Самолет An 124

     3.1 Полет на крейсерском  режиме

      ,

     где — аэродинамическое качество на крейсерском режиме;

       — коэффициент, учитывающий  изменение тяги по скорости  полёта;

      — коэффициент, учитывающий изменение тяги при дросселировании.

     

     

      = 0,85...0,9 для крейсерского режима.

     

     3.2 Обеспечение заданной  длины разбега 

      ,

     где — нагрузка на крыло (кг/м²);

     

       — принимается по статистике;

       — коэффициент трения колес  шасси на разбеге;

       — средняя величина аэродинамического качества при разбеге для дозвуковых самолетов.

     

     3.3 Взлёт с одним  отказавшим двигателем

      ,

     где = 4 - число двигателей на самолёте;

       — аэродинамическое качество  самолёта при наборе высоты;

      = 0,03 - угол наклона траектории  при наборе высоты при  ≥ 4. 

      ;

     Для данного самолёта потребная тяговооружённость  . 

 

     4. Определение взлетной массы самолета 

     Одной из важнейших проблем проектирования самолёта является определение его  взлётной массы  . Основная задача при этом заключается в обеспечении требуемых лётно-тактических характеристик самолёта при минимальной величине , потому что любое неоправданное завышение взлётной массы всегда ухудшает эффективность самолёта – боевую или экономическую.

     Для определения взлетной массы используется уравнение существования самолета: 

      , 

     где — масса целевой (коммерческой нагрузки);

       — масса конструкции;

       — масса силовой установки;

       — масса топливной системы;

       — масса оборудования;

       — масса снаряжения;

       — масса экипажа. 

     4.1 Определение массы  целевой нагрузки и экипажа 

     Для проектируемого военно-транспортного  самолета масса целевой нагрузки равна массе перевозимого груза, указанного в задании. В данном случае = 120 т.

     Приближенно абсолютную массу этой группы можно  определять в виде суммы масс экипажа и снаряжения: 

      ,

     где ;

      = 90 кг — для военных самолетов;

       — число членов экипажа.

      кг.

     Массу снаряжения можно принимать в  относительном виде и включать в  массу оборудования :

      = 0,02 − 0,03 — для средних и  тяжелых самолетов.

     4.2 Определение вероятного  значения взлетной массы самолета

     Определить  величину взлетной массы самолета нулевого приближения можно по формуле:

      ,

     где = 0,3 — относительная масса конструкции;

      = 0,09 — относительная масса силовой установки;

       = 0,33— относительная масса топливной системы;

      = 0,07 — относительная масса оборудования  и управления.

      кг. 

     4.3 Определение относительных  масс 

     4.3.1 Определение относительной  массы конструкции 

      , 

     где — для дозвуковых самолетов с прямым или стреловидным крылом большого или среднего удлинения;

      — отношение массы силовых нагруженных  элементов к массе всей конструкции (в первом приближении  = 0,5); 

       — коэффициент разгрузки крыла;

      = 4 — сужение крыла;

      = 1 — доля топлива, располагаемого в крыле;

      = 0,4 — относительная, в долях полуразмаха, координата центра масс топлива (от плоскости симметрии самолета);

      = 1 — доля массы силовой установки, размещаемой на крыле;

      = 0,4 — относительная, в долях полуразмаха, координата центра масс силовой установки, размещенной на крыле;

      = 2,25 — коэффициент расчетной перегрузки;

      = 0,08 – 0,115 — для транспортных самолетов;

      =1,2 −1,3 — для дозвуковых самолетов;

      = 0,15 — для дозвуковых самолетов;

      = 8,6 — удлинение крыла;

      = 8,7 — удлинение фюзеляжа;

      = 633,7 — удельная нагрузка на крыло в даН/м2;

      = 574 000 — исходная масса самолета в кг.

     

     4.3.2 Определение относительной  массы силовой установки

     Эта масса может быть выражена через  удельный вес двигателей и потребную тяговооруженность:

      ,

     где — коэффициент, учитывающий увеличение массы силовой установки по отношению к массе двигателя.

