Определение параметров фюзеляжа
На этапе выбора схемы самолёта была принята круглая форма поперечного сечения фюзеляжа (см. л.р. № 3). Примем диаметр фюзеляжа .
Длина фюзеляжа в первом приближении определяется по формуле:
Аналогично находятся длины носовой и хвостовой частей фюзеляжа:
Определение параметров шасси
Стояночные нагрузки на основные и переднюю вспомогательную опоры определим по формулам:
На этапе выбора схемы было принято что передняя опора является одноопорной с парой колес на стойке а основные опоры – одноопорные двухколесные. Таким образом рассчитаем нагрузки на одно колесо каждой из опор:
По полученным нагрузкам подобраны колеса для основных и вспомогательной опор:
Таблица 1 – Параметры колёс для основных и вспомогательной опор шасси
Рабочее давление в шине кгссм2
Стояночная нагрузка от взлетной массы кгс
Допустимая скорость при взлете кмч
Допустимая скорость при посадке кмч
Эксплуатационная энергонагруженность тормоза кгс м
Эксплуатационный тормозной момент кгс м
Основные опоры шасси
Передняя опора шасси
Определим потребный класс аэродромов для проектируемого самолёта. Для этого рассчитаем эквивалентную одноколесную нагрузку:
где – стояночная нагрузка на одно колесо Н;
– давление в пневматике шасси Па;
– конструктивный коэффициент зависящий от типа опоры и диаметра колеса.
Как видно из расчетов для проектируемого самолёта потребными являются аэродромы класса F.

TTT.docx

Функциональные требования
В этих требованиях отражается общий замысел создания нового самолета. Они определяют тип и класс самолета выполняемые им задачи его важнейшие параметры и характеристики:
Назначение – Выполнение деловых полетов с пассажирами и грузами;
Основные задачи базового самолёта: транспортировка официальных лиц государственных учреждений и коммерческих организаций.
Возможные модификации:
Собственный самолет – бизнесмен или фирма владеют самолетом который пилотируется самостоятельно или наемными пилотами;
Бизнес-чартер – пассажир или фирма фрахтует самолёт для чартерного рейса вместе с экипажем и обслуживающим персоналом;
Степень автоматизации: возможность совершения автоматического полета по маршруту и захода на посадку;
Условия базирования: эксплуатация на подготовленных аэродромах 3 классатип ВПП – ИВПП ГВПП;
Общие технические требования
Эта группа требований определяет основные летные качества будущего самолета его надежность и безопасность.
Сперва был составлен перечень основных наиболее важных для данного самолета требований носящих качественный характер:
Высокая крейсерская скорость;
Высокие взлётно-посадочные характеристики возможность эксплуатации с неподготовленных ВПП;
Высокая топливная эффективность;
Удобство при работе пассажиров в полете;
Удобство эксплуатации технического обслуживания и ремонта;
Безопасность полета;
Удобство и быстрота погрузкивыгрузки;
Затем эти требования были проранжированы согласно методу парных сравнений. Результаты ранжирования представлены в таблице 1.
Таблица 1 – Результаты ранжирования требований
По скольку несколько требований имеют равное количество баллов была проведена дополнительная оценка и сравнение этих требований между собой с добавлением дополнительных баллов. По результатам этой оценки был окончательно сформирован список общих технических требований:
Летно-технические характеристики
Эти требования устанавливают численные значения основных наиболее важных для проектируемого самолета летных характеристик и параметров.
Назначенные численные значения подобраны по результатам анализа данных статистики и с учетом прогноза на ближайшие годы.
Максимальная 8000 км.
Масса целевой нагрузки: до 2 т и включительно;
Максимальная скорость полёта: до 950 кмч;
Крейсерская скорость: от 800 до 900 кмч;
Посадочная скорость порядка 180-260 кмч;
Длина разбега от 900 м и выше;
Крейсерская: 9500-10500 м;
Потолок: 12000-13500 м.
Число пассажиров до 18 человек.
Производственно-технологические требования
В качестве основного планируется широкое использование алюминевых и магниевых сплавов сталей. Для крышек антенн радио-связного оборудования обшивки органов управления обтекателей и законцовок планируется использовать композиционные материалы.
Предполагаемая серия – до 50 самолётов в год.
Эксплуатационные требования
Обеспечить наличие туалета для экипажа;
Обеспечить установку оборудования для выполнения автоматического полёта по маршруту и захода н посадку; автоматического управления механизацией в полёте (для повышения ЛТХ);
Обеспечить хороший обзор ВПП из кабины пилотов;
Обеспечить электронными средствами позволяющими пассажирам работать во время полета;
Комфортабельность мест для пассажиров;
Установка трапов во входные двери самолета;
Доступность жизненно важных лючков и люков при техническом обслуживании и ремонте;
Обеспечить возможность использования различных марок отечественных и зарубежных топлив масел и специальных жидкостей;
Обеспечить возможность автономной эксплуатации;
Ресурс самолёта: до 30000 летных часов.

LR3.docx

Лабораторная работа №3
Выбор схемы самолета
Схема самолета определяет количество форму и взаимное расположение его основных агрегатов – крыла оперения фюзеляжа взлетно-посадочных устройств а также количество и размещение на самолете двигателей и их воздухозаборников. Схема самолета решающим образом влияет на его свойства и качества что в конечном счете определяет и его общую эффективность. Схема любого самолета обусловлена его назначением условиями его применения и основными требованиями предъявляемыми к проектируемому самолету. Главная проблема которая решается при выборе схемы заключается в том чтобы принятая схема наилучшим образом удовлетворяла ТТТ обеспечивала минимальную массу конструкции и взлетную массу высокое аэродинамическое качество и максимальную эффективность самолета.
Проанализировав данные статистики можно выделить устоявшиеся характерные черты административных самолётов:
Самолёты выполнены по схеме «Низкоплан»;
Фюзеляж типа «Полумонокок» преимущественно круглого сечения;
Число двигателей – 2;
Варианты шасси: трехопорное носовая ОШ + ООШ;
Выбор параметров схемы
После анализа самолётов-аналогов и уточнения тактико-технических требований можно сформулировать параметры будущего самолёта в первом приближении:
Кабина пилотов размещается в носовой части самолёта.
В центральной и хвостовой частях фюзеляжа расположен герметичная кабина пассажиров.
В хвостовой части фюзеляжа расположен багажный отсек буфет и туалет;
Топливо размещается в кессон-баках крыла.
В результате были выбраны два варианта аэродинамической компановки самолёта:
Низкоплан с фюзеляжем круглого сечения и Т-образным оперением;
Низкоплан с фюзеляжем круглого сечения и оперением классической схемы.
Выбор параметров схемы крыла
Здесь будут определены основные количественные характеристики для крыла но прежде необходимо построить ряд зависимостей на основании статистических данных по этим характеристикам чтобы с их помощью получить искомые значения удлинения λ сужения угла стреловидности тип профиля и относительные толщины в корне и на конце крыла С0 Ск и угол поперечного V крыла.
Это зависимости удлинения крыла от дальности полёта угла стреловидности от крейсерской скорости и удлинения от года выпуска самолёта.
Рисунок 1 – Зависимость удлинения крыла от дальности полета
Рисунок 2 – Зависимость удлинения крыла от года выпуска самолета
Рисунок 3 – Зависимость угла стреловидности крыла от крейсерской скорости
Проанализировав построенные зависимости и на основании влияния искомых характеристик на массовые и аэродинамические показатели самолёта были приняты следующие значения удлинения λ сужения угла стреловидности относительные толщины профиля крыла в корне и на конце крыла С0 Ск и угла поперечного V крыла:
Угол стреловидности по передней кромке ;
Тип профиля – близкий к суперкритическому;
Относительная толщина профиля в корневом сечении ;
Относительная толщина профиля в концевом сечении .
Увеличение сужения крыла позволяет повысить его жесткость и уменьшить массу конструкции:
Угол поперечного V крыла принят по статистике в дальнейшем он будет скорректирован для соответствия требований устойчивости самолёта.
Выбор параметров фюзеляжа
Параметры фюзеляжа определяют его основную форму и габариты. Они включают в себя такие параметры как: форму и диаметр фюзеляжа его удлинение удлинение носовой и хвостовой частей .
Значения этих параметров определяют аэродинамическое совершенство фюзеляжа то есть создаваемое им аэродинамическое сопротивление и его массовое показатели.
Так на основании статистических данных и в виду того что круглое сечение обладает наименьшим сопротивлением трения для проектируемого самолёта был принят фюзеляж круглого поперечного сечения.
Удлинение фюзеляжа напрямую определяет его аэродинамическое сопротивление и связывает между собой такие параметры как длина фюзеляжа и его диаметр. Отсюда и в дальнейшем при проработке компановки будет учитываться то что желательно сохранить постоянство обтекаемой площади фюзеляжа при увеличении его удлинения с целью минимизации сопротивления. Для этого необходимо пропорционально уменьшать диаметр и увеличивать длину фюзеляжа до рациональных пределов чтобы не допустить перетяжеления конструкции.
На данном этапе разработки проекта самолёта на основании собранной статистики были приняты следующие значения параметров фюзеляжа:
Удлинение носовой части ;
Удлинение хвостовой части ;
Также в дальнейшем будет учтено что увеличение удлинения хвостовой части фюзеляжа неизбежно повлечет за собой увеличение массы его конструкции.
Выбор параметров оперения
Параметры оперения такие как: относительные площади оперения удлинения сужения толщины профилей и углы стреловидности а также вариант компоновки определяют его способность обеспечивать необходимую устойчивость и управляемость самолёта на всех этапах полёта.
Опираясь на данные статистики окончательным вариант установки оперения Т – образной схемы. Однако известно что такое крепление горизонтального оперения вызывает увеличение массы вертикального оперения на 15 – 20 % вследствие увеличения нагрузок от аэродинамических сил. Но в то же время это позволяет вывести горизонтальное оперение из зоны возмущенного воздушного потока за крылом и от струи двигателей.
По данным статистики предварительно были подобраны относительные площади оперения:
Относительная площадь ГО ;
Относительная площадь ВО .
Эти значения будут скорректированы в дальнейшем при расчете балансировки самолёта.
Значение удлинения ГО и ВО влияет на массу конструкции этих агрегатов. Так увеличивая удлинение повышается эффективность оперения и снижается его площадь а следовательно и масса конструкции. Однако при этом также увеличиваются нагрузки действующие на оперение и ухудшаются флаттерные характеристики. В связи с этим в течение всего процесса проектирования данный параметр будет постоянно меняться и стремиться к оптимальному значению.
На данном этапе на основании статистики были приняты следующие значения удлинений для оперения:
Удлинение горизонтального оперения ;
Удлинение вертикального оперения .
Сужение ГО и ВО также влияет неоднозначно на параметры оперения. Так с увеличением уменьшаются нагрузки действующие на оперение что снижает его массу но в то же время падает его эффективность в сечениях подвергающихся воздействию возмущенного потока из-за крыла что заставляет увеличивать площадь а следовательно и массу конструкции.
По данным о значениях этих параметров для самолётов-аналогов а также по данным [1] были приняты значения сужений для оперения:
Сужение горизонтального оперения ;
Сужение вертикального оперения .
Угол стреловидности оказывает влияние на эффективность оперения: с увеличением повышаются его несущие свойства увеличивается плечо оперения все это приводит к повышению его эффективности.
По данным статистики предварительно выбраны следующие значения углов стреловидности для оперения:
Угол стреловидности горизонтального оперения ;
Угол стреловидности вертикального оперения .
Толщины профилей составляющих набор ГО и ВО определяют его эффективность и несущие свойства. На основании [1] и толщин профилей подобранных для крыла были приняты следующие толщины профилей для оперения:
Толщина профилей для горизонтального оперения:
В корневом сечении ;
В концевом сечении .
Толщина профилей для вертикального оперения:
Выбор параметров органов управления
Основными органами управления для проектируемого самолёта являются: элероны руль направления (РН) руль высоты (РВ) а также механизация крыла: закрылки предкрылки и интерцепторы. От выбора параметров этих элементов зависит управляемость самолёта его устойчивость в полете центровка.
На основании имеющейся статистики и рекомендаций в [1] были приняты следующие значения основных параметров для элеронов:
Относительная площадь элеронов ;
Относительная хорда элеронов ;
Относительный размах элеронов ;
Углы отклонения: вверх вниз ;
Тип элеронов: односекционные.
По рекомендациям из [1] а также опираясь на данные о самолётах – аналогах были выбраны параметры для руля направления:
Относительная площадь РН ;
Диапазон углов отклонения ;
Тип РН: односекционный.
Аналогично рулю направления были приняты значения параметров для рулей высоты:
Относительная площадь РВ ;
Углы отклонения: вверх вниз .
Основные геометрические размеры для РВ и РН будут получены в дальнейшем при расчете потребных балансировочных усилий создаваемых при их отклонении.
Механизация передней кромки крыла.
Применение механизации необходимо для повышения взлетно-посадочных характеристик крыла и сокращения потребной длины взлетно-посадочной полосы (ВПП). Применение механизации по передней кромке крыла позволяет увеличить диапазон допустимых углов атаки что очень важно на режиме набора высоты.
Наиболее эффективным является установка щелевых предкрылков так как они улучшают обтекание крыла воздушным потоком и отодвигают границу срыва ближе к задней кромке крыла.
Таким образом на проектируемый самолёт установим многосекционные выдвижные щелевые предкрылки с углом отклонения .
Механизация задней кромки крыла.
Механизация задней кромки крыла позволяет в значительной мере повысить несущие способности крыла на режимах взлета и посадки. Наиболее выгодными в этом отношении являются выдвижные щелевые закрылки. Однако применение многощелевых закрылков может привести к значительному увеличению массы крыла что является нежелательным.
Применим для проектируемого самолета однощелевой закрылок с параметрами:
Относительный размах ;
Относительная хорда ;
Особенности: закрылки используются помимо взлетно-посадочных режимов и на крейсерском режиме для оптимизации режима и увеличения скорости сваливания.
Взаимное расположение агрегатов самолета
Расположение крыла относительно фюзеляжа
Положение крыла вдоль оси фюзеляжа выбрано на основании относительного расстояния от носа фюзеляжа до центральной хорды крыла взятого на основании статистики: .
Угол установки для крыла принимается равным .
Взаимное расположение крыла и оперения
На предыдущих этапах было определено что крыло самолета крепится к фюзеляжу а горизонтальное оперение выполнено по Т-образной схеме.
По данным статистики были выбраны значения для плеч горизонтального и вертикального оперений:
По имеющимся значениям относительных площадей и плеч оперения рассчитаны коэффициенты статического момента для ГО и ВО:
Эти параметры будут уточняться при разработке чертежа общего вида самолета.
Для проектируемого самолёта принята схема трехопорное шасси со спаренными колесами на всех стойках. ПОШ убирается вперед ООШ в крыло.
На основании статистики по самолётам – аналогам были приняты следующие значения для параметров шасси: колеи базы и выноса главных опор:
Относительная колея шасси ;
Относительная база шасси ;
Относительный вынос главных опор шасси .
Согласно рекомендациям из [1] взяты посадочный и стояночный углы самолёта:
Посадочный угол самолёта;
Стояночный угол самолёта .
Используя эти значения и угол установки крыла можно рассчитать угол запрокидывания самолёта:
Помимо угла запрокидывания рассчитан угол выноса главных опор шасси:
Все параметры шасси будут уточняться при проработке компоновки и расчете центровки самолета.
Выбор параметров силовой установки
Главные требования предъявляемые к двигателю:
обеспечить наименьший расход топлива;
наименьший удельный вес;
необходимая надежность;
Наиболее перспективной силовой установкой дозвуковых самолётов является двухконтурный турбореактивный двигатель.
Степенью двухконтурности двигателя называется отношение расхода воздуха через второй контур к расходу воздуха через первый (внутренний) контур.
Современный ТРДД развивает тяговую мощность на 1 кг массы двигателя в 3 5 раз больше чем поршневой двигатель. Удельный расход топлива (расход топлива на 1 даН тяги в час) является важнейшей характеристикой любого авиационного двигателя. На величину удельного расхода топлива в крейсерском полёте оказывает влияние и такой параметр самолёта как тяговооружённость. При недостаточной тяговооружённости самолёта необходимая для горизонтального полёта тяга обеспечивается лишь при частоте вращения ротора превышающей частоту вращения на крейсерском режиме что и приводит к увеличению удельного расхода топлива. Современные ТРДД для дозвуковых самолетов в зависимости от степени двухконтурности двигателя т имеют следующие значения стартового удельного расхода топлива и удельного расхода топлива в крейсерском полете :
Удельный вес двигателя ;
Удельный стартовый расход топлива ;
Удельный крейсерский расход топлива .
Определение исходных параметров самолёта
Определение удельной нагрузки на крыло
Величина удельной нагрузки на крыло выбирается с учетом ее влияния на основные качества самолета и должна удовлетворять следующим условиям:
Обеспечение заданной скорости захода на посадку
Обеспечение заданной крейсерской скорости на расчетной высоте полета
QUOTE QUOTE QUOTE QUOTE
где - предполагаемое значение относительной массы топлива принимается по статистике: = 035;
QUOTE - скорость захода на посадку мс: Vпос= 180 кмч=50 мс;
Коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе может быть определен по приближенной формуле
Здесь число Мкр QUOTE берется для расчетного режима: Мкр QUOTE .
- удлинение фюзеляжа: λф=11 QUOTE QUOTE λэф=862 QUOTE
За расчетное значение удельной нагрузки на крыло принимается наименьшая из величин:
берется по статистике в зависимости от системы механизации крыла: для эффективной механизации .
За максимально допустимое значение удельной нагрузки на крыло принимается
Аэродинамические параметры
Коэффициент отвала поляры в дозвуковой зоне
где k=102 – для трапециевидных крыльев с λ>3.
Максимальное аэродинамическое качество самолета

