2015-04-01
712
Разрабатываемый самолет представляет собой свободнонесущий моноплан с низкорасположенным стреловидным крылом, Т- образным хвостовым оперением, двумя ТРДД по бокам хвостовой части фюзеляжа и трехстоечным шасси.
Примечание редактора: Далее, с использованием литературы [1-3, 5-7] студент должен обосновать принятую схему самолета, тип, число и расположение двигателей
Для вычерчивания предварительного эскиза схемы проектируемого самолета необходимо знать относительные геометрические параметры его агрегатов. Для их определения воспользуемся статистическими данными ближайшего прототипа. Также будет полезно выяснить некоторые проектные параметры и аэродинамические коэффициенты.
Основные характеристики самолетов Таблица П3.2 (стр. 84-85)
| Характеристики самолетов | Ту-334 | Проектируемый самолет |
| Аэродинамические характеристики | ||
| Коэффициенты подъемной силы на основных режимах: | ||
| На взлете (Су.взл.мах) | 1,98 | 1,98 |
| В крейсерском полете (Су.креиc) | 0,61 | 0,61 |
| На посадке (Су.пос.мах) | 2,8 | 2,8 |
| Аэродинамическое качество самолета: | ||
| На взлете (Квзл) | 10,9 | - |
| В крейсерском полете (Ккрейc) | 16,5 | 15,0 |
| На посадке (Кпос) | 8,5 | 7,72 |
| Максимальное качество (Кмах) | 18 | 16,4 |
| Степень продольной статической устойчивости на дозвуковых скоростях полета (mzcy) | -0,15 | -0,15 |
| Коэффициенты трения: | ||
| при разбеге (f раз) | 0,02 | 0,02 |
| при пробеге (f про) | 0,3 | 0,3 |
| Относительные параметры | ||
| Стартовая тяговооруженность (Р_о) | 0,335 | - |
| Старт. удельная нагрузка на крыло, даН/м2 (рo) | 495 | - |
| Перегрузки эксплуатационные (nу) | 3 | 3 |
| Относительная толщина профиля крыла | ||
| В корне (С_о) | 0,137 | 0,137 |
| На конце (С_к) | 0,096 | 0,096 |
| Характеристики самолетов | Ту-334 | Проектируемый самолет |
| Угол поперечного " V " крыла, градус (y) | 3° | 3° |
| Угол установки крыла.градус (ф) | 1°15 | 1°15 |
| Угол стреловидности крыла (cкр) | 26° | 26° |
| Параметры оперения: | ||
| Относительное плечо ГО | 3,48 | 3,50 |
| Относительное плечо ВО | 0,418 | 0,41 |
| Относительная площадь ГО | 0,22 | 0,22 |
| Относительная площадь ВО | 0,227 | 0,227 |
| Статический момент ГО (Аго) | 0,76 | 0,76 |
| Статический момент ВО (А во) | 0,095 | 0,095 |
| Удлинение ГО (lго) | 4,76 | 4,76 |
| Удлинение ВО (lво) | 1,87 | 1,87 |
| Угол стреловидности ГО (cго) | 30° | 26° |
| Угол стреловидности ВО (cво) | 400 | 40° |
| Сужение ГО (hгo) | 4,42 | 4,42 |
| Сужение ВО (hвo) | 1,37 | 1,37 |
| Удлинение фюзеляжа (lf) | 8,71 | 8,71 |
| Удлинение носовой части (lн.ч) | 1,7 | 1,7 |
| удлинение хвостовой части (lх.ч) | 1,75 | 1,75 |
| Ограничения | ||
| по скоростному напору, даН/м2 (qmax) | 969,6 | 969,6 |
| По числу М (Ммах) | 0,82 | 0,82 |
| по перегрузке (nмах) | 4 | 4 |
Из таблицы П3.2 видно, что проектируемый самолёт будет незначительно отличаться по аэродинамическим характеристикам от прототипа.
|
|
|
Примечание: Эскиз схемы самолета, который должен быть приведен в заключение этого раздела, аналогичен эскизам, показанным на рис. 1., и с целью сокращения объема пособия, здесь не приводится.
|
|
|
Раздел 3. Расчёт взлётной массы и определение основных проектных параметров самолёта
