1. 3 Выбор схемы проектируемого самолёта

Исходя из назначения, решаемых задач, анализа требований, информации о прототипах и общих схемах выбрана следующая схема самолета:

Проектируемый самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме, для которой характерно расположение горизонтального оперения за крылом.

Горизонтальное оперение проектируемого самолета включает в себя две консоли стабилизатора и обе половины руля высоты. Руль высоты предназначен для продольной управляемости самолёта, состоит из двух секций связанных между собой общей системой управления и синхронно отклоняющихся вверх и вниз.

Фюзеляж представляет собой цельнометаллический полумонокок, в поперечном сечении имеет вид «восьмёрки». Фюзеляж- двухпалубный.

Крыло самолета стреловидное, трапециевидной формы, имеющее излом, поперечное V и крутку профиля по размаху.

Под крылом на пилонах установлены четыре двигателя типа ТРДД с системой реверсирования тяги.

Шасси самолёта - многоопорное с двумя передними опорами и десятью основными. Механизм уборки носовых опор (шариковинтовые приводы с гидромоторами) одновременно служит для «приседания» самолёта во время погрузки путём их частичной уборки и перенесения нагрузки на две дополнительные телескопические опоры с выравнивающей гидросвязью.

Система управления рулями, элеронами и спойлерами – бустерная, выполнена по необратимой схеме. Управление рулями и элеронами осуществляется с помощью автономных рулевых машин. В случае крайней необходимости система управления рулем высоты, элеронами и рулем направления позволяет перейти на безбустерное, прямое управление. Управление тормозными щитками, предкрылками и закрылками электрогидравлическое, управление стабилизатором электрическое

Общий вид проектируемого самолета представлен на рис.1.1.

рис.1.1 Общий вид проектируемого самолета

2. Определение взлётной массы и выбор основных параметров самолёта

2.1 Расчёт основных параметров в первом приближении

1. Расчёт взлётной массы самолёта

Взлётная масса рассчитывается, используя уравнение существования самолёта, решённое относительно m₀:

_где

кг

2. Определение относительных масс: на посадке и в крейсерском полёте.

Предварительно определим относительные массы самолёта:

- относительная посадочная масса для военных самолётов:

,

- относительная масса в крейсерском полёте:

;

2.1.3.Стартовая удельная нагрузка на крыло р₀

Стартовая удельная нагрузка на крыло выбирается меньшая из следующих условий:

1) из условия посадки самолета:

2) из условия полета на дальность:

;

;

;

кг/(Нч)

;

;

(Н/м²); Выбираем (Н/м²)

2. Стартовая тяговооруженность и энерговооруженность

рассчитывают по формуле , где – коэффициент приведения к стартовой ; - коэффициент влияния числа М на тягу ТРД:

- степень двухконтурности

= - коэффициент изменения силы тяги по высоте для различных типов двигателей.

=1-а М+ а М²- а М³;

Стартовая тяговооружённость выбирается большая из следующих расчётных условий:

1) обеспечения заданной длины ВПП

(м/с)²; ;

M_ср.р= ;

;

из поляры ВПК - C_x=0.14;

(м);

D_L=1.282• D+H_ст=1,282*288+10.7=381 (м);

;

;

=1-1.21*0.165+1.216*0.165²-0.392*0.165³=0.838;

2) из условия набора высоты с одним отказавшим двигателем:

V=V_отр=75 (м/с); M= ; =0.788;

;

;

из ВПК поляры - C_x=0.13;

;

3) из условия обеспечения крейсерской скорости

M= ; =1-1.21*0.593+1.216*0.593²-0.392*0.593³=0.612;

К=15.8

4) Из условия обеспечения :

Cx=0.017

;

=1-1.21*0.72+1.216*0.72²-0.392*0.72³=0.615;

окончательно выбираем:

Определение площади крыла и стартовой тяги одного из n двигателей

;

;

По величине стартовой тяги и условию, на котором требуется наибольшая тяга, выбираем несколько двигателей, характеристики которых приведены в таблице 1.3.

Таблица 1.3 Характеристики двигателей

Марка	Тяга, кН	Ср0, кг/Нч	Сркр, кг/Нч		m*
Д-18Т	234	0,037	0,0546	0,175	5,6
Д-30КП-3	140		0,06		3,65
НК-93	180		0,049		16,6