k₂ = 1,2 - прямые главные стойки шасси;

k₂ = 1,5 - наклонные главные стойки;

k₃ = 1,4 - "нормальная" схема самолета;

k₃ = 1,6 - схемы "бесхвостка" и "утка";

k₄ = 1 - на самолете две главные стойки шасси;

k₄ = 1,2 - три главные стойки;

k₄ = 1,4 - четыре главные стойки;

k₅ = 0,06 - бетонные ВПП;

k₅ = 0,08 - грунтовые; ВПП

р_ш - давление в пневматиках главных колес, кг/см (по самолетам-прототипам) .

Для современных самолетов = 0,03...0,05.

9. Определяется параметр (относительный вес оборудования и управления).

Для современных ДПС

кг.

где n_пас - количество пассажиров;

где

кг.

Для современных истребителей

кг.

М_мах - максимальное число М полета.

Для других типов самолетов см., например, (1, с. 149). Для современных самолетов= 0,08...О,13 (см. разд. 2.1).

10. После выбора основных параметров проектируемого самолета определяется взлетный вес во втором приближении (также из уравнения существования самолета).

Взлетный вес самолета второго приближения ( G₀₂) может получиться больше (или меньше) .величины G₀₁ однако величина G₀₂ является более точной.

Если, G₀  0,2 G₀₂ - то весовые параметры необходимо уточнить и снова определить взлетный вес проектируемого самолета.

11. По стартовому весу самолета, полученному во втором приближении, окончательно определить (уточнить) площадь крыла самолета, суммарную стартовую тягу двигателей, тягу и вес одного двигателя. Размеры двигателя в зависимости от стартовой тяги см. (l, с. 114, 423, 589).

12. Определить необходимые для выполнения центровки самолета (в разд. 2.5.2) абсолютные веса крыла, фюзеляжа, оперения, шасси, силовой установки, оборудования (и управления), топлива.

13. Сравнить полученные значения взлетного веса и основных параметров проектируемого самолета и самолета - прототипа и, если имеют место значительные расхождения, объяснить причины.

2.4. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОСНОВНЫХ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА

Задачей данного раздела дипломного проекта является выявление соответствия основных ЛТХ проектируемого самолета требованиям, поставленным в задании на дипломный проект.

Исходными данными для определения ЛТХ самолета являются:

поляры самолета, отражающие в достаточной степени его внешнюю конфигурацию, см., например, (l, с. 582 – 585);

весовые характеристики самолета (взлетный вес второго приближения, вес топлива, вес сбрасываемых в полете грузов);

высотно - скоростные характеристики двигателя с форсажем и без форсажа (см., ( 1, с. 585 – 588));

таблица МСА.

Поляры для проектируемого самолета и высотно-скоростные характеристики двигателя (для абсолютных значений тяги и удельного расхода топлива) должны быть изображены на миллиметровой бумаге (форматом не менее 297х210) и снабжены соответствующими подрисуночными подписями.

В дипломном проекте проводится упрощенный расчет лишь некоторых наиболее важных ЛТХ самолета для четырех этапов полета:

взлет, набор высоты, горизонтальный полет, посадка.

---

2.4.1.Этап Взлет

Для этапа "Взлет" определяются следующие характеристики самолета (для нормального взлетного веса).

1. Скорость отрыва.

где р₀ выражается в кг/м².

С_уотр см. разд. 2.1.

2. Длина разбега.

где V_отр выражается в м/с;

f_разб., k_отр. - см. разд. 2.1.

3. Длина взлетной дистанции.

где

На основании расчета длины взлетной дистанции определяется потребная для взлета длина ВПП.

По длине ВПП уточнить класс аэродрома базирования.

2 4.2. Этап "Набор высоты"

Для этапа "Набор высоты" определяются следующие характеристики.

1. Расход топлива на набор заданной высоты и скорости горизонтального полета

где Н и V - заданные высота и скорость, м и м/с соответственно;

К_Г.П. ~ аэродинамическое качество самолета в горизонтальном полете.

2. Вес самолета в начале горизонтального (или крейсерского) полета

3. Зависимости располагаемой тяги силовой установки (на максимальном режиме без форсажа и на полном форсаже) и потребной (для горизонтального полета) тяги от скорости или числа М полета (в пределах ограничений по двигателю) для высот H 0; 5; 8;11км и т.д. (в зависимости от типа самолета).

При определении потребной тяги принимать:

G = G₀ (для H  5 км) и G = G_Н.Г.П. (для H > 5 км)

На рис. 2.2 и 2.3 показаны примеры оформления указанных зависимостей в пояснительной записке дипломного проекта.

4. Зависимости удельной избыточной мощности (V_y^*) от скорости или числа M полета (в пределах ограничений по двигателю) для тех же (см. п. 3) высот полета.

Пример оформления зависимостей V_y^* = f (M) показан на рис. 2.4.

5. Зависимость максимальной (для каждой высоты) удельной избыточной мощности от высоты полета: V_{y max}^* = f (H)

6. Теоретический и практический потомок самолета (последний определяется для неманевренных самолетов V_{y max}^* =0,5 м/с, для маневренных самолетов при V_{y max}^* = 5 м/с).

