Весовые параметры:

относительный вес конструкции ( );

относительный вес силовой установки ( );

относительный вес оборудования и управления ( );

относительный вес топлива ( );.

В дипломном проекте можно использовать следующие статистические значения указанных весовых параметров. Значения параметров для современных дозвуковых пассажирских самолетов (ДПС) и военно-транспортных самолетов (ВТС) в зависимости от расчетной дальности L полета представлены в табл. 1.1.

Таблица 1.1

L	3500 км.	5000…7500 км.	8500 км.
	0,25 0,32	0,24…0,3	0,23…0,28
	0,1…0,12	0,09…0,11	0,08…0,1
	0,11…0,13	0,1…0,12	0,08…0,11
	0,15…0,25	0,25…0,35	0,35…0,45

Значения параметров для современных истребителей в зависимости от назначения (главной задачи) самолета приведены в табл. 1.2.

Назначение самолета
Завоевание Воздушного Превосходства	0,28…0,32	0,18…0,22	0,11…0,13	0,26…0,3
Боевые удар- ные операции	0,24…0,28	0,12…0,16	0,1…0,12	0,35…0,4

Значения весовых параметров для других типов самолетов см., например, (l, с. 130).

Геометрические параметры:

удлинение крыла, г.о. и в.о. (см., например, (1, с. 463, 466, 606));

сужение крыла, г.о. и в.о.;

углы стреловидности крыла, г.о. и в.о.;

относительная толщина профиля (если относительная толщина переменна по размаху крыла, указать у корня и на конце крыла);

относительные параметры оперения ( , , , , , )например, (1, с. 189).

углы поперечного “V” крыла и Г.О.;

удлинение фюзеляжа (см., например, ( 1, с. 409));

удлинение носовой части;

удлинение хвостовой части.

аэродинамические и другие характеристики (см., например (1 с, 76, 81, 88, 90, 582,))

коэффициент подъемной силы (при отрыве, в крейсерском полете и при посадке);

аэродинамическое качество самолета (при отрыве, в крейсерском полете и при посадке);

степень продольной статической устойчивости на дозвуковых скоростях полета (см. разд. 2.5.2);

коэффициент трения (при разбеге и пробеге).

Ограничения:

по скоростному напору;

по числу М

по перегрузке.

Полученный статистический материал студент должен обсудить с руководителем дипломного проекта.

Руководитель проекта, учитывая конкретные особенности разрабатываемого самолета, может расширить указанный перечень необходимых характеристик.

4. Если имеется возможность использования ЭВМ в разработке дипломного проекта, студент обязан обсудить этот вопрос с руководителем проекта и указать разделы, которые будут выполнены с использованием ЭВМ (наиболее подходящим для этих целей является НИР дипломного проекта). Конкретные рекомендации по широкому использованию ЭВМ для выполнения дипломного проекта (см. разд. 3.1.)

2.2. ВЫБОР СХЕМЫ САМОЛЕТА И ТИПА ДВИГАТЕЛЯ

В этом разделе дипломного проекта студент должен определить внешнюю конфигурацию проектируемого самолета, выбрать тип двигателя и предварительное количество двигателей.

---

В дипломном проекте студент выбирает схему самолета и предварительное количество двигателей на основании задания на дипломный проект, анализа схемы самолетов-прототипов и рекомендаций, опубликованных в литературе (см., например, (1, с. 94, 593); (6), (7).

Студент должен дать краткое обоснование (указать преимущества и недостатки) принятым решениям:

1) по схеме самолета в целом ("нормальная", "утка" и др.);

2) по форме и расположению на самолете крыла; фюзеляжа; оперения; шасси и воздухозаборников;

3) по количеству и размещению двигателей.

Результатом этой работы должен быть эскиз общего вида самолета, отражающий главные аэродинамические особенности выбранной схемы. Эскиз выполняется в трех ортогональных проекциях на листе форматом 297х210.

На рис. 2.1 показан пример оформления эскиза в пояснительной записке дипломного проекта.

Тип двигателя студент может принять по самолету-прототипу или, проконсультировавшись с руководителем проекта, выбрать более современный двигатель, подходящий для данного класса самолетов (см., например, (l, с. 589).

---

Для выбранного двигателя указать:

тип двигателя (1, с. 112);

степень двухконтурности;

стартовый удельный расход топлива (с форсажем и без форсажа) ;

удельный расход топлива в крейсерском полете;

удельный вес двигателя.

2.3. РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОГО ВЕСА И ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА

Определение взлетного веса (массы) и окончательный выбор основных параметров проектируемого самолета является сложным итерационным процессом.

В дипломном проекте от студента требуется определить взлетный вес самолета лишь в двух приближениях (итерациях) и выбрать только главные параметры и размеры самолета без их оптимизации (кроме тех случаев, когда выбор того или иного параметра является темой НИР дипломного проекта). Последовательность определения параметров самолета в процессе проектирования диктуется их взаимозависимостью, поэтому порядок выполнения разд. 2.3 должен быть такой:

1. Из уравнения существования самолета определяется взлетный вес в первом приближении () (см., например, (1) с. 129), при этом относительные веса конструкции, силовой установки, топлива, оборудования (и управления) берутся по статистике (см. перечень статистических значений характеристик проектируемого самолета в разделе 1 дипломного проекта), а нормальный (расчетный) вес целевой нагрузки - из задания на дипломный проект.

2. Определяется необходимый относительный вес топлива () пля заданной дальности полета:

где е= 2,72; L_кр = (0,9...0,95) L - дальность крейсерского полета, км; (С_р)_кр удельный расход топлива в крейсерском полете,

кг/кч ч (см. разд. 2.2); - аэродинамическое качество самолета в крейсерском полете (см. разд. 2.1); V_КР - заданная крейсерская скорость, км/ч; k_Т - статистический коэффициент, учитывающий навигационный запас топлива и топлива на планирование (снижение) самолета с крейсерской высоты полета;

k_Т=0,22…0,18 для L3500 км.

k_Т=0,19…0,15 для L=5000…7500 км.

k_Т=0,17…0,13 для L8500 км.

Относительный вес топлива, необходимого на набор крейсерской

высоты (и скорости) полета.

где Н_кр и V_кр - крейсерские высота и скорость, м и м/с соответственно; g = 9,81 м/с ; - стартовая тяговооруженность самолета (принимается по самолетам-прототипам).

3. Определяется величина стартовой удельной нагрузки Р₀ крыло (см., например, (l, с. 87)) из следующих условий:

посадки (или взлета) самолета;

крейсерского полета;

заданной маневренности (для маневренных самолетов) - величину Р₀ для этого случая принять по самолетам-прототипам. Для проектируемого самолета принимается минимальная из найденных величин стартовая удельная нагрузка на крыло (сравнить с самолетами-прототипами).

4. По нормальному (не максимальному) стартовому весу самолета и стартовой удельной нагрузке на крыло определяется площадь крыла.

5. Определяется стартовая тяговооруженность самолета () (см., например, (1, с. 89)) из следующих условий:

---

взлета при одном отказавшем двигателе (для пассажирских и других неманевренных самолетов);

обеспечения горизонтального полета на высотах, характерных для данного типа самолетов;

обеспечения заданной длины разбега:

где l_разб0,75 l_впп; f_разб - коэффициент трения при разбеге

(см. разд. 2.1); _Котр аэродинамическое качество самолета в момент отрыва;

обеспечения заданной маневренности (для маневренных самолетов) величину , для этого случая принять по самолетам-прототипам.

Для проектируемого самолета принимается максимальная из найденных величин стартовая тяговооруженность (сравнить с самолетами-прототипами).

6. По нормальному стартовому весу самолета (G₀) и стартовой тяговооруженности определяется необходимая суммарная стартовая тяга двигателей и тяга одного двигателя (если стартовая тяга двигателя будет значительно превышать тягу современных двигателей данного типа, необходимо увеличить количество двигателей на проектируемом самолете).

7. Определяется параметр (относительный вес силовой установки).

Для современных ДПС и ВГС

где- удельный вес двигателя (см. разд. 2.2).

Для современных истребителей см. (1, с. 272)

Для других типов самолетов см., например, (l с. 146).

8. Определяется параметр (относительный вес конструкции).

Параметр определяется как сумма

где

относительный вес конструкции крыла;

относительные веса конструкции фюзеляжа, оперения и шасси соответственно.

Для современных ДПС и ВТС

где n_p принятая расчетная перегрузка (см. разд. 2.1) , , , принятые геометрические параметры крыла (см. разд. 2.1);  = 0,92-0,5 - 0,1

к_дв - коэффициент, учитывающий разгрузку крыла изгибающими моментами от грузов в (на) крыле;

- относительный вес топлива; к_дв =1 - двигатели установлены на крыле; к_дв =0 - двигатели на фюзеляже;

G₀ = G₀₁ кг.

р₀ - стартовая удельная нагрузка на крыло, кг/м²

k_1…3 - статистические коэффициенты:

k₁ = 0,96...1,05 - коэффициент, учитывающий ресурс крыла;

k₂ = 1,2 - крыло с одно (двух) щелевыми закрылками и интерцепторами;

k₂ = 1,5 - крыло с предкрылками, трехщелевыми закрылками и интерцепторами;

k₃ = 1,05 - баки имеют внутришовную герметизацию;

k₃ = 1,1 - баки имеют поверхностную герметизацию.

Для современных ДПС и ВТС = 0,08...0,12.

Относительный вес конструкции крыла для современных истребителей:

где n_p принятая расчетная перегрузка (см. разд. 2.1);  = 0,92-0,1 - коэффициент разгрузки крыла (топливо, ракеты);

k_t - коэффициент, учитывающий кинетический нагрев крыла:

Мкр	2	2,5	3
kt	1,03	1,08	1,2

, - удлинение крыла и относительная толщина профиля (см. разд. 2.1);

S - площадь крыла, м²

k₁… k₄ - статистические коэффициенты:

k₁ = 0,9 - интегральная форма сопряжения крыла с фюзеляжем (например, истребитель F-16);

k₁= 1 - обычное сочленение;

k₂= 0,55 - на самолете установлены два двигателя и   4

k₂= 1 - один двигатель и   4

k₃= 1 "нормальная" схема самолета и схема "утка";

---

k₃= 1,25 - схема "бесхвостка";

k₄= 1 - крыло с неизменяемой в полете стреловидностыо;

k₄= 1,5 - крыло с -варируется;

р₀ - стартовая удельная нагрузка на крыло, кг/м .

Для современных истребителей = 0,06...0,1

Для других типов самолетов параметр см., например, (1, с. 131).

Относительный вес конструкции фюзеляжа для современных ДПС и ВТС:

где _ф - удлинение фюзеляжа (см. разд. 2.1);

d_ф - диаметр фюзеляжа, м (см. разд. 2.1);

G₀ = G₀₁, кг;

k₁… k₅ статистические коэффициенты:

k₁ = 0,74 - узкофюзеляжные самолеты (d_ф 4 м);

k₁ = 0,72 - широкофюэеляжные самолеты (d_ф > 5 м);

k₂ = 3,63-0,33 d_ф двигатели установлены на крыле (узкофюзеляжные самолеты);

k₂ = 3,58-0,28 d_ф двигатели на крыле (широкофюзеляжные самолеты);

k₂ = 4,56-0,44 d_ф двигатели установлены на фюзеляже;

k₃ = 0 - бесконтейнерная перевозка багажа и груза;

k₃ = 0,003 - багаж и грузы - в контейнерах;

k₄ = 0 - главные стойки шасси крепятся к крылу;

k₄ = 0,01 - главные стойки шасси крепятся к фюзеляжу;

k₅ = 0 - главные стойки шасси убираются в крыло;

k₅ = 0,004 - главные стойки шасси убираются в фюзеляж. Для современных ДОС и ВГС = 0,08...О,12. Относительный вес конструкции фюзеляжа для современных истребителей:

где d_фэ - эквивалентный диаметр фюзеляжа, м (см. разд. 2.1);

G₀ = G₀₁, кг;

 - удлинение фюзеляжа (см. разд. 2.1);

n_р-принятая расчетная перегрузка;

М_мах - максимальное число М полета;

k₁… k₅ - статистические коэффициенты:

k₁ = 1 - на самолете установлено стреловидное (или треугольное) крыло;

k₁ = 1.1 - прямое крыло;

k₂ = 1.03 - на самолете установлен один двигатель;

k₂ = 1.21 - два двигателя;

k₃ =1- самолеты "нормальной" схемы и схемы "утка";

k₃ = 0,9 - схема "бесхвостка";

k₄ = 1 - крыло неизменяемой в полете стреловидности;

k₄ = 1,12 - крыло с -варируется;

k₅ =0,8 - главные стойки шасси крепятся к крылу;

k₅ = 1 - главные стойки шасси крепятся к фюзеляжу.

Для современных истребителей 0,10...О,16.

Для других типов самолетов параметр см., например, (1, с. 135).

Относительный вес конструкции оперения (для всех типов самолетов)

где

р₀ - стартовая удельная нагрузка на крыло, кг/м ;

k₁… k₄ статистические коэффициенты:

k₁ = 1 - г.о. расположено на фюзеляже (а также для схемы "бесхвостка");

k₁ = 1,2 - г.о. расположено на киле;

k₂ = 0,85 - в конструкции оперения широко использованы композиционные материалы;

k₂ = 0,95 - ограниченное применение композитов;

k₂ = 1 - композиты не применяются;

k₂ = 1.21 - два двигателя;

k₃ = 1 - "нормальная" схема самолета и схема "утка";

k₃ = 2 - схема "бесхвостка";

k₄ = ( - г.о. с рулями высоты (и схема "бесхвостка"));

k₄ = 1,5 - ЦПГО.

Для современных ДПС и ВТС = 0,015...0,025.

Для современных истребителей = 0,02...0,03 (для схемы "бесхвостка" - 0,013...0,015).

Относительный вес шасси (для всех типов самолетов)

где h - высота главных стоек шасси (от узла крепления до ВПП), м (по самолетам-прототипам);

= 0,95...1,0 при; = 0.2

= 0,8...0,9 при 0,2<< 0,3;

= 0,7...0,8 при > 0,3;

G₀ = G₀₁, кг;

k₁… k₅ - статистические коэффициенты:

k₁ - коэффициент, учитывающий ресурс шасси:

k₁ = 1,8 - для ДПС и ВГС;

k₁ = 1 - для истребителей (и других типов самолетов);

---

Смотрите также файлы

• Особенности проектирования легких боевых и учебно.doc

• Силяков В.А., Красюк В.Н. - Системы авиационной радиосвязи - 2004.pdf

• Структурная схема имитатора.doc

• Структурная схема имитационного комплекса.doc

• Новости МАКС-2009 (№1) - 2009.pdf