Chertezh administrativnogo samoleta LR 06 0002.cdw

Летно-технические характеристики
крейсерская скорость
высота крейсерского полета
коммерческая нагрузка
удельная нагрузка на крыло
средняя аэродинамическая хорда крыла
площадь горизонтального оперения
площадь вертикального оперения
тип и количество двигателей
суммарная статическая тяга у земли
удельный расход топлива
тяговооруженность самолета
Внешний диаметр двигателя

LR1.docx

Сбор и анализ статистических данных
Приступая к разработке проекта нового самолета необходимо прежде всего изучить статистический материал по самолетам того же типа что и проектируемый. Статистический материал представлен в таблице 1.
Техническое описание самолётов – прототипов
Канадэр CL-601 «Челленджер»
Схема самолета в трех проекциях представлена на рисунке 1.
Рисунок 1 – схема самолета Канадэр CL-601 «Челленджер»
Канадэр CL-601 «Челленджер» - пассажирский самолётповышенной комфортабельности дляделовой авиации разработанное Биллом Лиром
Улучшенный Челленджер CL-600 обозначенный как Модель 601-А и оснащенный двумя турбовентиляторными двигателями Дженерал Электрик CF34-1A совершил первый полет 17 сентября 1982г. И получил сертификат летной годности в марте 1983г.
Особенности конструкции
Свободнонесущий моноплан с низкорасположенным крылом и двумя ТРДД установленными в пилонах по сторонам хвостовой части фюзеляжа.
Крыло двухлонжеронное со сверхкритическим профилем выполнено в основном из алюминиевых сплавов в виде единой конструкции и крепится к фюзеляжу с помощью шести узлов. Монолитные панели обшивки с механической обработкой подкреплены стрингерами для повышения жесткости кессона.
Фюзеляж типа полумонокок безопасно повреждаемой конструкции круглого поперечного сечения с фрезерованными шпангоутами в высоконагруженных зонах. Панели обшивки изготовлены химическим фрезерованием. Кабины экипажа и пассажиров герметичные. Дверь-трап пассажирской кабины расположена с левого борта в передней части кабины дверь аварийного выхода на крыло – с правого борта дверь багажного отсека – с задней части кабины слева.
Шасси трехстоечное с двумя колесами на каждой стойке. Управляемая стойка убирается вперед основные стойки убираются внутрь фюзеляжа (в ниши в центроплане).
Схема самолета в трех проекциях представлена на рисунке 2.
Рисунок 2 – Схема самолета Бичкрафт 1900
Beech 1900 Airliner – американский турбовинтовой самолет 19-местный авиалайнер для местных линий. Разработан на основе самолетов семейства Beechcraft King Air. Серийно производился в 1982—2002 выпущено 695 самолетов в нескольких модификациях. Широко используется как региональный и административный самолет существуют пассажирские и грузовые модификации. Самолет широко эксплуатируется авиаперевозчиками на местных региональных линиях. Обладая хорошими взлетно- посадочными характеристиками самолет пригоден для эксплуатации с коротких взлетно- посадочных полос в том числе и грунтовых.
Моноплан с низкорасположенным прямым крылом Т-образным стреловидным оперением и двумя ТВД в гондолах на крыле.
Фюзеляж герметичный типа полумонокок безопасно разрушаемой конструкции. Расчетный срок службы 30000 часов. Сечение овальное. Изготовлен из алюминевых сплавов в основном методом склейки. Под носовым обтекателем и за кабиной экипажа расположены два багажных отсека. С левого борта размещены две пассажирские двери-трапы.
Крыло низкорасположенное. Внешние секции имеют сужение. На передней кромке за гондолами двигателей имеются излом. В конструкции используется профиль NASA 23000.
Шасси убираемое с носовой стойкой. Основные стойки со спаренными колесами убираются вперед в ниши в гондолах двигателей управляемая передняя стойка убирается назад.
Схема самолёта в трёх проекциях представлена на рисунке 3.
Рисунок 3 – Схема самолета BAe 125-800
GulfstreamG550- современный флагман знаменитого семейства самолетов бизнес-авиации производимого североамериканской компанией Gulfstream Aerospace Corporation (G550 самый большой самолет производимый компанией). Gulfstream G550 выпускается с 2003 года. От его предшественника Gulfstream V Gulfstream G550 отличает удлиненный салон и радикально усовершенствованное бортовое оборудование. На фотографии он кажется небольшим но вблизи удивляет своими габаритами - размах крыла почти как у Boeing 737. G550 набирает высоту почти как истребитель а в баках несет вес топлива равный весу самого самолета. Способность находиться в воздухе 13-14 часов обеспечивает беспосадочный перелет из Москвы в Лос-Анжелес. Полет на высоте 15500 метров (550-й эшелон) где нет других самолетов с учетом крейсерской скорости (904 кмч) дает ощутимый выигрыш во времени. Самолет оборудован турбовентиляторными двигателями Rolls-Royce BR710 С4-11 кабинами PlaneView(R) и комплектом авионики Honeywell Primus Epic.
Самолет Gulfstream G550 сертифицирован для 19 пассажиров но такие плотные компановки на практике не встречаются. Обычная пассажировместимость G550 составляет 12-14 человек которые размещаются с идеальным комфортом несмотря на относительно неширокий фюзеляж. Салон имеет 3 секции для размещения пассажиров. Почти такое же пространство отведено под служебные помещения которые занимают комната отдыха экипажа один или два санузла и весьма просторная кухня в передней или задней части салона. Каждая пара кресел расположенных напротив трансформируется в полноценное спальное место. Более поздняя модификация самолета Gulfstream G500 имеет более вместительный салон за счет отсутствия комнаты отдыха экипажа. Прекрасное самочувствие пассажиров обеспечивается не только комфортным оборудованием салона но и уникальной системой вентиляции. На максимальной высоте полета внутри гермокабины поддерживается давление соответствующее высоте 1800 метров над уровнем моря.
Схема самолёта в трёх проекциях представлена на рисунке 4.
Рисунок 4 – Схема самолета Hawker 1000
Hawker 1000 – межконтинентальная версия Hawker 800. Этот административный самолет был создан фирмой British Aerospace и является самым большим представителем семейства HS-125 (BAe-125). Первый полет прототип самолета BAe-125-1000 (G-EXLR) совершил 16 июня 1990 года. Нынешнее название -Hawker 1000самолет получил в 1993 году после того как Raytheon купила British Aerospace's Corporate Jets. 26 марта 2007 года Raytheon продала свой авиационный бизнес в результате чего была образована отдельная компания Hawker Beechcraft Corporation.
Обладая одним из самых просторных салонов среди современных самолетов среднего размера самолет Hawker 1000 предлагает клиентам великолепную комбинацию комфорта скорости и рентабельности. При дальности полета 5750 километров он вполне в состоянии удовлетворить потребности тех кто нуждается в быстрых трансконтинентальных перелетах без промежуточных посадок. Hawker 1000 позволяет совершать перелеты по России Европе и ближнему востоку без посадок при средней скорости 820 кмчас. По дальности полета и комфорту салона Hawker 1000 может конкурировать с такими самолётами как Cessna Sovereign Challenger 300 и Challenger 604.
В салоне Hawker 1000 может быть размещено до девяти пассажиров. Его удобный интерьер с большей длиной и шириной салона чем у большинства реактивных самолетов среднего размера может прямо в полете служить конференц-залом гостиной комнатой или офисом.
Кроме того самолет Hawker 1000 дает пассажирам возможность стоять в салоне в полный рост имеет буфет с полным набором возможностей и багажное отделение с объемом более 2 кубических метров.
Схема самолета в трех проекциях представлена на рисунке 5.
Рисунок 5 – Схема самолета Falcon 2000DX
Falcon 2000DXотносится к классу больших бизнес-джетов. Это современное воздушное судно разработанное французской компанией Dassault Falcon. Первый показ данной модели состоялся в 2005 году на NBAA а первый полет 2000DX состоялся в 2007 году.
Falcon 2000DX - модификация отвечающая более экономным запросам потребителей по сравнению с Falcon 2000EX. Проигрывая 1000 км в дальности полета Falcon 2000DX выигрывает в цене 12 млн. Дополнительные преимущества 2000DX связаны с сокращением взлетной и посадочной дистанции что расширяет число доступных аэропортов. На самолете установлены кабины пилотов конфигурации EASy на платформе Honeywell Primus Epic.
Дальность полета указанной модели на 1000 км меньше чем у его предшественника и составляет 6020 км (с 6 пассажирами на борту). А верхний порог скорости Falcon 2000DX - 850 кмч. Самолет оборудован двумя мощными двигателями производства Pratt & Whitney PW308C благодаря которым судно может подняться на высоту до 14000 м всего за 17 минут.
Стандартная пассажировместимость самолета Falcon 2000DX - 8-13 человек но наиболее удобными являются 8 и 10-местные компоновки. В салоне самолета выполненном с присущей французам изысканностью есть все необходимое для комфортабельного перелета. Внутреннее пространство позволяет свободно прогуливаться по салону что улучшает самочувствие. Служебные помещения включают в себя полноразмерную бортовую кухню туалетную комнату и просторное багажное отделение в хвостовой части самолета которое доступно во время полета. Каждая пара кресел расположенных напротив трансформируется в полноценное спальное место. В полете к услугам пассажиров - спутниковый телефон DVD-плеер CD-проигрыватель LCD-мониторы система Airshow офисное и развлекательное оборудование.
Falcon 2000DX находился в серийном производстве очень недолгое время. В ходе ежегодной пресс-конференции Dassault президент французской авиастроительной компании Шарль Эдельстен объявил о снятии в 2011 году с производства моделей бизнес-джетов с индексом DX: Falcon 2000DX и 900DX. Решение принято в связи с недостаточным спросом на эти модели и как следствие - с низкой рентабельностью производства.
После того как были отобраны самолёты – прототипы и их необходимые характеристики ввиду необходимости оценки перспектив и динамики дальнейшего развития были построены зависимости на основании данных изложенных в таблице 1: зависимость крейсерской скорости дальность полета и длины разбега от года выпуска самолета; зависимость длины разбега и крейсерской скорости от дальности полета. Эти зависимости представлены на рисунках 6 – 10.
Рисунок 6 – Зависимость дальности полета от года выпуска самолёта
Рисунок 7 – Зависимость длины разбега от года выпуска самолета
Таблица 8 – Зависимость крейсерской скорости полета от года выпуска самолета
Таблица 9 – Зависимость длины разбега от дальности полета
Таблица 10 – Зависимость крейсерской скорости полета от дальности полета

LR5 1.docx

Лабораторная работа №5
Определение взлетной массы самолёта
Для определения взлетной массы используется уравнение существования самолета. Исходя из этого уравнения взлетную массу можно определить по известному выражению:
Очевидно что для использования такой формулы сначала следует задаться хотя бы приближенно исходной величиной взлетной массы . Исходную величину взлетной массы можно определить по приведенной выше формуле для подставляя в числитель сумму тех масс которые известны или легко подсчитываются в абсолютном виде а в знаменателе относительные массы конструкции силовой установки топливной системы оборудования и управления снаряжения можно принять приближенно используя статистические данные с использованием рекомендаций из [1]:
Масса целевой нагрузки ;
Масса экипажа находится для состава экипажа указанного в тактико – технических требованиях (см. л.р. №2):
где - масса одного члена экипажа ориентировочно принята ;
- число членов экипажа.
Итак масса экипажа равна .
Относительная масса конструкции ;
Относительная силовой установки ;
Относительная масса топлива (рассматривается вариант с максимальной заправкой);
Относительная масса оборудования и управления (рассчитывается применение на самолёте современной проводки управления и оборудования включающие большое число сетей электропередачи имеющие значительно меньшую массу).
Исходное значение взлетной массы самолета можно вычислить по соотношению:
Теперь опираясь на исходную массу самолёта можно провести уточняющие расчеты масс элементов самолёта и получить более точные значения взлетной массы самолета первого приближения.
Определение массы целевой нагрузки
Для пассажирских самолетов к целевой нагрузке относится нагрузка коммерческая в которую включаются пассажиры багаж платный груз и почта. Эта нагрузка приближенно определяется по числу пассажиров :
где =75кг – средняя масса одного пассажира;
- масса багажа перевозимого одним пассажиром;
=30кг – для магистральных самолетов.
Определение относительной массы конструкции
Для определения этой массы можно воспользоваться приближенной статистической формулой:
где – для дозвуковых самолетов с прямым или стреловидным крылом;
– коэффициент разгрузки крыла;
– доля топлива располагаемого в крыле;
– относительная в долях полуразмаха координата центра масс топлива (от плоскости симметрии самолета);
– приближенный коэффициент расчетной перегрузки;
– для транспортных самолетов;
– для дозвуковых самолетов;
– удлинение крыла и фюзеляжа;
– удельная нагрузка на крыло даН м2;
– исходная масса самолета кг.
Коэффициент разгрузки крыла:
Определение относительной массы топливной системы
Эта масса определяется относительным запасом топлива и массой агрегатов топливной системы которая учитывается введением поправочного коэффициента :
где – для истребителей легких и средних самолетов.
Потребный запас топлива для самолетов с выраженным крейсерским участком полета можно представить в виде суммы:
где – учитывает топливо для крейсерского полета;
– топливо для взлета набора высоты разгона снижения и посадки;
– аэронавигационный запас топлива;
– прочее (маневрирование по аэродрому запуск и опробование двигателей не вырабатываемый остаток топлива).
Запас топлива для крейсерского полета без учета влияния выгорания топлива на дальность полета определяется по формуле:
где – расчетная дальность крейсерского участка полета км;
– расчетная дальность полета км;
– горизонтальная дальность полета на участках набора высоты и снижения км;
– средняя высота крейсерского полета км (см. л.р. №3);
– крейсерская скорость полета (см. л.р. №2);
– расчетная скорость встречного ветра ;
– аэродинамическое качество на крейсерском участке полёта;
– удельный расход топлива на крейсерском режиме.
Для крейсерской высоты полёта .
за счет использования законцовок крыла и ввиду устарения методики определения коэффициента отвала поляры и .
Так как то необходимо учесть выгорание топлива. Для этого выполним дополнительный расчет по формуле:
Относительную массу топлива для взлета набора высоты разгона снижения и посадки можно расчитать по формуле:
где – степень двухконтурности двигателей.
Аэронавигационный запас топлива:
Прочие расходы топлива ориентировочно .
Определение относительной массы силовой установки
Исходным параметром для определения этой массы служит назначаемое при выборе типа силовой установки значение удельного веса двигателей:
Зная потребную тяговооруженность можно определить относительную массу силовой установки по формуле:
где – коэффициент учитывающий увеличение массы силовой установки по отношению к массе двигателей.
Коэффициент можно вычислить по формуле:
где k1 – коэффициент зависящий от компоновки самолета и числа двигателей
k2 – коэффициент зависящий от числа М формы воздухозаборников и сопел.
Согласно [1] и выбранной компоновки k1=1 и k2=00236
Определение относительной массы оборудования и управления
Расчетная формула взята из [1]:
Определение взлетной массы первого приближения
Величина взлетной массы самолета первого приближения определяется по формуле:
Сравним его со значением исходной взлетной массы:
Таким образом окончательно принимаем значение взлетной массы первого приближения

LR9.docx

Лабораторная работа №9
Разработка компоновки сопровождается определением положения центра масс самолета который должен лежать в строго заданных пределах по отношению к фокусу самолета QUOTE . Предельно переднее положение центра масс QUOTE ограничивается достаточностью руля высоты или других органов продольного управления при взлете и посадке. Предельно заднее положение центра масс QUOTE должно обеспечивать необходимый запас продольной устойчивости.
1 Выбор допустимого диапазона центровок
Допустимый диапазон разбега центровок зависит от схемы самолета и в первую очередь от формы крыла в плане а также от параметров органов продольного управления. На ранних этапах проектирования допустимый диапазон центровок выбирается приближенно опираясь на статистические данные.
Для проектируемого самолета ориентировочно примем следующий диапазон центровок QUOTE и QUOTE .
Для определения центровки разрабатывается центровочный чертеж и составляется центровочная ведомость включающую массу груза mi координаты точки по осям Хi и Yi и статические моменты miXi miYi.
Массу самолета разобьем на составляющие (15 30 точек) которые нанесем на боковую проекцию в центре масс соответствующей составляющей. Центр масс опор шасси покажем при выпущенном и убранном положении опор (см. чертеж). Обособленными точками обозначаем центры масс меняющихся грузов: экипаж топливо груз и т.п.
Начало координат выберем на пересечении прямых совпадающих с поверхностью земли и касательной к носку фюзеляжа проведенной перпендикулярно к поверхности земли.
После заполнения центровочной ведомости определяются координаты центра масс самолета по осям Х и Y для всех возможных в эксплуатации вариантов загрузки самолета:
Центровка по оси y может определяться только для одного варианта – взлетной массы самолета. Центровка по оси Х пересчитывается в относительное расстояние центра масс самолета относительно носка средней аэродинамической хорды:
QUOTE где ХА – координата по оси Х носка средней аэродинамической хорды.
Таблица 9.1 – Центровочная ведомость самолета
Передняя опора шасси (выпущено)
Передняя опора шасси (убрано)
Основные опоры шасси (выпущено)
Основные опоры шасси (убрано)
Гондолы двигателей и прочее
Оборудование и управление
Оборуд. и упр. в пер. отс.
Оборуд. и упр. в зад. отс.
Сист. и оборуд. уборки ПОШ
Сист. и оборуд. уборки ООШ
Кессон-бак №1 (2 шт.)
Кессон-бак №2 (2 шт.)
Кессон-бак №3 (2 шт.)
Пассажирский салон (точка 1)
Пассажирский салон (точка 2)
Составим сводную таблицу центровок для всех вариантов загрузки проектируемого самолета и определим диапазон эксплуатационных центровок.
Таблица 9.2 – Сводная таблица центровок
Перегоночный вариант ШВ
Перегоночный вариант ШУ
Пустой самолет на стоянке
Крайняя передняя центровка ШВ
Крайняя передняя центровка ШУ
Крайняя задняя центровка ШВ
Крайняя задняя центровка ШУ
Диапазон эксплуатационных центровок частично удовлетворяет выбранному в начале диапазону и равен QUOTE и . У самолета при крайней передней центровке центр тяжести выходит за выбранный диапазон и смещен вперед. Поэтому при неполной загрузке необходимо размещать пассажиров в задней части салона.
Рисунок 9.1 – Центровочный график

Administrativny samolet Tsentrovochny chertezh.cdw

LR6.docx

Лабораторная работа №6
Определение основных параметров самолёта
После того как стало известно значение взлетной массы самолета можно найти его основные геометрические весовые (массовые) и некоторые другие параметры в абсолютном виде.
Кроме абсолютных размеров самолета определяющих его внешний вид найдем абсолютные величины мощности и массы двигателей – это позволит подобрать их конкретную марку. Определим потребный объем топливных баков подберем размеры и тип колес шасси.
Определение параметров и подбор двигателей
По потребной величине энерговооруженности и по известной взлетной массе находим суммарную тягу двигателей по формуле:
где – величина взлетной массы самолета первого приближения кг;
– потребная тяговооруженность.
Мощность одного двигателя определяется по формуле:
где – число двигателей устанавливаемых на самолёт.
Воспользовавшись справочником [1] для проектируемого самолёта принимаем ТРДД AE3007C1 имеющий следующие характеристики:
Значение тяги на взлете;
Удельный стартовый расход топлива;
Масса двигателя 712 кг.
Определение массы и объема топлива
Потребная масса топлива вычисляется по формуле:
где – относительная масса топливной системы;
– для истребителей легких и средних самолетов;
– взлетная масса самолета первого приближения кг.
Зная массу топлива можно рассчитать его объем по формуле:
Потребный объем топливных баков рассчитаем по формуле:
где – дополнительный запас топлива при перевозке уменьшенной коммерческой нагрузки на дальность большую расчетной при постоянстве взлетной массы .
Потребный объем дополнительного запаса топлива определим задаваясь величиной уменьшения целевой нагрузки:
С учетом температурного расширения топлива увеличим объем топливных баков:
Определение параметров крыла
Потребную площадь найдем через удельную нагрузку на крыло по формуле:
Размах крыла определим по формуле:
Центральную хорду крыла определим через сужение по офрмуле:
Концевую хорду крыла определим по формуле:
Средняя аэродинамическая хорда для трапециевидного крыла находится по формуле:
Используя полученные данные для крыла рассчитаем основные геометрические параметры для органов управления и механизации.
Механизация задней кромки крыла
Определение параметров оперения
По относительным значениям находим абсолютные значения площадей оперения:
Центральные хорды горизонатльного (ГО) и вертикального (ВО) оперений:
Концевые хорды ГО и ВО определим по формуле:
Используя полученные значения рассчитаем параметры органов управления.
Площадь руля направления:
Площадь руля высоты:
Определение параметров фюзеляжа
На этапе выбора схемы самолёта была принята круглая форма поперечного сечения фюзеляжа (см. л.р. № 3). Примем диаметр фюзеляжа .
Длина фюзеляжа в первом приближении определяется по формуле:
Аналогично находятся длины носовой и хвостовой частей фюзеляжа:
Определение параметров шасси
Стояночные нагрузки на основные и переднюю вспомогательную опоры определим по формулам:
На этапе выбора схемы было принято что передняя опора является одноопорной с парой колес на стойке а основные опоры – одноопорные двухколесные. Таким образом рассчитаем нагрузки на одно колесо каждой из опор:
По полученным нагрузкам подобраны колеса для основных и вспомогательной опор:
Таблица 1 – Параметры колёс для основных и вспомогательной опор шасси
Рабочее давление в шине кгссм2
Стояночная нагрузка от взлетной массы кгс
Допустимая скорость при взлете кмч
Допустимая скорость при посадке кмч
Эксплуатационная энергонагруженность тормоза кгс м
Эксплуатационный тормозной момент кгс м
Основные опоры шасси
Передняя опора шасси
Определим потребный класс аэродромов для проектируемого самолёта. Для этого рассчитаем эквивалентную одноколесную нагрузку:
где – стояночная нагрузка на одно колесо Н;
– давление в пневматике шасси Па;
– конструктивный коэффициент зависящий от типа опоры и диаметра колеса.
Как видно из расчетов для проектируемого самолёта потребными являются аэродромы класса F.

statistika.docx

Наименование самолета фирма страна год выпуска
Гольфстрим Аэроспейс
«Гольфстрим» III США 1979г.
Бритиш Аэроспейс «Джетстрим» 31
Бичкрафт 1900 США 1982г.
Бритиш Аэроспейс BAe 125-800
Проектируемый самолет
Характеристики силовой установки
Тип двигателей количество (n) тяга Р0 (даН)(кгс)
Пратт Уитни PT6A-65B
ТРДД Гаррет TFE 731-5R-1H
Удельный расход топлива Cр0 (кгдаНч) Се0 (кгкВтч)
Степень двухконтурности m
Удельный вес двигателя γдв=mдвg10P0 (γ=mдвg10N0 даНкВт)
Массовые характеристики самолета
Масса коммерческой (боевой) нагрузки mком кг
Масса пустого самолета mпуст кг
Удельная нагрузка на крыло р0=m0g10S даНм2
Весовая отдача Kполн=m0-mпустm0
Тяговооруженность самолета P0=10 (кВтдаН)
Геометрические характеристики
Удлинение крыла сужение крыла
Угол стреловидности крыла 0025
Относительная толщинаС0(в корнв конц)
Диаметр фюзеляжа Dф м удлинение фюзеляжа ф
Удлинение носовой хвостовой части фюзеляжа н ч х ч
Относительное расстояние от носа фюзеляжа до ц. хорды крыла lц
Площадь горизонтального оперения Sг о м2Sг о
Удлинение ГО сужение ГО г о г о
Угол стреловидности ГО во
Плечо ГО Lг о м Lго=Lг оbA
Коэффициент статического момента ГО
Площадь вертикального оперения Sв о м2 Sв о
Удлинение ВО сужение ВО в о в о
Угол стреловидности ВО во
Плечо ВО Lв о м Lв о=Lв оl
Коэффициент статического момента ВО
Относительная колея шасси B=Bl
Относительная база шасси b=blф
Летные характеристики
Максимальная скорость на заданной высоте полета VmaxH кмчм
Крейсерская скорость на заданной высоте полета VкрHкр кмчм
Посадочная скорость Vпос кмч
Дальность полета с полной коммерческой нагрузкой Lр км
Дальность полета с уменьшенной нагрузкой Lmax км
Длина разбега lразб м
СкороподъемностьVy0 мс
Число пассажиров nпас

