Разработка системы отображения информации с элементами виртуальной реальности для выполнения посадки неманевренного самолета, страница 24

в) из условия обеспечения заданной длины разбега

, где

 - коэффициент трения при разбеге;

К_ОТР – аэродинамическое качество самолета в момент отрыва;

г) из условия обеспечения заданной маневренности (берем из самолета прототипа)

далее производим выбор тяговооруженности самолета  как

                                                   

17.6  Определение стартовой тяги двигателей

По нормальному стартовому весу самолета  и стартовой тяговооруженности определяться необходимая суммарная стартовая тяга двигателей и тяга одного двигателя

            ,

 даН

17.7  Определение относительного веса силовой установки

 Определим параметр  (относительный вес силовой установки)

, где

 - удельный вес двигателей, ;

17.8  Определение относительного веса конструкции

Определим параметр  (относительный вес конструкции)

Параметр  определяется как сумма

; где  - относительный вес крыла;

,, - относительные веса конструкции фюзеляжа, оперения и шасси соответственно.

17.8.1  Определение относительного веса крыла

Относительный вес конструкции крыла равен:

, где

 - принятая расчетная перегрузка;

; 

 - коэффициент разгрузки крыла (топливо, ракеты,…);

 - двигатели установлены на фюзеляже;

 - удлинение крыла и относительная толщина профиля;

S – площадь крыла, м²;

 - статистические коэффициенты;

 - коэффициент, учитывающий ресурс крыла

 - крыло с предкрылками, трехщелевыми закрылками и интерцепторами;

 - баки имеют внутришовную герметизацию;

17.8.2  Относительный вес конструкции фюзеляжа:

, где

 -  диаметр фюзеляжа, м;

 - удлинение фюзеляжа;

 - принятая расчетная перегрузка;

 - максимальное число М полета;

 - статические коэффициенты;

- узкофюзеляжный самолет;

  - двигатели на фюзеляже; 

 - бесконтейнерная перевозка багажа и грузов;

   - главные стойки шасси крепятся к крылу ;   

  - главные стойки шасси убираются в крыло

17.8.3  Относительный вес конструкции оперения

,где

;

 - статические коэффициенты;

;- горизонтальное оперение на киле

;- композиты не применяются

;- нормальная схема

;- г.о с рулями высоты

            Относительный вес шасси 

,где

h=2 – высота главных стоек шасси, м;

 - статические коэффициенты;

; - учитывается ресурс шасси

;- прямые главные стоики

;- нормальная схема самолета

;- две главные стойки

 - бетонные ВПП

 - давление в пневматиках главных колес, кг/см²;

17.9  Определение относительного веса оборудования

 

где - количество пассажиров

17.10  Определение веса во втором приближении

Определяем вес во втором приближении из уравнения существования самолета

 кг

17.11  Определение площади крыла и стартовой тяги двигателей во втором приближении

По стартовому весу, определенному во втором приближении, окончательно уточняем площадь крыла самолета, суммарную стартовую тягу двигателей, тягу и вес одного двигателя

,  м²

,  даН

17.12  Определние абсолютных весов

Определяем абсолютные веса крыла, фюзеляжа, оперения, шасси, силовой установки, оборудования (и управления), топлива.

;  кг

;  кг

;  кг

;  кг

;  кг

;  кг

18.  Определение основных летно-технических характеристик самолета.

18.1  Этап ”Взлет”

Для этапа ”Взлет” определяются следящие характеристики самолета:

18.1.1  Скорость отрыва:

 ;

18.1.2  Длина разбега:

 м;

м;

18.1.3  Длина взлетной дистанции:

,

где

 м,

м;

м;

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

,

18.2  Этап “Набор высоты”

Для этапа ”Набор высоты ” определяются следующие характеристики самолета:

18.2.1  Расход топлива на набор высоты и скорости горизонтального полета.

H- заданная высота полета      10000м

V- заданная скорость полета 244м/с

K_ГП –аэродинамическое качество горизонтального полета.        9

кг

18.2.2  вес самолета в начале крейсерского полета

кг

18.3  Этап ”Горизонтальный полет”