7. Время и дальность набора соответствующих высот (см. п. 3) до практического потолка с построением (разрешается на одном рисунке) зависимостей t_н.в. = f (H) и L_н.в. = f (H)

Расчет должен проводиться для режима полета, соответствующего V_{y max}^* на каждой высоте (в пределах ограничений по q_max и M_max принятых в проекте).

Время набора высоты (и скорости) от H₁ и V₁ до H₁₊₁ и V₁₊₁ -в данном случае определяется как:

где V измеряют в м/с, H в м, V_y^* - в м/с.

Зная t_н.в.,V₁ ,V₁₊₁ легко найти дальность Зная L_н.в. для каждой высоты H₁₊₁ , а затем и полные время и дальность набора высоты:

Для сверхзвуковых самолетов расчет набора высоты разрешается выполнять только для случая работы двигателя на полном форсаже.

При расчете ЛТХ самолета на этапе "Набор высоты" должны быть построены таблицы и графические зависимости в соответствии с п. 3, 4, 5 и 7. Графики строятся на миллиметровой бумаге форматом не менее 297х210 с обязательным указанием наименования зависимости (подрисуночная надпись).

2.4.3. Этап "Горизонтальный полет"

Для этапа "Горизонтальный полет" определяются следующие характеристики.

---

1. Зависимость потребных для горизонтального полета коэффициентов подъемной силы от скорости (числа М ) полета.

Зависимость G_Yг.п.=f(M) строится для тех же высот и веса самолета (см. разд. 2.4.2 п. 3). На этой зависимости должны быть указаны ограничения по С_yДОП (значения Су = G/qS берутся из таблицы п. 3 этапа "Набор высоты"; значения С_yДОП см., например, ( 1, с. 472)).

2. Область возможных полетов (в координатах V – H либо M - H) на режимах работы двигателей с форсажем и без форсажа.

Диаграмма области строится по точкам пересечения кривых располагаемых и потребных тяг (для высот, указанных в разд. 2.4.2 п. 3)

Следует заметить, что при большой тяговооруженности современных маневренных самолетов эти кривые пересекаются (Р₀^ф = P_п) лишь на больших высотах. Поэтому границами области на малых скоростях могут быть ограничения по С_{у ДОП} либо по двигателю (см.9 1, с. 586 – 587)), а на больших скоростях - по двигателю либо по q_max и по М_мах, принятых в проекте.

Полученная диаграмма (кроме графика на миллиметровой бумаге) строится на плакате, иллюстрирующем область и профили возможных полетов самолета, и снабжается заголовком "Область возможных полетов" . Плакат выполняется на листе формата 841х594 и подписывается студентом и руководителем проекта.

Пример оформления плаката показан на рис. 2.5.

3. Дальность горизонтального полета:

где G_к.г.п. - вес самолета в конце горизонтального полета.

Для пассажирских и грузовых самолетов определяется дальность полета на крейсерской высоте:

при заданной целевой нагрузке и расчетном запасе топлива (расчетный вариант);

с максимальным запасом топлива и соответствующей целевой нагрузкой (максимальная дальность).

Для самолетов других типов определяется дальность полета на высотах, характерных для данного типа самолетов:

при заданной целевой нагрузке и расчетном запасе топлива (расчетный вариант);

без целевой нагрузки при максимальном запасе топлива, включая подвесные топливные баки (перегоночная дальность).

4. Дальность снижения (планирования) самолета с заданной высоты (определяется на режиме К_мах=const)

где Н_нач, Н_кон, V_нач, V_кон и - высоты и скорости полета в начале и конце планирования, км и м/с соответственно.

При полете на сверхзвуковых скоростях планирование необходимо разбить на несколько участков (К_махconst)

5. Полная дальность полета (профили полетов).

---

Схема траекторий полета (кроме графика на миллиметровой бумаге) строится на плакате "Область и профили возможных полетов" (•рис. 2.5).

Графические зависимости должны быть построены для пунктов 1, 2, 5 (пояснения см. этап "Набор высоты").

2.4.4. Этап "Посадка"

Для этапа "Посадка" определяются следующие характеристики.

1. Вес самолета при посадке.

2. Посадочная скорость (для этого веса):

3. 

где G_пос подставляют в кг; С_упос – см. разд. 2.1

4. Длина пробега:

5. 

где f_проб ~ коэффициент трения при пробеге (см. разд. 2.1);

К_пос, аэродинамическое качество самолета при посадке.

4. Посадочная дистанция (для всех типов самолетов - условно определять от Н= 15 м).

где

Скорость захода на посадку можно принимать как:

5. Потребная для посадки длина ВПП (см., например,(1, с. 60)). За необходимую для проектируемого самолета l_впп принимается большая из определенных для взлета и посадки.

Выполнив раздел 4, студент обязан сделать (в гл. 4 пояснительной записки) краткие выводы о соответствии ЛТХ проектируемого самолета требованиям задания.

2.5. КОМПОНОВКА САМОЛЕТА

Задачами компоновки в дипломном проекте являются:

окончательное определение форм и размеров, характеризующих внешнюю конфигурацию самолета;

определение необходимых объемов (отсеков) для размещения целевой нагрузки и основных систем самолета;

определение потребного,(для принятой в проекте степени продольной статической устойчивости) положения центра тяжести самолета;

проработка и взаимная увязка конструктивно - силовой схемы (КСС) основных частей самолета.

Перечисленные задачи являются достаточно обособленными и в то же время взаимозависимыми. В связи с этим компоновку самолета необходимо рассматривать как три параллельно текущих и взаимосвязанных процесса (в дипломном проекте это - три части раздела 5):

аэродинамическая компоновка;

объемная компоновка и центровка самолета;

конструктивно-силовая компоновка.

Результаты компоновки в дипломном проекте получают отражение в чертеже общего вида, центровочной схеме и чертеже компоновки самолета, а также в главе 5 пояснительной записки, в которой приводятся необходимые расчеты и обоснования принятых решений. Технологическая проработка компоновки отображается на чертеже компоновки и на схеме членения самолета (см. разд. 2.9).

2.5.1. Аэродинамическая компоновка.

Задачей аэродинамической компоновки является определение формы, размеров и взаимного положения частей самолета, омываемых воздушным потоком. Основой для решения этой задачи в дипломном проекте являются:

выбранная схема и эскиз общего вида проектируемого самолета;

геометрические параметры и характеристики самолета. Результатом аэродинамической компоновки является чертеж общего вида самолета.

На рис. 2.6 и рис. 2.7 показаны примеры оформления этого чертежа. Чертеж сначала выполняют в тонких линиях на листе форматом не менее 1189х841. Масштаб чертежа выбирают в зависимости от линейных размеров проектируемого самолета (сокращение габаритных размеров за счет вырезов отдельных участков крыла, фюзеляжа или оперения не допускается). Рекомендуемые масштабы: 1:2; 1:5; 1:10;

---

1:20; 1:50; 1:100.

На чертеже самолет изображается в трех ортогональных проекциях на стоянке (боковая проекция - сверху, направление полета справа - налево). В нижней правой четверти чертежа помещается таблица "Назначение и основные данные самолета".

В целях наименьшей затраты времени студенту необходимо решать поставленную в данном разделе задачу, придерживаясь следующего порядка.

1. На основе выбранных ранее форм и параметров самолета определить :

размеры крыла (l, b₀, b₀, b_k) и САХ (см., например, (1, с. 210)),

размеры фюзеляжа (d_ф, B, H, l_ф) см., например, (, с. 405, 409);

основные геометрические характеристики шасси (см., например, (1, с.518, 524);

плечи L_го, L_во, и абсолютные размеры оперения (см., например, (1, с. 189, 463));

положение фокуса самолета (относительно носка САХ) на дозвуковых скоростях.

Положение фокуса самолета в дипломном проекте можно определять как:

где выноса носовой части фюзеляжа относительно крыла);

+"нормальная" схема самолета;

-схема "утка".

Сдвиг фокуса за счет горизонтального оперения определяется:

где k_го = 1 - схема "утка" и "нормальная" схема с Т-образным оперением;

k_го0,87-Г.О. на хвостовой части фюзеляжа;

^  0,75 - маневренные самолеты; ^  0,65 - неманевренные

самолеты; ^  0,50 - неманевренные самолеты с Т-образным оперением.

2. По полученным абсолютным размерам начертить:

крыло в плане и вид спереди;

комбинацию "крыло + фюзеляж" (вид спереди, сбоку и в плане);

САХ на плановой проекции (в плоскости симметрии самолета);

оперение, полагая, что ц.т. самолета относительно САХ в первом приближении располагается в соответствии с данными, приведенными в (1, с. 207);

предварительное положение колес шасси (на данном чертеже стойки не показывают).

3. Показать на проекциях самолета: расположение двигателей (в гондолах), воздухозаборников (см., например, (l, с. 434)); фонарь и остекление кабин (см., например. ( 1, с. 218, 411)); рулевые поверхности (показать также оси вращения) и механизацию крыла (см., например, (l, с. 394 – 402)); двери, крупные люки, пилоны для подвески целевой нагрузки и другие внешние части, характерные для данного типа самолетов (см. информацию о самолетах-прототипах);

предельные отклонения подвижных частей самолета (поворотные консоли крыла, носовая и хвостовая части фюзеляжа - показывают условным контуром с указанием углов отклонения); положение земли при стоянке и при посадке (предварительное) с углом  = 12°; положение САХ над боковой проекцией самолета с указанием предельно передней и предельно задней эксплуатационных центровок (проставлять после того, как будет подсчитана центровка самолета).

4. Проекции самолета снабжаются следующими размерами: размах крыла и г.о.; длина самолета; высота самолета; продольная база шасси, колея шасси; углы стреловидности крыла, г.о. и в.о.; угол выноса главных колес шасси относительно предельно заднего эксплуатационного положения ц. т. самолета (проставляется после расчета центровки) .

---

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