Методика расчета весового, масса взлетная, тяговооруженность, нагрузка удельная на крыло, формула статистическая, масса относительная, масса абсолютная, уравнение существования, сводка весовая (стр. 2 из 39)

В дипломной работе приводятся расчеты, позволяющие оценить экономический эффект (экономию средств), получаемый в результате использования более совершенных методик проектирования самолета, а также рассматривается важность поднятой проблемы с точки зрения экологии.

В соответствии с тремя вышеуказанными методиками и разработанной на их основе комбинированной методикой проводится проектирование трех самолетов, прототипами для которых являются уже существующие самолеты Ту-154, Ту-204 и Ил-96-300. В дальнейшем для проектируемых самолетов используется термин «проект по прототипу...».

ОСНОВНАЯ ЧАСТЬ

1 ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА

Процессу выбора основных параметров и проведению расчетов предшествует задание исходных данных, которые определяются ТТТ, эксплуатационными ограничениями и техническими возможностями. Таким образом, к исходным данным относятся: расчетная дальность полета

, скорость крейсерского полета (число Маха), скорость захода на посадку, аэродинамическое качество, масса целевой нагрузки, удельный расход топлива двигателем и др.

Ниже рассматриваются три различных метода выбора основных параметров самолета и расчета его массы. Расчеты ведутся для трех проектов, прототипами для которых являются уже существующие самолеты Ту-154, Ту-204 и Ил-96-300. Исходные данные, а также результаты расчетов представлены в ПРИЛОЖЕНИЯХ А, Б, В.

1.1 Расчет самолета в соответствии с методикой Егера

В соответствии с методикой Егера, представленной в /1/, определяется следующий порядок выбора основных параметров самолета:

1) Вычисляется относительная масса расходуемого в полете топлива

из формулы:

(1.1.1)

Из формулы (1.1) получаем следующее квадратное уравнение:

(1.1.2)

Решая (1.2), получаем следующее выражение для относительной массы топлива:

, (1.1.3)

где величины

и определяются заданием;

и берутся по статистике.

2) Определяется величина удельной нагрузки на крыло

из условий посадки самолета:

, (1.1.4)

где величина

определяется заданием;

;

берется по статистике в зависимости от системы механизации крыла:

Для эффективной механизации

Для слабой механизации

.

В расчетах в соответствии с методикой Егера были приняты следующие коэффициенты максимальной подъемной силы при посадке:

Для проекта по прототипу Ту-154

=2,7;

Для проекта по прототипу Ту-204

=2,9;

Для проекта по прототипу Ил-96-300

=2,9.

3) Определяется величина удельной нагрузки на крыло

из условия обеспечения заданной крейсерской скорости полета , исходя из стандартного выражения :

, (1.1.5)

где

;

берется для скорости, соответствующей числу М=1 на заданной высоте полета (или соответствует величине - скорости звука на этой высоте);

берется по статистике или рассчитывается по формуле: , если известна поляра самолета. Величина может определяться и выражением:

(1.1.6)

Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе

определяется по статистике или может быть определен по формуле (1.1.7) /2/:

(1.1.7)

Эффективное удлинение крыла /2/:

(1.1.8)

4) Проводится выбор величины удельной нагрузки на крыло:

( , )

5) Определяется тяговооруженность самолета

из условия набора высоты при одном отказавшем двигателе:

, (1.1.9)

где

задается НЛГС-2 для соответствующего числа двигателей;

- берется по статистике, ,

где

см. пункт 8.

На расчетном этапе полета (механизация крыла отклонена во взлетное положение, шасси убрано) градиент набора

должен составлять значения, указанные в Таблице 1.1.1.

Таблица 1.1.1 - Значения градиента набора высоты на расчетном этапе полета

2	0,024
3	0,027
4	0,030

6) Определяется тяговооруженность самолета

из условия обеспечения горизонтального полета, исходя из того, что в горизонтальном полете . Тогда, при полете на высоте

, (1.1.10)

где

- относительная плотность воздуха на высоте Н;

- коэффициент, учитывающий изменение тяги по скорости полета:

, (1.1.11)

где величина

берется по статистике, ;

- коэффициент, учитывающий степень дросселирования двигателя в крейсерском полете до режима, соответствующего неограниченному времени работы двигателя, или до режима, соответствующего оптимальному расходу топлива. Обычно он принимается равным 0,8...0,9.

Если неизвестна величина

, но по статистике может быть принята величина и при заданной и заданной высоте полета