Студопедия
Случайная страница | ТОМ-1 | ТОМ-2 | ТОМ-3
АвтомобилиАстрономияБиологияГеографияДом и садДругие языкиДругоеИнформатика
ИсторияКультураЛитератураЛогикаМатематикаМедицинаМеталлургияМеханика
ОбразованиеОхрана трудаПедагогикаПолитикаПравоПсихологияРелигияРиторика
СоциологияСпортСтроительствоТехнологияТуризмФизикаФилософияФинансы
ХимияЧерчениеЭкологияЭкономикаЭлектроника

Оценка возможности реализации выбранных решений.

Читайте также:
  1. II. Требования к условиям хранения, приготовления и реализации пищевых продуктов и кулинарных изделий
  2. IV. Механизмы реализации Стратегии
  3. IV. Требования к условиям реализации основной образовательной программы
  4. Quot;По-возможности" и "в-возможности существующее", холодный и теплый потоки в марксизме
  5. VI. Субъекты реализации политики в области климата
  6. Автоматизация учета готовой продукции и ее реализации
  7. Алгоритм поведения потребителя на стадии послепокупочных решений.

Возможность реализации намеченного комплекса решений в проектируемом самолете проверяется с помощью уравнения существования самолета, которое увязывает все свойства разрабатываемого самолета.

Взлетная масса самолета является одним из основных критериев реальности предъявляемых к самолету требований, которые были назначены при его проектировании, их правильности и возможности достижения их при данном уровне развития науки и техники.

Масса самолета m о складывается из масс его основных частей: массы конструкции m,в которую входят массы крыла, фюзеляжа, оперения, управления, шасси и др.; массы двигательной установки m д.у; массы топливной системы m т.с и массы нагрузки m н.

Тогда взлетная масса самолета выразится суммой:

m о = m к + m д.у + m т.с + m н (1)

Если обе части уравнения разделить на массу самолета m о, то получимуравнение в относительных величинах:

1 = + + + , (2)

где – относительная масса конструкции самолета;

– относительная масса двигательной установки;

– относительная масса топливной системы;

– относительная масса нагрузки самолета.

Каждая доля массы каждой части самолета связана с теми или иными свойствами самолета, поэтому уравнение (2) представляет фактически уравнение взаимосвязи свойств самолета. Его называют уравнением существования самолета, т.к. оно определяет реальность его существования. Если все свойства назначены правильно, то сумма всех членов правой части уравнения будет равна или меньше единицы. Если свойства самолета были завышены, то правая часть уравнения окажется больше единицы, что говорит о невозможности создания самолета с таким комплексом свойств.

Если известны , и ,то можно определить относительную массу нагрузки

,

причем критерием возможности осуществления заданного комплекса свойств является нахождение параметра в диапазоне .

Составляющие абсолютной массы нагрузки могут быть выбраны по статистическим данным:

Беспилотный самолет 10,0 - 15,0 2,0 - 3,0 20,0 и более

большой дальности

Многоцелевые и для МВЛ 0,25 - 0,30 0,10 - 0,12

 

На следующем этапе необходимо определить, какую схему самолета выбрать и какими должны быть его относительные геометрические и аэродинамические характеристики, чтобы их реально осуществить и какой двигатель и с какими параметрами использовать на проектируемом самолете.

Выбор схемы конструкции.

Схема самолета определяется формой, количеством и взаимным расположением основных частей самолета - его крыла, фюзеляжа, оперения и двигателей. От схемы существенно зависят аэродинамические, весовые и эксплуатационные характеристики самолета.

Целесообразно схему выбирать по одному или нескольким существующим прототипам, первоначально решив вопрос о взаимном расположении крыла и горизонтального оперения, т.е. выбрав самолет “нормальной” схемы, “бесхвостку” или схемы “утка”, а также приняв решение о расположении крыла по высоте фюзеляжа, т.е. выбрав среднеплан, низкоплан или высокоплан.

Одновременно решается вопрос о форме крыла в плане и об относительной толщине профиля. Форма крыла в плане характеризуется стреловидностью c, сужением П и удлинением l. Следует учитывать, что к прямым относятся крылья со стреловидностью до c =15 и применяются они на дозвуковых самолетах с максимальным числом М=0.75; для самолетов с околозвуковыми скоростями применяются стреловидные крылья средних и малых удлинений.

Форму поперечного сечения фюзеляжа и его удлинение lф также можно назначить по самолету-прототипу; при этом следует учитывать статистику по lф самолетов различных назначений:

дозвуковые пассаж.самолеты lф

местных линий 7 - 8

среднемагистральные 8 - 9

дальнемагистральные 10 - 12

транспортные 7 - 9

 

Количество двигателей на самолете и их размещение определяются типом двигателей и аэродинамической компоновкой самолета.

После выбора схемы и количества двигателей необходимо по статистическим данным или по однотипным самолетам получить аэродинамические характеристики.

Для силовой установки (СУ) самолетов применяются воздушно-реактивные и поршневые двигатели. Поршневые двигатели ставят на очень легкие самолеты. Наиболее распространены следующие типы ВРД – ТРД, ТРДФ, ТРДД, ТРДДФ, ТВД и ТВВД.

Относительные массы двигательной установки у современных самолетов:

пассажирские с ТРДД 0,08 - 0,12

Относительная масса топливной системы с топливом:

для тяжелых самолетов 0,40 - 0,55

 

Относительную массу конструкции проектируемого самолета определяем исходя из статистики:

, где

= 0,10 - 0,13 относительная масса крыла,

= 0,07 - 0,12 -------------------------фюзеляжа,

= 0,020 - 0,025 -------------------------оперения,

= 0,04 - 0,06 ------------------------шасси,

= 0,02 - 0,015 ------------------------управления.

Зная массу нагрузки и определив , , и , можно рассчитать массу проектируемого самолета:

и массы его составляющих.

 


Дата добавления: 2015-07-11; просмотров: 68 | Нарушение авторских прав


<== предыдущая страница | следующая страница ==>
Решение задачи| Ветроустойчивость.

mybiblioteka.su - 2015-2024 год. (0.007 сек.)