LR3 2.docx

Лабораторная работа №3
Выбор схемы самолета
Схема самолета определяет количество форму и взаимное расположение его основных агрегатов – крыла оперения фюзеляжа взлетно-посадочных устройств а также количество и размещение на самолете двигателей и их воздухозаборников. Схема самолета решающим образом влияет на его свойства и качества что в конечном счете определяет и его общую эффективность. Схема любого самолета обусловлена его назначением условиями его применения и основными требованиями предъявляемыми к проектируемому самолету. Главная проблема которая решается при выборе схемы заключается в том чтобы принятая схема наилучшим образом удовлетворяла ТТТ обеспечивала минимальную массу конструкции и взлетную массу высокое аэродинамическое качество и максимальную эффективность самолета.
Проанализировав данные статистики можно выделить устоявшиеся характерные черты административных самолётов:
Самолёты выполнены по схеме «Низкоплан»;
Фюзеляж типа «Полумонокок» преимущественно круглого сечения;
Число двигателей – 2;
Варианты шасси: трехопорное носовая ОШ + ООШ;
Выбор параметров схемы
После анализа самолётов-аналогов и уточнения тактико-технических требований можно сформулировать параметры будущего самолёта в первом приближении:
Кабина пилотов размещается в носовой части самолёта.
В центральной и хвостовой частях фюзеляжа расположен герметичная кабина пассажиров.
В хвостовой части фюзеляжа расположен багажный отсек буфет и туалет;
Топливо размещается в кессон-баках крыла.
В результате были выбраны два варианта аэродинамической компановки самолёта:
Низкоплан с фюзеляжем круглого сечения и Т-образным оперением;
Низкоплан с фюзеляжем круглого сечения и оперением классической схемы.
Выбор параметров схемы крыла
Здесь будут определены основные количественные характеристики для крыла но прежде необходимо построить ряд зависимостей на основании статистических данных по этим характеристикам чтобы с их помощью получить искомые значения удлинения λ сужения угла стреловидности тип профиля и относительные толщины в корне и на конце крыла С0 Ск и угол поперечного V крыла.
Это зависимости удлинения крыла от дальности полёта угла стреловидности от крейсерской скорости и удлинения от года выпуска самолёта.
Рисунок 1 – Зависимость удлинения крыла от дальности полета
Рисунок 2 – Зависимость удлинения крыла от года выпуска самолета
Рисунок 3 – Зависимость угла стреловидности крыла от крейсерской скорости
Проанализировав построенные зависимости и на основании влияния искомых характеристик на массовые и аэродинамические показатели самолёта были приняты следующие значения удлинения λ сужения угла стреловидности относительные толщины профиля крыла в корне и на конце крыла С0 Ск и угла поперечного V крыла:
Угол стреловидности по передней кромке ;
Тип профиля – близкий к суперкритическому;
Относительная толщина профиля в корневом сечении ;
Относительная толщина профиля в концевом сечении .
Увеличение сужения крыла позволяет повысить его жесткость и уменьшить массу конструкции:
Угол поперечного V крыла принят по статистике в дальнейшем он будет скорректирован для соответствия требований устойчивости самолёта.
Выбор параметров фюзеляжа
Параметры фюзеляжа определяют его основную форму и габариты. Они включают в себя такие параметры как: форму и диаметр фюзеляжа его удлинение удлинение носовой и хвостовой частей .
Значения этих параметров определяют аэродинамическое совершенство фюзеляжа то есть создаваемое им аэродинамическое сопротивление и его массовое показатели.
Так на основании статистических данных и в виду того что круглое сечение обладает наименьшим сопротивлением трения для проектируемого самолёта был принят фюзеляж круглого поперечного сечения.
Удлинение фюзеляжа напрямую определяет его аэродинамическое сопротивление и связывает между собой такие параметры как длина фюзеляжа и его диаметр. Отсюда и в дальнейшем при проработке компановки будет учитываться то что желательно сохранить постоянство обтекаемой площади фюзеляжа при увеличении его удлинения с целью минимизации сопротивления. Для этого необходимо пропорционально уменьшать диаметр и увеличивать длину фюзеляжа до рациональных пределов чтобы не допустить перетяжеления конструкции.
На данном этапе разработки проекта самолёта на основании собранной статистики были приняты следующие значения параметров фюзеляжа:
Удлинение носовой части ;
Удлинение хвостовой части ;
Также в дальнейшем будет учтено что увеличение удлинения хвостовой части фюзеляжа неизбежно повлечет за собой увеличение массы его конструкции.
Выбор параметров оперения
Параметры оперения такие как: относительные площади оперения удлинения сужения толщины профилей и углы стреловидности а также вариант компоновки определяют его способность обеспечивать необходимую устойчивость и управляемость самолёта на всех этапах полёта.
Опираясь на данные статистики окончательным вариант установки оперения Т – образной схемы. Однако известно что такое крепление горизонтального оперения вызывает увеличение массы вертикального оперения на 15 – 20 % вследствие увеличения нагрузок от аэродинамических сил. Но в то же время это позволяет вывести горизонтальное оперение из зоны возмущенного воздушного потока за крылом и от струи двигателей.
По данным статистики предварительно были подобраны относительные площади оперения:
Относительная площадь ГО ;
Относительная площадь ВО .
Эти значения будут скорректированы в дальнейшем при расчете балансировки самолёта.
Значение удлинения ГО и ВО влияет на массу конструкции этих агрегатов. Так увеличивая удлинение повышается эффективность оперения и снижается его площадь а следовательно и масса конструкции. Однако при этом также увеличиваются нагрузки действующие на оперение и ухудшаются флаттерные характеристики. В связи с этим в течение всего процесса проектирования данный параметр будет постоянно меняться и стремиться к оптимальному значению.
На данном этапе на основании статистики были приняты следующие значения удлинений для оперения:
Удлинение горизонтального оперения ;
Удлинение вертикального оперения .
Сужение ГО и ВО также влияет неоднозначно на параметры оперения. Так с увеличением уменьшаются нагрузки действующие на оперение что снижает его массу но в то же время падает его эффективность в сечениях подвергающихся воздействию возмущенного потока из-за крыла что заставляет увеличивать площадь а следовательно и массу конструкции.
По данным о значениях этих параметров для самолётов-аналогов а также по данным [1] были приняты значения сужений для оперения:
Сужение горизонтального оперения ;
Сужение вертикального оперения .
Угол стреловидности оказывает влияние на эффективность оперения: с увеличением повышаются его несущие свойства увеличивается плечо оперения все это приводит к повышению его эффективности.
По данным статистики предварительно выбраны следующие значения углов стреловидности для оперения:
Угол стреловидности горизонтального оперения ;
Угол стреловидности вертикального оперения .
Толщины профилей составляющих набор ГО и ВО определяют его эффективность и несущие свойства. На основании [1] и толщин профилей подобранных для крыла были приняты следующие толщины профилей для оперения:
Толщина профилей для горизонтального оперения:
В корневом сечении ;
В концевом сечении .
Толщина профилей для вертикального оперения:
Выбор параметров органов управления
Основными органами управления для проектируемого самолёта являются: элероны руль направления (РН) руль высоты (РВ) а также механизация крыла: закрылки предкрылки и интерцепторы. От выбора параметров этих элементов зависит управляемость самолёта его устойчивость в полете центровка.
На основании имеющейся статистики и рекомендаций в [1] были приняты следующие значения основных параметров для элеронов:
Относительная площадь элеронов ;
Относительная хорда элеронов ;
Относительный размах элеронов ;
Углы отклонения: вверх вниз ;
Тип элеронов: односекционные.
По рекомендациям из [1] а также опираясь на данные о самолётах – аналогах были выбраны параметры для руля направления:
Относительная площадь РН ;
Диапазон углов отклонения ;
Тип РН: односекционный.
Аналогично рулю направления были приняты значения параметров для рулей высоты:
Относительная площадь РВ ;
Углы отклонения: вверх вниз .
Основные геометрические размеры для РВ и РН будут получены в дальнейшем при расчете потребных балансировочных усилий создаваемых при их отклонении.
Механизация передней кромки крыла.
Применение механизации необходимо для повышения взлетно-посадочных характеристик крыла и сокращения потребной длины взлетно-посадочной полосы (ВПП). Применение механизации по передней кромке крыла позволяет увеличить диапазон допустимых углов атаки что очень важно на режиме набора высоты.
Наиболее эффективным является установка щелевых предкрылков так как они улучшают обтекание крыла воздушным потоком и отодвигают границу срыва ближе к задней кромке крыла.
Таким образом на проектируемый самолёт установим многосекционные выдвижные щелевые предкрылки с углом отклонения .
Механизация задней кромки крыла.
Механизация задней кромки крыла позволяет в значительной мере повысить несущие способности крыла на режимах взлета и посадки. Наиболее выгодными в этом отношении являются выдвижные щелевые закрылки. Однако применение многощелевых закрылков может привести к значительному увеличению массы крыла что является нежелательным.
Применим для проектируемого самолета однощелевой закрылок с параметрами:
Относительный размах ;
Относительная хорда ;
Особенности: закрылки используются помимо взлетно-посадочных режимов и на крейсерском режиме для оптимизации режима и увеличения скорости сваливания.
Взаимное расположение агрегатов самолета
Расположение крыла относительно фюзеляжа
Положение крыла вдоль оси фюзеляжа выбрано на основании относительного расстояния от носа фюзеляжа до центральной хорды крыла взятого на основании статистики: .
Угол установки для крыла принимается равным .
Взаимное расположение крыла и оперения
На предыдущих этапах было определено что крыло самолета крепится к фюзеляжу а горизонтальное оперение выполнено по Т-образной схеме.
По данным статистики были выбраны значения для плеч горизонтального и вертикального оперений:
По имеющимся значениям относительных площадей и плеч оперения рассчитаны коэффициенты статического момента для ГО и ВО:
Эти параметры будут уточняться при разработке чертежа общего вида самолета.
Для проектируемого самолёта принята схема трехопорное шасси со спаренными колесами на всех стойках. ПОШ убирается вперед ООШ в крыло.
На основании статистики по самолётам – аналогам были приняты следующие значения для параметров шасси: колеи базы и выноса главных опор:
Относительная колея шасси ;
Относительная база шасси ;
Относительный вынос главных опор шасси .
Согласно рекомендациям из [1] взяты посадочный и стояночный углы самолёта:
Посадочный угол самолёта;
Стояночный угол самолёта .
Используя эти значения и угол установки крыла можно рассчитать угол запрокидывания самолёта:
Помимо угла запрокидывания рассчитан угол выноса главных опор шасси:
Все параметры шасси будут уточняться при проработке компоновки и расчете центровки самолета.
Выбор параметров силовой установки
Главные требования предъявляемые к двигателю:
обеспечить наименьший расход топлива;
наименьший удельный вес;
необходимая надежность;
Наиболее перспективной силовой установкой дозвуковых самолётов является двухконтурный турбореактивный двигатель.
Степенью двухконтурности двигателя называется отношение расхода воздуха через второй контур к расходу воздуха через первый (внутренний) контур.
Современный ТРДД развивает тяговую мощность на 1 кг массы двигателя в 3 5 раз больше чем поршневой двигатель. Удельный расход топлива (расход топлива на 1 даН тяги в час) является важнейшей характеристикой любого авиационного двигателя. На величину удельного расхода топлива в крейсерском полёте оказывает влияние и такой параметр самолёта как тяговооружённость. При недостаточной тяговооружённости самолёта необходимая для горизонтального полёта тяга обеспечивается лишь при частоте вращения ротора превышающей частоту вращения на крейсерском режиме что и приводит к увеличению удельного расхода топлива. Современные ТРДД для дозвуковых самолетов в зависимости от степени двухконтурности двигателя т имеют следующие значения стартового удельного расхода топлива и удельного расхода топлива в крейсерском полете :
Удельный вес двигателя ;
Удельный стартовый расход топлива ;
Удельный крейсерский расход топлива .
Определение исходных параметров самолёта
Определение удельной нагрузки на крыло
Согласно принятым тактико-техническим требованиям (ТТТ) имеем следующие характеристики режима посадки:
Посадочная скорость ;
Тип механизации: однощелевые закрылки.
По рекомендациям из [1] и данным статистики (см. л. р. №1) взяты следующие параметры:
Коэффициент максимальной подъемной силы при посадке ;
Относительная масса расходуемого топлива .
Используя эти значения рассчитана потребная величина удельной нагрузки на крыло:
Крейсерский режим полёта.
В соответствии с ТТТ характеристики крейсерского режима полёта:
Крейсерская высота ;
Крейсерская скорость полёта ;
Относительная плотность воздуха на высоте : ;
Число Маха для крейсерского режима .
Далее необходимо рассчитать эффективное удлинение крыла:
Приближенно рассчитывается коэффициент аэродинамического сопротивления самолёта:
Используя данные значения рассчитывается удельная нагрузка на крыло на крейсерском режиме полёта:
За расчетное значение удельной нагрузки принимается наименьшая из полученных величин:
Определение аэродинамических параметров
Коэффициент отвала поляры:
Максимальное аэродинамическое качество самолёта:
Так как методика расчета максимального аэродинамического качества является устаревшей и не учитывает многих факторов примем:

LR3 4.docx

Лабораторная работа №3
Выбор схемы самолета
Схема самолета определяет количество форму и взаимное расположение его основных агрегатов – крыла оперения фюзеляжа взлетно-посадочных устройств а также количество и размещение на самолете двигателей и их воздухозаборников. Схема самолета решающим образом влияет на его свойства и качества что в конечном счете определяет и его общую эффективность. Схема любого самолета обусловлена его назначением условиями его применения и основными требованиями предъявляемыми к проектируемому самолету. Главная проблема которая решается при выборе схемы заключается в том чтобы принятая схема наилучшим образом удовлетворяла ТТТ обеспечивала минимальную массу конструкции и взлетную массу высокое аэродинамическое качество и максимальную эффективность самолета.
Проанализировав данные статистики можно выделить устоявшиеся характерные черты административных самолётов:
Самолёты выполнены по схеме «Низкоплан»;
Фюзеляж типа «Полумонокок» преимущественно круглого сечения;
Число двигателей – 2;
Варианты шасси: трехопорное носовая ОШ + ООШ;
Выбор параметров схемы
После анализа самолётов-аналогов и уточнения тактико-технических требований можно сформулировать параметры будущего самолёта в первом приближении:
Кабина пилотов размещается в носовой части самолёта.
В центральной и хвостовой частях фюзеляжа расположен герметичная кабина пассажиров.
В хвостовой части фюзеляжа расположен багажный отсек буфет и туалет;
Топливо размещается в кессон-баках крыла.
В результате были выбраны два варианта аэродинамической компановки самолёта:
Низкоплан с фюзеляжем круглого сечения и Т-образным оперением;
Низкоплан с фюзеляжем круглого сечения и оперением классической схемы.
Выбор параметров схемы крыла
Здесь будут определены основные количественные характеристики для крыла но прежде необходимо построить ряд зависимостей на основании статистических данных по этим характеристикам чтобы с их помощью получить искомые значения удлинения λ сужения угла стреловидности тип профиля и относительные толщины в корне и на конце крыла С0 Ск и угол поперечного V крыла.
Это зависимости удлинения крыла от дальности полёта угла стреловидности от крейсерской скорости и удлинения от года выпуска самолёта.
Рисунок 1 – Зависимость удлинения крыла от дальности полета
Рисунок 2 – Зависимость удлинения крыла от года выпуска самолета
Рисунок 3 – Зависимость угла стреловидности крыла от крейсерской скорости
Проанализировав построенные зависимости и на основании влияния искомых характеристик на массовые и аэродинамические показатели самолёта были приняты следующие значения удлинения λ сужения угла стреловидности относительные толщины профиля крыла в корне и на конце крыла С0 Ск и угла поперечного V крыла:
Угол стреловидности по передней кромке ;
Тип профиля – близкий к суперкритическому;
Относительная толщина профиля в корневом сечении ;
Относительная толщина профиля в концевом сечении .
Увеличение сужения крыла позволяет повысить его жесткость и уменьшить массу конструкции:
Угол поперечного V крыла принят по статистике в дальнейшем он будет скорректирован для соответствия требований устойчивости самолёта.
Выбор параметров фюзеляжа
Параметры фюзеляжа определяют его основную форму и габариты. Они включают в себя такие параметры как: форму и диаметр фюзеляжа его удлинение удлинение носовой и хвостовой частей .
Значения этих параметров определяют аэродинамическое совершенство фюзеляжа то есть создаваемое им аэродинамическое сопротивление и его массовое показатели.
Так на основании статистических данных и в виду того что круглое сечение обладает наименьшим сопротивлением трения для проектируемого самолёта был принят фюзеляж круглого поперечного сечения.
Удлинение фюзеляжа напрямую определяет его аэродинамическое сопротивление и связывает между собой такие параметры как длина фюзеляжа и его диаметр. Отсюда и в дальнейшем при проработке компановки будет учитываться то что желательно сохранить постоянство обтекаемой площади фюзеляжа при увеличении его удлинения с целью минимизации сопротивления. Для этого необходимо пропорционально уменьшать диаметр и увеличивать длину фюзеляжа до рациональных пределов чтобы не допустить перетяжеления конструкции.
На данном этапе разработки проекта самолёта на основании собранной статистики были приняты следующие значения параметров фюзеляжа:
Удлинение носовой части ;
Удлинение хвостовой части ;
Также в дальнейшем будет учтено что увеличение удлинения хвостовой части фюзеляжа неизбежно повлечет за собой увеличение массы его конструкции.
Выбор параметров оперения
Параметры оперения такие как: относительные площади оперения удлинения сужения толщины профилей и углы стреловидности а также вариант компоновки определяют его способность обеспечивать необходимую устойчивость и управляемость самолёта на всех этапах полёта.
Опираясь на данные статистики окончательным вариант установки оперения Т – образной схемы. Однако известно что такое крепление горизонтального оперения вызывает увеличение массы вертикального оперения на 15 – 20 % вследствие увеличения нагрузок от аэродинамических сил. Но в то же время это позволяет вывести горизонтальное оперение из зоны возмущенного воздушного потока за крылом и от струи двигателей.
По данным статистики предварительно были подобраны относительные площади оперения:
Относительная площадь ГО ;
Относительная площадь ВО .
Эти значения будут скорректированы в дальнейшем при расчете балансировки самолёта.
Значение удлинения ГО и ВО влияет на массу конструкции этих агрегатов. Так увеличивая удлинение повышается эффективность оперения и снижается его площадь а следовательно и масса конструкции. Однако при этом также увеличиваются нагрузки действующие на оперение и ухудшаются флаттерные характеристики. В связи с этим в течение всего процесса проектирования данный параметр будет постоянно меняться и стремиться к оптимальному значению.
На данном этапе на основании статистики были приняты следующие значения удлинений для оперения:
Удлинение горизонтального оперения ;
Удлинение вертикального оперения .
Сужение ГО и ВО также влияет неоднозначно на параметры оперения. Так с увеличением уменьшаются нагрузки действующие на оперение что снижает его массу но в то же время падает его эффективность в сечениях подвергающихся воздействию возмущенного потока из-за крыла что заставляет увеличивать площадь а следовательно и массу конструкции.
По данным о значениях этих параметров для самолётов-аналогов а также по данным [1] были приняты значения сужений для оперения:
Сужение горизонтального оперения ;
Сужение вертикального оперения .
Угол стреловидности оказывает влияние на эффективность оперения: с увеличением повышаются его несущие свойства увеличивается плечо оперения все это приводит к повышению его эффективности.
По данным статистики предварительно выбраны следующие значения углов стреловидности для оперения:
Угол стреловидности горизонтального оперения ;
Угол стреловидности вертикального оперения .
Толщины профилей составляющих набор ГО и ВО определяют его эффективность и несущие свойства. На основании [1] и толщин профилей подобранных для крыла были приняты следующие толщины профилей для оперения:
Толщина профилей для горизонтального оперения:
В корневом сечении ;
В концевом сечении .
Толщина профилей для вертикального оперения:
Выбор параметров органов управления
Основными органами управления для проектируемого самолёта являются: элероны руль направления (РН) руль высоты (РВ) а также механизация крыла: закрылки предкрылки и интерцепторы. От выбора параметров этих элементов зависит управляемость самолёта его устойчивость в полете центровка.
На основании имеющейся статистики и рекомендаций в [1] были приняты следующие значения основных параметров для элеронов:
Относительная площадь элеронов ;
Относительная хорда элеронов ;
Относительный размах элеронов ;
Углы отклонения: вверх вниз ;
Тип элеронов: односекционные.
По рекомендациям из [1] а также опираясь на данные о самолётах – аналогах были выбраны параметры для руля направления:
Относительная площадь РН ;
Диапазон углов отклонения ;
Тип РН: односекционный.
Аналогично рулю направления были приняты значения параметров для рулей высоты:
Относительная площадь РВ ;
Углы отклонения: вверх вниз .
Основные геометрические размеры для РВ и РН будут получены в дальнейшем при расчете потребных балансировочных усилий создаваемых при их отклонении.
Механизация передней кромки крыла.
Применение механизации необходимо для повышения взлетно-посадочных характеристик крыла и сокращения потребной длины взлетно-посадочной полосы (ВПП). Применение механизации по передней кромке крыла позволяет увеличить диапазон допустимых углов атаки что очень важно на режиме набора высоты.
Наиболее эффективным является установка щелевых предкрылков так как они улучшают обтекание крыла воздушным потоком и отодвигают границу срыва ближе к задней кромке крыла.
Таким образом на проектируемый самолёт установим многосекционные выдвижные щелевые предкрылки с углом отклонения .
Механизация задней кромки крыла.
Механизация задней кромки крыла позволяет в значительной мере повысить несущие способности крыла на режимах взлета и посадки. Наиболее выгодными в этом отношении являются выдвижные щелевые закрылки. Однако применение многощелевых закрылков может привести к значительному увеличению массы крыла что является нежелательным.
Применим для проектируемого самолета однощелевой закрылок с параметрами:
Относительный размах ;
Относительная хорда ;
Особенности: закрылки используются помимо взлетно-посадочных режимов и на крейсерском режиме для оптимизации режима и увеличения скорости сваливания.
Взаимное расположение агрегатов самолета
Расположение крыла относительно фюзеляжа
Положение крыла вдоль оси фюзеляжа выбрано на основании относительного расстояния от носа фюзеляжа до центральной хорды крыла взятого на основании статистики: .
Угол установки для крыла принимается равным .
Взаимное расположение крыла и оперения
На предыдущих этапах было определено что крыло самолета крепится к фюзеляжу а горизонтальное оперение выполнено по Т-образной схеме.
По данным статистики были выбраны значения для плеч горизонтального и вертикального оперений:
По имеющимся значениям относительных площадей и плеч оперения рассчитаны коэффициенты статического момента для ГО и ВО:
Эти параметры будут уточняться при разработке чертежа общего вида самолета.
Для проектируемого самолёта принята схема трехопорное шасси со спаренными колесами на всех стойках. ПОШ убирается вперед ООШ в крыло.
На основании статистики по самолётам – аналогам были приняты следующие значения для параметров шасси: колеи базы и выноса главных опор:
Относительная колея шасси ;
Относительная база шасси ;
Относительный вынос главных опор шасси .
Согласно рекомендациям из [1] взяты посадочный и стояночный углы самолёта:
Посадочный угол самолёта;
Стояночный угол самолёта .
Используя эти значения и угол установки крыла можно рассчитать угол запрокидывания самолёта:
Помимо угла запрокидывания рассчитан угол выноса главных опор шасси:
Все параметры шасси будут уточняться при проработке компоновки и расчете центровки самолета.
Выбор параметров силовой установки
Главные требования предъявляемые к двигателю:
обеспечить наименьший расход топлива;
наименьший удельный вес;
необходимая надежность;
Наиболее перспективной силовой установкой дозвуковых самолётов является двухконтурный турбореактивный двигатель.
Степенью двухконтурности двигателя называется отношение расхода воздуха через второй контур к расходу воздуха через первый (внутренний) контур.
Современный ТРДД развивает тяговую мощность на 1 кг массы двигателя в 3 5 раз больше чем поршневой двигатель. Удельный расход топлива (расход топлива на 1 даН тяги в час) является важнейшей характеристикой любого авиационного двигателя. На величину удельного расхода топлива в крейсерском полёте оказывает влияние и такой параметр самолёта как тяговооружённость. При недостаточной тяговооружённости самолёта необходимая для горизонтального полёта тяга обеспечивается лишь при частоте вращения ротора превышающей частоту вращения на крейсерском режиме что и приводит к увеличению удельного расхода топлива. Современные ТРДД для дозвуковых самолетов в зависимости от степени двухконтурности двигателя т имеют следующие значения стартового удельного расхода топлива и удельного расхода топлива в крейсерском полете :
Удельный вес двигателя ;
Удельный стартовый расход топлива ;
Удельный крейсерский расход топлива .
Определение исходных параметров самолёта
Определение удельной нагрузки на крыло
Согласно принятым тактико-техническим требованиям (ТТТ) имеем следующие характеристики режима посадки:
Посадочная скорость ;
Тип механизации: однощелевые закрылки.
По рекомендациям из [1] и данным статистики (см. л. р. №1) взяты следующие параметры:
Коэффициент максимальной подъемной силы при посадке ;
Относительная масса расходуемого топлива .
Используя эти значения рассчитана потребная величина удельной нагрузки на крыло:
Крейсерский режим полёта.
В соответствии с ТТТ характеристики крейсерского режима полёта:
Крейсерская высота ;
Крейсерская скорость полёта ;
Относительная плотность воздуха на высоте : ;
Число Маха для крейсерского режима .
Далее необходимо рассчитать эффективное удлинение крыла:
Приближенно рассчитывается коэффициент аэродинамического сопротивления самолёта:
Используя данные значения рассчитывается удельная нагрузка на крыло на крейсерском режиме полёта:
За расчетное значение удельной нагрузки принимается наименьшая из полученных величин:
Определение аэродинамических параметров
Коэффициент отвала поляры:
Максимальное аэродинамическое качество самолёта:
Так как методика расчета максимального аэродинамического качества является устаревшей и не учитывает многих факторов примем:

LR5.docx

Лабораторная работа №5
Определение взлетной массы самолёта
Для определения взлетной массы используется уравнение существования самолета. Исходя из этого уравнения взлетную массу можно определить по известному выражению:
Очевидно что для использования такой формулы сначала следует задаться хотя бы приближенно исходной величиной взлетной массы . Исходную величину взлетной массы можно определить по приведенной выше формуле для подставляя в числитель сумму тех масс которые известны или легко подсчитываются в абсолютном виде а в знаменателе относительные массы конструкции силовой установки топливной системы оборудования и управления снаряжения можно принять приближенно используя статистические данные с использованием рекомендаций из [1]:
Масса целевой нагрузки ;
Масса экипажа находится для состава экипажа указанного в тактико – технических требованиях (см. л.р. №2):
где - масса одного члена экипажа ориентировочно принята ;
- число членов экипажа.
Итак масса экипажа равна .
Относительная масса конструкции ;
Относительная силовой установки ;
Относительная масса топлива (рассматривается вариант с максимальной заправкой);
Относительная масса оборудования и управления (рассчитывается применение на самолёте современной проводки управления и оборудования включающие большое число сетей электропередачи имеющие значительно меньшую массу).
Исходное значение взлетной массы самолета можно вычислить по соотношению:
Теперь опираясь на исходную массу самолёта можно провести уточняющие расчеты масс элементов самолёта и получить более точные значения взлетной массы самолета первого приближения.
Определение массы целевой нагрузки
Для пассажирских самолетов к целевой нагрузке относится нагрузка коммерческая в которую включаются пассажиры багаж платный груз и почта. Эта нагрузка приближенно определяется по числу пассажиров :
где =75кг – средняя масса одного пассажира;
- масса багажа перевозимого одним пассажиром;
=30кг – для магистральных самолетов.
Определение относительной массы конструкции
Для определения этой массы можно воспользоваться приближенной статистической формулой:
где – для дозвуковых самолетов с прямым или стреловидным крылом;
– коэффициент разгрузки крыла;
– доля топлива располагаемого в крыле;
– относительная в долях полуразмаха координата центра масс топлива (от плоскости симметрии самолета);
– доля массы силовой установки размещенной на крыле;
– относительная в долях полуразмаха координата центра масс силовой установки размещенной на крыле;
– приближенный коэффициент расчетной перегрузки;
– для транспортных самолетов;
– для дозвуковых самолетов;
– удлинение крыла и фюзеляжа;
– удельная нагрузка на крыло даН м2;
– исходная масса самолета кг.
Коэффициент разгрузки крыла:
Определение относительной массы топливной системы
Эта масса определяется относительным запасом топлива и массой агрегатов топливной системы которая учитывается введением поправочного коэффициента :
где – для истребителей легких и средних самолетов.
Потребный запас топлива для самолетов с выраженным крейсерским участком полета можно представить в виде суммы:
Относительная масса топлива на взлет набор высоты и разгон до крейсерской скорости можно определить по формуле:
где Hкр – высота крейсерского полета
m – степень двухконторности ТРДД.
Относительная масса топлива расходуемого на снижение и посадку:
Относительный навигационный запас топлива:
Относительная масса топлива для прочего ( для маневрирования по аэродромуопробывание двигателей несливаемый остаток):
Относительная масса топлива на крейсерской скорости:
Определение относительной массы силовой установки
Исходным параметром для определения этой массы служит назначаемое при выборе типа силовой установки значение удельного веса двигателей:
Зная потребную тяговооруженность можно определить относительную массу силовой установки по формуле:
где – коэффициент учитывающий увеличение массы силовой установки по отношению к массе двигателей.
Коэффициент можно вычислить по формуле:
где k1 – коэффициент зависящий от компоновки самолета и числа двигателей
k2 – коэффициент зависящий от числа М формы воздухозаборников и сопел.
Согласно [1] и выбранной компоновки k1=1 и k2=00236
Определение относительной массы оборудования и управления
Расчетная формула взята из [1]:
Определение взлетной массы первого приближения
Величина взлетной массы самолета первого приближения определяется по формуле:
Сравним его со значением исходной взлетной массы:
Полученное расхождение менее 5%.

Samolet administrativny Komponovochny chertezh.cdw

Компоновочный чертеж

Статистика по самолетам.docx

Наименование самолета фирма страна год выпуска
Hawker 1000 Hawker Beechcraft
США Великобритания 2007 г.
Характеристики силовой установки
Тип двигателей количество (n) тяга Р0 (даН)(кгс)
Пратт Уитни PT6A-65B
Rolls-Royce BR710C4-11
Pratt & Whitney Canada PW-305
ТРДД Pratt Whitney Canada PW-308C
Удельный расход топлива Cр0 (кгдаНч) Се0 (кгкВтч)
Степень двухконтурности m
Удельный вес двигателя γдв=mдвg10P0 (γ=mдвg10N0 даНкВт)
Массовые характеристики самолета
Масса коммерческой (боевой) нагрузки mком кг
Масса пустого самолета mпуст кг
Удельная нагрузка на крыло р0=m0g10S даНм2
Весовая отдача Kполн=m0-mпустm0
Тяговооруженность самолета P0=10 (кВтдаН)
Геометрические характеристики
Удлинение крыла сужение крыла
Угол стреловидности крыла 0025
Относительная толщинаС0(в корнв конц)
Диаметр фюзеляжа Dф м удлинение фюзеляжа ф
Удлинение носовой хвостовой части фюзеляжа н ч х ч
Относительное расстояние от носа фюзеляжа до ц. хорды крыла lц
Площадь горизонтального оперения Sг о м2Sг о
Удлинение ГО сужение ГО г о г о
Угол стреловидности ГО во
Плечо ГО Lг о м Lго=Lг оbA
Коэффициент статического момента ГО
Площадь вертикального оперения Sв о м2 Sв о
Удлинение ВО сужение ВО в о в о
Угол стреловидности ВО во
Плечо ВО Lв о м Lв о=Lв оl
Коэффициент статического момента ВО
Относительная колея шасси B=Bl
Относительная база шасси b=blф
Летные характеристики
Максимальная скорость на заданной высоте полета VmaxH кмчм
Крейсерская скорость на заданной высоте полета VкрHкр кмчм
Посадочная скорость Vпос кмч
Дальность полета с полной коммерческой нагрузкой Lр км
Дальность полета с уменьшенной нагрузкой Lmax км
Длина разбега lразб м
СкороподъемностьVy0 мс
Число пассажиров nпас

LR4.docx

Лабораторная работа №4
Определение потребной стартовой тяговооруженности самолета
Потребная тяговооруженность при проектировании определяется из условий обеспечения задаваемых тактико-техническими требованиями летных характеристик самолета. Для проектируемого самолета тяговооруженность рассчитывается исходя из условий обеспечения: крейсерской скорости полета заданной длины разбега взлета при отказе одного двигателя страгивание с места при размокшем грунте.
Обеспечение крейсерской скорости Vкр на высоте Нкр
Определяется по формуле:
где (Мкрейс) – учитывает изменение тяги по скорости полета определяется по формуле
для Мкрейс=0788 получаем =099132;
φн – поправка на высоту полета для Н 11км φн =085=0336085=039572;
– относительная плотность воздуха на Нкр =0336;
φдр = (08 – 09) – поправка на дросселирование для крейсерского режима работы двигателей принимаем φдр =085;
Ккр(085 ÷ 09)Кmax – аэродинамическое качество на крейсерском режиме полета
принимаем Ккр=085Кmax = 0851545 = 1313
Ро =1-060350991320395720851313=01804
Обеспечение заданной длины разбега
Ро =10512р0Сyamaxвзлlразб+12(f+1Кразб)
где p0 – удельная нагрузка на крыло равна p0 = 69185 даНм2;
– коэффициент трения колес шасси при разбеге принимаем твердый грунт f = 007;
Кразб – аэродинамическое качество самолета при разбеге для дозвуковых самолетов лежит в диапазоне 8 10 принимаем Кразб = 8;
lразб = 2300 м – длина разбега самолета.
Ро =1051269185212300+12(007+18)=02828
Обеспечение взлета при отказе одного двигателя
Вычисляется исходя из зависимости:
Ро=15nдвnдв-1(1Кнаб+tgm
где nдв – число двигателей на самолете на проектируемом самолете установлено 2 двигателя;
Кнаб – аэродинамическое качество самолета при наборе высоты определяется:
Кнаб 12 Кразб = 12 8 = 96;
- угол наклона траектории при наборе высоты задается ЕНЛГ-С в зависимости от - для 2 двигателей на этапе когда механизация крыла отклонена во взлетное положение шасси убрано.
Подставив получим значение:
Ро=1522-1196+0024=02983
Обеспечения страгивания с места при размокшем грунте
Находится из соотношения:
Р0=14fкач=14012=0168
где fкач = 01 ÷ 012 – коэффициент трения качения для размокшего грунта принимаем fкач = 012.
После вычисления тяговооруженности по всем намеченным условиям наибольшая из них принимается за потребную для данного самолета стартовую тяговооруженность:
Истинная длина разбега lразб=2300 м так как стартовую тяговооруженность определяет условие обеспечения заданной длины разбега .

LR5 2.docx

Лабораторная работа №5
Определение взлетной массы самолёта
Для определения взлетной массы используется уравнение существования самолета. Исходя из этого уравнения взлетную массу можно определить по известному выражению:
Очевидно что для использования такой формулы сначала следует задаться хотя бы приближенно исходной величиной взлетной массы . Исходную величину взлетной массы можно определить по приведенной выше формуле для подставляя в числитель сумму тех масс которые известны или легко подсчитываются в абсолютном виде а в знаменателе относительные массы конструкции силовой установки топливной системы оборудования и управления снаряжения можно принять приближенно используя статистические данные с использованием рекомендаций из [1]:
Масса целевой нагрузки ;
Масса экипажа находится для состава экипажа указанного в тактико – технических требованиях (см. л.р. №2):
где - масса одного члена экипажа ориентировочно принята ;
- число членов экипажа.
Итак масса экипажа равна .
Относительная масса конструкции ;
Относительная силовой установки ;
Относительная масса топлива (рассматривается вариант с максимальной заправкой);
Относительная масса оборудования и управления (рассчитывается применение на самолёте современной проводки управления и оборудования включающие большое число сетей электропередачи имеющие значительно меньшую массу).
Исходное значение взлетной массы самолета можно вычислить по соотношению:
Теперь опираясь на исходную массу самолёта можно провести уточняющие расчеты масс элементов самолёта и получить более точные значения взлетной массы самолета первого приближения.
Определение массы целевой нагрузки
Для пассажирских самолетов к целевой нагрузке относится нагрузка коммерческая в которую включаются пассажиры багаж платный груз и почта. Эта нагрузка приближенно определяется по числу пассажиров :
где =75кг – средняя масса одного пассажира;
- масса багажа перевозимого одним пассажиром;
=30кг – для магистральных самолетов.
Определение относительной массы конструкции
Для определения этой массы можно воспользоваться приближенной статистической формулой:
где – для дозвуковых самолетов с прямым или стреловидным крылом;
– коэффициент разгрузки крыла;
– доля топлива располагаемого в крыле;
– относительная в долях полуразмаха координата центра масс топлива (от плоскости симметрии самолета);
– приближенный коэффициент расчетной перегрузки;
– для транспортных самолетов;
– для дозвуковых самолетов;
– удлинение крыла и фюзеляжа;
– удельная нагрузка на крыло даН м2;
– исходная масса самолета кг.
Коэффициент разгрузки крыла:
Определение относительной массы топливной системы
Эта масса определяется относительным запасом топлива и массой агрегатов топливной системы которая учитывается введением поправочного коэффициента :
где – для истребителей легких и средних самолетов.
Потребный запас топлива для самолетов с выраженным крейсерским участком полета можно представить в виде суммы:
где – учитывает топливо для крейсерского полета;
– топливо для взлета набора высоты разгона снижения и посадки;
– аэронавигационный запас топлива;
– прочее (маневрирование по аэродрому запуск и опробование двигателей не вырабатываемый остаток топлива).
Запас топлива для крейсерского полета без учета влияния выгорания топлива на дальность полета определяется по формуле:
где – расчетная дальность крейсерского участка полета км;
– расчетная дальность полета км;
– горизонтальная дальность полета на участках набора высоты и снижения км;
– средняя высота крейсерского полета км (см. л.р. №3);
– крейсерская скорость полета (см. л.р. №2);
– расчетная скорость встречного ветра ;
– аэродинамическое качество на крейсерском участке полёта;
– удельный расход топлива на крейсерском режиме.
Для крейсерской высоты полёта .
за счет использования законцовок крыла и ввиду устарения методики определения коэффициента отвала поляры и .
Так как то необходимо учесть выгорание топлива. Для этого выполним дополнительный расчет по формуле:
Относительную массу топлива для взлета набора высоты разгона снижения и посадки можно расчитать по формуле:
где – степень двухконтурности двигателей.
Аэронавигационный запас топлива:
Прочие расходы топлива ориентировочно .
Определение относительной массы силовой установки
Исходным параметром для определения этой массы служит назначаемое при выборе типа силовой установки значение удельного веса двигателей:
Зная потребную тяговооруженность можно определить относительную массу силовой установки по формуле:
где – коэффициент учитывающий увеличение массы силовой установки по отношению к массе двигателей.
Коэффициент можно вычислить по формуле:
где k1 – коэффициент зависящий от компоновки самолета и числа двигателей
k2 – коэффициент зависящий от числа М формы воздухозаборников и сопел.
Согласно [1] и выбранной компоновки k1=1 и k2=00236
Определение относительной массы оборудования и управления
Расчетная формула взята из [1]:
Определение взлетной массы первого приближения
Величина взлетной массы самолета первого приближения определяется по формуле:
Сравним его со значением исходной взлетной массы:
Таким образом окончательно принимаем значение взлетной массы первого приближения

LR8.docx

Лабораторная работа №8
Разработка компоновки самолета включает три основных этапа:
Объемно-весовая компоновка которая определяет размещение во внутренних объемах самолета всех грузов оборудования топлива экипажа целевой нагрузки силовой установки и пр. т.е. всего того что занесено в сводку масс самолета.
Конструктивно-силовая компоновка которая предусматривает разработку конструктивно-силовой схемы самолета с проработкой силовых схем всех его агрегатов с указанием точного расположения основных силовых элементов – лонжеронов усиленных нервюр силовых шпангоутов бимсов стыковых соединений.
Уточнение аэродинамической схемы путем увязки взаимного расположения грузов внутри самолета и элементов силовой схемы. В результате уточняются размеры и взаимное расположение агрегатов самолета и его внешний вид.
1 Объемно-весовая компоновка самолета
В процессе выполнения объёмно – весовой компоновки проводится размещение определение и уточнение размеров: кабины экипажа формы и размеров поперечного сечения фюзеляжа грузовых дверей силовой установки вспомогательной силовой установки топлива шасси.
Размещение экипажа осуществляется в соответствии с рекомендациями изложенными в [1] с.215-218. Также учтены пожелания летчиков: видеть в момент касания поверхности ВПП колесами полосу посадки на удалении от самолета не более 50 70 м при ночной посадке наблюдать не менее 5 6 огней подхода к ВПП на высоте «принятия решения» - для этого зона беспрепятственного обзора летчика вниз ( по оси сиденья летчика) увеличена до 20º.
Для проектируемого самолета принимаем форму поперечного сечения в форме окружности диаметром 26 метров (рис 1).
Рисунок 1 – Размеры и форма фюзеляжа.
Определим показатель использования объема фюзеляжа:
Kисп Vф=Vбаг.отсек+Vпас салVф=3+4515934=052
Vф=025kdф2lф=0250722622244=934 м3- объем фюзеляжа где коэффициент k=072- учитывает сужение фюзеляжа.
Двигатели подвешены на пилонах в хвостовой части фюзеляжа. Вспомогательная силовая установка расположенав хвосте фюзеляжа.
Определим приближенный объем топливных баков расположенных в крыле по формуле В.12 [2] с.491:
Vт.бак=054S2lcbкорн1++21+2=
=05415752180143441+315183+31521831+3152=1487 м3
где S=1575 м2- располагаемая площадь крыла занятая топливом;
с=014- относительная высота корневого сечения крыла;
bкорн=344 м-хорда корневого сечения;
=315- относительное сужение крыла;
=скbкорнсbконц=00834401411=183 где cк=008- относительная толщина концевого сечения крыла bконц=11 м- хорда концевого сечения.
Для осуществления крейсерского полета с полной коммерческой нагрузкой потребно Vт=817 м3 топлива для осуществления крейсерского полета с уменьшенной нагрузкой на большее расстояние требуется дополнительно ΔVт=2 м3 топлива. В крыле возможно разместить всё требуемое топливо для крейсерского полета. В итоге общий располагаемый объем под топливо равен 1487 м3 что позволяет разместить всё топливо с учетом его расширения. Расходование топлива ведется по программе обеспечивающей удерживание центровки самолета в допустимых пределах: в начале полета центр масс самолета перемещается к задней допустимой границе центровки в последнюю очередь вырабатывается топливо из концевых крыльевых топливных баков.
Оценим использование объемов крыла для чего определим объем всего крыла по формуле 14.8 [1] с.336:
Vкр=kVcсрS32λ12=074601144632812=1865 м3
где kV=492с++с+2+1с+1=49231555+315+55+2315+155+1=0746
где =315- сужение крыла
с=с0ск=315014008=55- сужение крыла при виде спереди;
cср=011- средняя относительная хорда крыла;
S=446 м2- площадь крыла;
λ=8- удлинение крыла.
Kисп Vкр=Vт.бакVкр=14871865=078
2 Конструктивно-силовая компоновка
Для проектируемого самолета выбираем кессонную силовую схему крыла состоящую из двух отъемных частей крыла и центрального кессона который крепится к силовым шпангоутам фюзеляжа. Силовая схема состоит из двух лонжеронов вдоль всего размаха крыла и подкосного лонжерона на полуразмах крыла рядовых и силовых нервюр направленных перпендикулярно второму лонжерону.
В конструкции крыла широко используются:
- композиционные материалы (стеклотекстолит однонаправленный стекло- и углепластик различных марок) преимущественно в механизации крыла (предкрылки закрылки интерцепторы) законцовок наплывов и обтекателей;
- алюминиевые сплавы (Д20 0120 АК6 АК8 В65 АЛ9 АЛ19 ВАД1 ВАД23 01420 сплавы типа АБМ) для обшивки крыла лонжеронов стрингеров нервюр фитингов кронштейнов заклепок;
- сталь титан и соответствующие им сплавы (30ХГСА 30ХГСНА ЭИ-643 ОТ4 ОТ4-2 ВТ1 ВТ-6 ВТ15) для ответственных нагруженных элементов и узлов болтов фитингов кронштейнов.
Отъемная часть крыла имеет две длинномерных панели (верхнюю и нижнюю) состоящих из обшивки и набора стрингеров. Клепка панели производится заклепками с компенсатором на клепальных станках чем обеспечивается высокий ресурс (до 45000 летных часов) крыла. В конструкции крыла используется внутришовная герметизация позволяющая снизить составляющую массы герметика в общей массе крыла.
Фюзеляж проектируемого самолета построен по балочно-стрингерной схеме в которой рядовые шпангоуты и стрингеры имеют тавровое сечение силовые шпангоуты установленные в местах восприятия сосредоточенных сил (крепление крыла шасси к фюзеляжу и в местах вырезов) имеют Z-образное сечение.
В конструкции фюзеляжа используются:
- композиционные материалы для носового обтекателя
- алюминиевые сплавы для обшивки стрингеров шпангоутов фитинги кронштейны заклепки;
- сталь титан и соответствующие им сплавы для ответственных нагруженных элементов и узлов болтов фитингов кронштейнов полов
Оперение проектируемого самолета имеет двух лонжеронную кессонную силовую схему. Конструкцией оперения предусмотрена возможность перестановки стабилизатора ГО для балансировки при различных режимах полета что обеспечивается использованием винтовой паре и шлиц-шарнира. Применяемые конструкционные материалы:
- композитные материалы для носовых обтекателей рулевых поверхностей зализов;
- алюминиевые сплавы в обшивке лонжеронах нервюрах стрингерах фитингов кронштейнов заклепок;
- сталь титан и соответствующие им сплавы для ответственных нагруженных элементов и узлов болтов фитингов кронштейнов.
Проектируемый самолет имеет многоопорное шасси: 2 главных опоры и 1 передняя спроектированных по полурычажной схеме с ломающимся подкосом. Передняя опора убирается против направления полета внутрь фюзеляжа под пол. Задние опоры убираются поперек направления полета в крыльевые отсеки для шасси.
Используемые конструкционные материалы:
- композитные материалы для обтекателей створок и зализов шасси;
- сталь титан и соответствующие им сплавы для ответственных нагруженных элементов и узлов болтов фитингов кронштейнов амортизаторов стоек подкосов замков.
3 Аэродинамическая компоновка
На этапе аэродинамической компоновки проводится окончательная увязка аэродинамической схемы самолета и определяется взаимное расположение его основных частей.
Требования аэродинамической компоновки:
- в крейсерском полете с заданной скоростью самолет должен иметь максимальное аэродинамическое качество чтобы обеспечить минимальный расход топлива в связи с этим у самолета должно быть минимальное сопротивление и в частности минимальные потери на балансировку;
- при взлете и при посадке самолет должен обладать возможно большей величиной Суma
- на всех режимах полета самолет должен обладать нормируемыми (требуемыми) запасами устойчивости и управляемости;
- на самолете должны быть обеспечены наиболее благоприятные условия для работы силовой установки определяемые минимально возможными потерями на входе воздуха в двигатели и на выходе газов из выходных сопел двигателей;
- выход самолета на предельные режимы полета (например большие скорости или большие углы атаки) не должен сопровождаться опасными последствиями (флаттер бафтинг глубокий срыв штопор и т. п.) должны быть предусмотрены меры предупреждающие вход в такие режимы и допускающие выход из таких режимов на нормальные.
Результатом компоновки самолета является компоновочный чертеж который разрабатывается путем внесения изменений и доработок в чертеж общего вида полученного в разделе 6.

LR4 2.doc

Лабораторная работа №4
Определение потребной стартовой тяговооруженности самолета
Под стартовой тяговооруженностью самолета понимается отношение
суммарной статической тяги двигателей Р0 к взлетной силе тяжести самолета.
Тяговооруженность определяет основные летно-технические характеристики
самолета зависящие от энергетических возможностей его силовой установки. К
этим характеристикам относятся: скорости и высоты полета потолок
скороподъемность взлетные характеристики маневренность и др. Исходя из
заданных в ТТТ значений летно-технических характеристик можно определить
потребную величину тяговооруженности проектируемого самолета.
Расчитывать тяговооруженность будем для следующих режимов:
Полет на крейсерском режиме со скоростью Vкр на высоте Нкр;
Обеспечение заданной длины разбега разб;
Взлет при отказе одного двигателя на разбеге;
Обеспечения страгивания с места при размокшем грунте.
Полет на крейсерском режиме
Потребное значение стартовой тяговооруженности рассчитывается по
((Мкрейс) – учитывает изменение тяги по скорости полета;
[pic]=(08 – 09) – поправка на дросселирование для крейсерского режима
[pic] – аэродинамическое качество самолёта на крейсерском режиме
Коэффициент ((Мкрейс) вычисляется по формуле:
где [pic] – число Маха для крейсерского режима полёта (см. л. р. №3).
Поправка на высоту полёта определяется по формуле:
где [pic] – относительная плотность воздуха на крейсерской высоте полёта
[pic] (см. л. р. №3).
Обеспечение заданной длины разбега
– коэффициент трения колес шасси при разбеге;
Кразб – аэродинамическое качество самолета при разбеге;
[pic] – заданная длина разбега.
Значения Кразб Сya max взл взяты согласно рекомендациям [1]:
) Значения коэффициента трения взяты по типам покрытия ВПП:
) Сухое бетонное покрытие [p
) Мокрое бетонное покрытие [p
) Твердый грунт [pic].
Согласно (2.1) для различного вида покрытий ВПП:
Сухое бетонное покрытие
Мокрое бетонное покрытие
для значения [pic] длина разбега:
Взлет при отказе одного двигателя при разбеге
где nдв – число двигателей на самолете;
Кнаб – аэродинамическое качество самолета при наборе высоты;
[pic] – угол наклона траектории полёта самолёта к горизонту град.
Аэродинамическое качество самолета при наборе высоты определяется по
Согласно рекомендациям [1] приняты следующие значения для [pic]:
Для четырех двигателей [pic].
Согласно (3.1) для двух двигателей:
Обеспечения страгивания с места при размокшем грунте
Находится из соотношения:
где fкач = 01 ÷ 012 – коэффициент трения качения для размокшего
грунта принимаем fкач = 012.
После вычисления тяговооруженности по всем намеченным условиям
наибольшая из них принимается за потребную для данного самолета стартовую
Список использованных источников
Проектирование самолетов [Текст] : [учеб. для вузов в обл. авиац. и
ракет.-косм. техники по направлениям 160100 "Авиа- и
ракетостроение" 160200 "Авиастроение" и специальностям 160201
Самолето- и вертолетостроение" и 160202 "Системы жизнеобеспечения
и оборудование летат. аппаратов" С. М. Егер и др. ; под ред. С.
М. Егера] ; предисл. А. М. Матвеенко [и др.]. - [4-е изд.]. - М. :
Логос 2005. - 613 с.
Комаров В. А. Концептуальное проектирование самолета [Текст]:
Учебное пособие В.А. Комаров Н.М. Боргест И.П. Вислов. – Самара:

LR7.docx

Лабораторная работа №7
1 Весовой расчёт самолёта
После определения геометрических размеров можно уточнить взлётную массу самолёта путём расчёта масс его основных агрегатов и систем. Для этого используются статистические весовые формулы которые позволяют оценить массы частей и самолёта в целом хотя по традиции эти расчёты принято называть весовыми. Весовые формулы обычно учитывают размеры и взлётную массу самолёта внешнюю форму агрегатов размещение двигателей топлива целевой нагрузки свойства конструкционных материалов и содержат ряд статистических коэффициентов зависящих от типа и назначения самолёта.
Определение массы крыла
Массу крыла определим путем осреднения по трем формулам:
) масса по [1] с.131:
где – зависит от ресурса крыла при ресурсе 30000 часов ;
– заданная нормами прочности расчётная перегрузка;
– коэффициент учитывающий разгрузку;
– коэффициент характеризующий крыло с наплывом в корневой части предкрылками интерцепторами;
– если баки-кессоны имеют внутришовную герметизацию;
Введем поправочный коэффициент учитывающий использование композиционных материалов в конструкции крыла .
Расчётная перегрузка вычисляется по формуле:
Если целевая нагрузка размещается не в крыле то коэффициент разгрузки определяется следующим образом:
где – если двигатели установлены не на крыле.
) формула Козловского [3] с.215 (формула 13.4):
где QUOTE k1=09215- - коэффициент учитывающий зависимость типа двигателя и дальности полета самолета;
QUOTE nр=41- - заданная нормами прочности расчетная перегрузка;
QUOTE m0=16000 кг- - взлетная масса самолета;
QUOTE =30°- - стреловидность крыла;
QUOTE kкм=09- коэффициент учитывающий применение композиционных материалов в конструкции.
) масса по [2] с.307:
где kG=66710-3- коэффициент пропорциональности;
nр=401- заданная нормами прочности расчетная перегрузка;
с0=14%- максимальная толщина корневого сечения профиля;
m0=206068 кг-взлетная масса самолета;
S=4103 м2- площадь крыла;
kинт=102- коэффициент учитывающий приращение массы при установке интерцепторов и воздушных тормозов;
kдв=09- коэффициент отражающий снижение массы крыла при установке на нем 2-х двигателей;
kш=095- коэффициент учитывающий отсутствие крепления шасси к крылу;
kкм=09- коэффициент учитывающий применение композиционных материалов в конструкции.
Произведем осреднение по трем полученным значениям масс:
mкр=mкр 1+mкр 2+mкр 33=0128+0071+00933=0097
mкр=mкрm0=0097206068=20057 кг.
Относительная масса фюзеляжа:
) формула Бадягина [1] с.138:
mф=1-0610-6m0001431+λфdф151+133dф15m0m0cos+8dф3+25dф2λфm0+
+0018=1-0610-6206068001431+82215151+13321515206068206068cos26°+
+82153+25215282206068+0018=0094
где dф=215 м- диаметр фюзеляжа;
λф=82- удлинение фюзеляжа;
=26°- стреловидность крыла.
С учетом использования композиционных материалов получим:
mф=090094=0085 mф=mфm0=0085206068=17435кг.
) формула зарубежных фирм [4] с.126:
mф=06093kдверkшm0np05Lкф025Sф.ом03021+kws0.04LкфHф01=
=0609313112206068401051763025161350302(1+075)004(176331)01=29518 кг
mф=mфm0=29518206068=0143
где kдвер=13- коэффициент отражающий наличие грузового люка спереди и сзади;
kш=112- коэффициент учитывающий крепление шасси к фюзеляжу;
Lкф=1763 м- конструкционная длина фюзеляжа;
Sф.ом- площадь омываемой поверхности фюзеляжа определяется по формуле:
Sф.ом=Dlф05+0135lн.фlф231015+03λф15=
=316905+01358491763231015+038215=16135 м2
где D=215 м- диаметр фюзеляжа;
λф=82- удлинение фюзеляжа.
kws- коэффициент определяемый по формуле:
kws=0751+21+ltanLкф=0751+23151+3151812tan26°1763=064
Hф=26 м- максимальная высота фюзеляжа.
) масса по [3] с.315:
mф=023Vmaxmaxlфbф+hфSполн12kкм=0231020176326+2644511209=20841 кг
mф=mфm0=20841206068=0101
bф=31 м- высота фюзеляжа;
hф=26 м- ширина фюзеляжа;
Sполн=Sн.ч+Sц+Sхв=2879+1109+463=4451 м2- площадь внешней поверхности фюзеляжа ориентировочно определим как сумму трех слагаемых: площадь внешней поверхности носовой части фюзеляжа центральной и хвостовой. Введем некий виртуальный цилиндр имеющий радиус r и высоту h умножив значение площади внешней поверхности этого цилиндра на некий коэффициент получим приближенное значение искомой нами площади внешней поверхности:
Sц=2rh=2261763=2879 м2
Sн.ч=082rh=08226849=1109м2
Sхв=062rh=06226473=463 м2
где r=hф+bф2=26+262=26 м- радиус виртуального цилиндра;
h- высота виртуального цилиндра.
Произведем осреднение по трем полученным значениям масс фюзеляжа:
mф=mф 1+mф 2+mф 33=0094+0143+01013=0113
mф=mфm0=0113206068=23217 кг.
Относительная масса оперения:
) определение массы по [1] с.140:
mоп=085kкмm0kпkопсхp006SГО+SВО116=08509206068084056492706
26+985116=0024 mоп=mопm0=0024206068=4946 кг
где kкм=09- коэффициент характеризующий применение композиционных материалов;
kп=084- при значениях p0=4927даНм2>450 даНм2;
kопсх=1333-00032Sоп1295+00028p0=1333-00032(1026+985)1295+000284927=056;
SГО=1026 м2- площадь горизонтального оперения;
SВО=985 м2- площадь вертикального оперения;
m0=206068 кг-взлетная масса самолета.
Относительная масса горизонтального оперения:
mГО=kГОсхkкмm0cosГОnpp0SГО2λГО103сГО06=110809206068cos27°401492710262521030106=0014
где kГОсх=117-0006SГО=117-00061026=1108- для Т-образного оперения;
kкм=09- коэффициент характеризующий применение композиционных материалов;
ГО=27°- стреловидность горизонтального оперения;
nр=401- расчетная перегрузка;
λГО=52- удлинение горизонтального оперения;
сГО=01- относительная толщина профиля горизонтального оперения.
Относительная масса вертикального оперения:
mВО=mоп-mГО=0024-0014=001
) формулы зарубежных фирм [4] с.126:
mго=0051kго1+Bфlго-025m00639np01Sго075Lго-0296(cosго)-1λго01661+Sрв01kкм=
=005111431+21573-025206068063940101102607598-0296
(cos27°)-1520166(1+025)0109=2092 кг
где kго- коэффициент характеризующий установку переставного стабилизатора;
Bф=215 м- ширина фюзеляжа;
m0=206068 кг- взлетная масса самолета;
Lго=98 м- плечо горизонтального оперения;
Sрв=025- относительная площадь рулей высоты;
mво=00094(1+hгоhво)0225m00556np0536Lво0375Sво05(cosво)-1λво035(1+Sрн)01kкм=
=000941+102252060680556401053676037598505
(cos45°)-114035(1+025)0109=569 кг
где hгоhво=1- отношение высот ГО и ВО над фюзеляжем для Т-образной схемы = 1;
Lво=76 м- плечо вертикального оперения;
Sво=985 м2- площадь вертикального оперения;
во=45°- стреловидность вертикального оперения;
λво=14- удлинение вертикального оперения;
Sрн=025- относительная площадь рулей направления;
Следовательно масса оперения равна сумме масс ГО и ВО:
mоп=mго+mво=2092+569=2661кг.
mоп=mопm0=2661206068=0013
) формулы Хоуви [2] с.234:
mго=315kгосхSго1204+Vп256kкм=3151210261204+96325609=2314 кг
где kгосх=12- коэффициент характеризующий Т-образную схему оперения;
Sго=1026 м2- площадь горизонтального оперения;
Vп=Vкрейс+113=850+113=963 кмч- расчетная скорость пикирования где
Vкрейс=850 кмч- крейсерская скорость полета.
mво=33kвосхSво1204+Vп256kкм=33159851204+96325609=2886 кг
где kвосх=15- коэффициент характеризующий Т-образную схему оперения;
Vп=963 кмч- расчетная скорость пикирования;
Следовательно масса оперения будет равна сумме ГО и ВО:
mоп=mго+mво=2344+2886=523 кг
mоп=mопm0=523206068=0025
Произведем осреднение по трем полученным значениям массы оперения:
mоп=mоп 1+mоп 2+mоп 33=0024+0013+00253=0021кг
mоп=mопm0=0021206068=4327 кг.
Относительная масса шасси:
mш=Hш2025m0+0510-3+025=082025206068+0510-3+0025=00253
где Hш=08 м- высота шасси;
m0=206068кг-взлетная масса самолета.
Относительная масса силовой установки:
mс.у.=kс.у.m1двnm0=16327122206068=0111
где kс.у.=1632- коэффициент показывающий во сколько раз масса силовой установки больше массы двигателей определен ранее.
Относительная масса оборудования и управления была приняты ранее (см. ЛР.№5):
Относительная масса агрегатов топливной системы:
Считаем равной 5% от относительной массы топлива и сделав поправку на научно-технический прогресс kпр=095.
mагр тс=005mтkпр=0050349095=0017
Относительная масса снаряжения:
- для пассажирских самолётов.
2 Весовая сводка самолета
По результатам расчета масс составляется весовая сводка самолета в которой подробно указываются массы всех частей систем и оборудования самолета по его основным группам (таблица 7.1).
Полученную в результате составления весовой сводки суммарную массу можно считать взлетной массой самолета второго приближения m0II. Определим весовую отдачу самолета по полной и целевой нагрузке:
Kво пол=m0II-mпустm0II=208558-95678208558=054
Kво цел=mцелm0II=4095208558=0196
Эти показатели характеризуют транспортную эффективность самолёта.
В таблице 7.2 приводится сравнительная оценка по весовой отдаче проектируемого самолёта и самолётов-прототипов включённых в статистику.
Таблица 7.1 – Сводка масс самолета
Двигатели в поставке (сухой двигатель)
Двигатели после установки
Гондолы выхлопная система и узлы крепления двигателя
Системы управления двигателями
Агрегаты топливной системы
ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ
Самолетное оборудование
Измерительная аппаратура
Специальное оборудование
Противообледенительная система
СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА
Спасательное оборудование
ПУСТНОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ (IV+V)
ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА (коммерческая)
ПОЛНАЯ НАГРУЗКА (VII+VIII)

LR10.docx

Лабораторная работа №10
Техническое описание самолета
Административный самолёт предназначен для перевозки 30 пассажиров на расстояния протяженностью 6500 км. Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме «низкоплан» со стреловидным крылом большого удлинения с Т-образным горизонтальным оперением и однокилевым вертикальным оперением и двигателями размещенными в хвостовой части фюзеляжа. Предназначен для эксплуатации на авиалиниях малой и средней протяженности. Эксплуатируется на бетонных ВПП класса АБ. Основные характеристики:
- крейсерская скорость – 850 ;
- дальность полета – 6500 км;
- высота крейсерского полета – 11000 м;
- количество пассажиров –30 человек;
- взлетная масса – 22120 кг.
Самолет предполагается производить серийно. Серия выпуска составляет 1000первоначально.
Возможны модификации самолета путем замены двигателей авионики. Самолет может модифицироваться под иное число сидячих мест (большее или меньшее) возможны варианты с иной планировкой салона.
Конструкция планера самолета
Планер самолета состоит из крыла фюзеляжа оперения шасси.
Крыло самолета выполнено по двухлонжеронной кессонной схеме. В конструкции крыла применены монолитные панели выполненные либо прессованием либо химическим фрезерованием. Поскольку в настоящее время отработана технология получения длинномерных панелей то конструкция крыла имеет лишь 2 разъема в местах соединения центроплана и отъемных частей крыла. Кроме того монолитность конструкции обеспечивается цельнофрезерованными поясами лонжеронов переменного сечения и монолитной конструкцией силовых нервюр. Крыло набрано из суперкритических профилей которые обеспечивают безотрывное обтекание на больших углах атаки а следовательно снижается посадочная скорость самолета сокращается длина пробега и снижаются требования к длине ВПП повышается ресурс пневматиков колес. На крыле размещаются органы поперечного управления и механизация повышающая коэффициент подъемной силы при взлетепосадке. Элероны выполнены по однолонжеронной схеме с обшивкой из композиционных материалов. В качестве механизации применены однощелевые – внутренние и внешние закрылки достаточно простые в конструкции и эффективные. Такая механизация обеспечивает потребные взлетно-посадочные качества самолета. В крыле размещаются топливные кессон-баки и элементы топливной системы. В концевых частях крыла размещены элементы радиоэлектронного оборудования. Крыло имеет зализы для уменьшения интерференции между крылом и фюзеляжем.
Фюзеляж выполнен по балочной схеме и состоит из шпангоутов стрингеров и обшивки. Шпангоуты фюзеляжа представляют собой цельнофрезерованные конструкции. Фюзеляж самолета имеет один пассажирский салон. Герметичная часть фюзеляжа отделена от негерметичного гермо-шпангоутами. Под полом располагаются проводка управления и элементы системы управления ВСУ. Вырезы в фюзеляже подкрепляются бимсами. В носовой негерметичной части размещено радиолокационное оборудование. Возможно применение обшивки фюзеляжа выполненной из композиционных материалов что сэкономит массу конструкции фюзеляжа примерно на 20%. В хвостовой части фюзеляжа по бокам на пилонах размещены два ТРДД с высокой степенью двухконтурности.
Горизонтальное оперение (ГО) самолета состоит из стабилизатора и рулей высоты. Агрегаты ГО выполнены по двухлонжеронной кессонной схеме. Задний лонжерон стабилизатора служит опорой для навески рулей высоты. Панели оперения выполнены цельнофрезерованными.
Вертикальное оперение (ВО) выполнено по двухлонжеронной схеме. Оперение имеет зализы.
Шасси самолета выполнено по трёхопорной схеме с носовой вспомогательной опорой. Все стойки имеют балочную телескопическую схему с ломающимся подкосом. Передние и основные стойки имеют по 2 колеса на тележке. Передние стойки убираются в фюзеляж вперёд по полету основные стойки убираются в фюзеляж перпендикулярно оси самолета. Шасси имеет гидравлическую дублированную систему уборкивыпуска и механическую тросовую либо электродистанционную аварийную систему управления замками.
Таким образом примерно 15-20% конструкции планера выполняется с использованием композиционных материалов. Расчетный ресурс планера – 30000 летных часов с возможностью продления ресурса. Основные конструкционные материалы – алюминиевые титановые сплавы композиционные материалы.
Управление самолетом
Самолет имеет гидравлическую необратимую бустерную систему управления с загрузочными механизмами и вспомогательную электродистанционную систему управления. Канал управления рулями высоты имеет трехкратное резервирование остальные – двукратное. Электродистанционная система служит для управления закрылками а также используется в качестве резервной в каналах управления рулем высоты и элеронами. Поскольку система необратимая в ее состав включены автоматы загрузки командных рычагов для имитации действия воздушной нагрузки. Автомат загрузки состоит из пружинных или электромагнитных загружателей и механизма триммерного эффекта. В систему входят бустеры с золотниковыми распределителями и демпферами электроприводы тяги управления рулевые машинки автопилота трубопроводы электропроводка центральное вычислительное устройство (автопилот) командные посты и системы индикации неисправностей.
Оборудование и системы самолета
Самолет содержит цифровое РЭО состоящее из 2 цветных многофункциональных дисплеев для индикации и отображения различной информации центральной ЭВМ цифровой приемо-передающей станции связанной с центральной ЭВМ антенн аккумуляторов электропроводки шлейфов датчиков. ЭВМ служит для обработки сигналов поступающих с датчиков самых различных систем кроме того ее память содержит программу автопилота и справочную информацию для помощи пилотам в сложных ситуациях. Дисплеи заменяют собой все аналоговые приборы и гораздо информативнее поскольку на них может выводиться текстовая информация. На них высвечивается вся полетная информация информация об отказах и прочих полетных ситуациях справочная информация навигационные карты с маршрутами и т.д. Приемо-передающая станция служит для связи с наземными службами самолетами и другими участниками воздушного движения.
Гидравлическая система состоит из насосов гидроаккумуляторов клапанов фильтров рабочего тела трубопроводов системы индикации неисправностей и служит для обеспечения работы систем управления уборкивыпуска шасси.
Топливная система размещается в крыле непосредственно у двигателей и состоит из насосов приводов (электродвигателей) фильтров датчиков системы индикации трубопроводов. Управление исполнительными органами топливной системы – электродистанционное.
Противообледенительная система электрическая.
СУ самолета состоит из 2 ТРДД AE3007C1 суммарной тягой 3700 даН. Степень двухконтурности – 5 масса двигателя – 710 кг расход топлива – 063 длина двигателя – 17 м диаметр – 08 м. Оба двигателя реверсивные. Двигатели расположены в хвостовой части фюзеляжа.