     С учетом типа двигателей и их количества:

      .

     4.3.3 Определение относительной  массы топливной системы

     Эта масса определяется относительным  запасом топлива и массой агрегатов топливной системы, которая учитывается введением поправочного коэффициента :

      ,

     где =1,02…1,08 — учитывает массу агрегатов топливной системы для тяжелых самолетов большой дальности.

     Потребный запас топлива для самолётов  с выраженным крейсерским участком полёта можно представить в виде:

      ,

     где — учитывает топливо для крейсерского полёта;

      — топливо для взлёта, набора высоты, разгона до крейсерской скорости, снижения и посадки;

      — навигационный запас топлива;

      — прочее (маневрирование по аэродрому, запуск и опробование двигателей, невырабатываемый остаток топлива).

     Запас топлива для крейсерского полета, без учета влияния выгорания  топлива на дальность полета:

      , 

     где — расчетная дальность крейсерского участка полета;

      = 6500 км — расчетная дальность полета;

      — горизонтальная дальность полета на участках набора высоты и снижения;

      = 10 км — средняя высота крейсерского полета;

      км;

      = 850 км/ч — крейсерская скорость полета;

      — расчетная скорость встречного ветра (км/ч);

      = 70 км/ч;

      = 11,21 — аэродинамическое качество на крейсерском режиме;

      — удельный расход топлива (кг/даН^.ч);

      ;

      ;

     где m = 6 — степень двухконтурности ТРДД.

      = 0,7;

      ;

      .

     Находим поочередно все компоненты для вычисления потребной массы топлива.

      ;

      ; 

     Аэронавигационный запас топлива:

     

     Прочие  расходы топлива:

      0,006.

     Получаем  относительную массу топливной  системы:

      .

     4.3.4 Определение относительной  массы оборудования

     Для определения этой массы можно  использовать следующие статистические зависимости.

      ,

     где — в кг;

      = 0,02 − 0,03 — для средних и  тяжелых самолетов.

      .

     4.3.5 Определение взлетной массы первого приближения

     Рассчитанные по приближенным формулам значения относительных масс сравним со средними статистическими значениями. Для этого составим таблицу (Таблица 3).

     Таблица 3 — Сравнение значений относительных  масс

Относительные массы	Рассчитанные  значения	Средние статистические значения
	0,34	0,32
	0,07	0,09
	0,36	0,34
	0,03	0,06

 

      кг.

      . 

     Разница между  и не превышает установленных 5–7%. Значит, принимаем окончательное значение взлетной массы массу, равную 602 700 кг.

     5. Определение основных параметров самолета

     5.1 Определение параметров  крыла

     Площадь крыла S (м²) определяют по значениям удельной нагрузки на крыло р₀(даН/м²) и взлетной массы первого приближения т₀^I (кг): 

       м², 

     По  известным относительным параметрам крыла определяют его абсолютные геометрические размеры (м):

1. размах : ;
2. корневая хорда : ;
3. центральная хорда : ;
4. средняя аэродинамическая хорда :

     5.2 Определение размеров  фюзеляжа

     Формы и размеры фюзеляжа определяются аэродинамическими и эксплуатационными требованиями. Используя относительные параметры, находят длину фюзеляжа, длину носовой части фюзеляжа и хвостовой части фюзеляжа.

     Эквивалентный диаметр фюзеляжа принимаем по статистике ;

     Длина фюзеляжа:

      ;

     Длина носовой части фюзеляжа:

      ;

     Длина хвостовой части фюзеляжа:

     

     5.3 Определение параметров  оперения

     Принятые  ранее при выборе схемы самолета относительные параметры и позволяют определить абсолютные площади горизонтального и вертикального оперения.

     Площадь горизонтального оперения:

      ,

     Площадь вертикального оперения:

     

     По  выбранным ранее относительным параметрам оперения находятся хорды и размах оперения:

     Размах  горизонтального оперения:

      ;

     Концевая  хорда горизонтального оперения:

     

     Центральная хорда горизонтального оперения: