загрузка...
загрузка...
На головну

Розділ 2. Вибір схеми літака і типу двигуна

  1.  A. Автоматичний ДИСТАНЦІЙНИЙ ЗАПУСК ДВИГУНА
  2.  D. ФУНКЦИЯ ВІДКЛАДЕНОГО ВІДКЛЮЧЕННЯ ДВИГУНА
  3.  F. ПЕРІОДИЧНИЙ ЗАПУСК ДВИГУНА
  4.  F02 * / Деменція при інших хворобах, класифікованих в інших розділах.
  5.  I противнику вибір, коли він повинен ризикнути усіма фішками.
  6.  I. Два підходу в психології - дві схеми аналізу
  7.  I. Інформаційний розділ

Розроблюваний літак являє собою вільнонесучий моноплан з низькорозташованим стрілоподібним крилом, Т-образним хвостовим оперенням, двома ТРДД з боків хвостової частини фюзеляжу і трьохстійкове шасі.

Примітка редактора: Далі, з використанням літератури [1-3, 5-7] студент повинен обґрунтувати прийняту схему літака, тип, число і розташування двигунів

Для креслення попереднього ескізу схеми проектованого літака необхідно знати відносні геометричні параметри його агрегатів. Для їх визначення скористаємося статистичними даними найближчого прототипу. Також буде корисно з'ясувати деякі проектні параметри і аеродинамічні коефіцієнти.


Основні характеристики літаків Таблиця П3.2 (стор. 84-85)

 характеристики літаків  Ту-334  Проектований літак
 аеродинамічні характеристики
 Коефіцієнти підйомної сили на основних режимах:
На зльоті (Су. Взл. Мах) 1,98 1,98
У крейсерському польоті (Су. Креіc) 0,61 0,61
На посадці (Су. Пос. Мах) 2,8 2,8
 Аеродинамічний якість літака:
На зльоті (Квзл) 10,9 -
У крейсерському польоті (Ккрейc) 16,5 15,0
На посадці (Кпос) 8,5 7,72
Максимальна якість (Кмах) 18 16,4
Ступінь поздовжньої статичної стійкості на дозвукових швидкостях польоту (mzcy) -0,15 -0,15
 Коефіцієнти тертя:
при розбігу (f раз) 0,02 0,02
при пробігу (f про) 0,3 0,3
 відносні параметри  
Стартова тяговооруженность (Р_о) 0,335 -
Старт. питоме навантаження на крило, даН / м2 (Рo) 495 -
 Перевантаження експлуатаційні (nу) 3 3
 Відносна товщина профілю крила
У корені (С_о) 0,137 0,137
На кінці (С_к) 0,096 0,096
 характеристики літаків  Ту-334  Проектований літак
Кут поперечного "V" крила, градус (y) 3 ° 3 °
Кут установки крила. Градус (ф) 1 ° 15 1 ° 15
Кут стрілоподібності крила (СКР) 26 ° 26 °
 Параметри оперення:
Відносне плече ГО 3,48 3,50
Відносне плече ВО 0,418 0,41
Відносна площа ГО 0,22 0,22
Відносна площа ВО 0,227 0,227
Статичний момент ГО (Аго) 0,76 0,76
Статичний момент ВО (А во) 0,095 0,095
Подовження ГО (lго) 4,76 4,76
Подовження ВО (lво) 1,87 1,87
Кут стрілоподібності ГО (cго) 30 ° 26 °
Кут стрілоподібності ВО (cво) 400 40 °
Звуження ГО (hгo) 4,42 4,42
Звуження ВО (hвo) 1,37 1,37
Подовження фюзеляжу (lf) 8,71 8,71
Подовження носової частини (lн. Ч) 1,7 1,7
подовження хвостової частини (l х. Ч) 1,75 1,75
 обмеження
зі швидкісного напору, даН / м2 (Qmax) 969,6 969,6
За кількістю М (Ммах) 0,82 0,82
по перевантаженню (nмах) 4 4

З таблиці П3.2 видно, що проектований літак буде трохи відрізнятися по аеродинамічних характеристик від прототипу.

Примітка: Ескіз схеми літака, Який повинен бути приведений на закінчення цього розділу, аналогічний ескізами, показаним на рис. 1., і з метою скорочення обсягу допомоги, тут не наводиться.

Розділ 3. Розрахунок злітної маси і визначення основних проектних параметрів літака

3.1. Визначення злітної маси літака в першому наближенні

Злітна маса літака є сумою:

 , де

 - Маса конструкції

 - Маса силової установки

 - Маса обладнання та управління

 - Маса палива

 - Маса цільового навантаження (пасажири, багаж, вантажі) = 11000 кг

 - Маса службового навантаження = 460 кг

 - Збільшення маси конструкції літака за рахунок використання H2 як паливо. Включає в себе масу кріогенних баків, паливну систему, теплоізоляцію паливної траси і ін.

Для оцінки відносної маси палива, будемо виходити з того, що величина тяги двигунів на криогенном паливі (водні) і на гасі рівні. Для цього кількість теплоти виділяється паливом при окисленні повинні бути рівні. Тепер порівняємо основні характеристики цих палив.


Характеристики палив Таблиця 3.1

 параметр Н2  гас
 Щільність (кг / м3) { }  70,8  
 Теплота згоряння нижча (МДж / кг) {q}    42,9

Визначимо співвідношення мас палива при одному і тому ж кількості виділеного тепла:  звідки  т. е для того щоб отримати таку саму кількість теплоти на криогенном паливі, для розрахунків за масою необхідно взяти 36% від маси палива на гасі. Звідки легко можна отримати зміни питомої витрати палива при доопрацюванні ТРДД (Д436т1) для використання кріогенного водню. Питома витрата палива зменшиться в 2,8 рази.

Розділивши обидві частини рівняння на m0, Отримаємо:

 




 Вільна (довільна) компоновка |  Форма центрувальними відомість літака |  Конструктивно-силова компоновка літака |  Оформлення і здача ЛПР |  Оформлення і здача виконаних завдань |  бібліографічний список |  Додаток 1 |  Додаток 2 |  Аналіз зростання пасажирських перевезень |  передумови використання |

загрузка...
© um.co.ua - учбові матеріали та реферати