Раздел 2. Выбор схемы самолета и типа двигателя

Разрабатываемый самолет представляет собой свободнонесущий моноплан с низкорасположенным стреловидным крылом, Т- образным хвостовым оперением, двумя ТРДД по бокам хвостовой части фюзеляжа и трехстоечным шасси.

Примечание редактора: Далее, с использованием литературы [1-3, 5-7] студент должен обосновать принятую схему самолета, тип, число и расположение двигателей

Для вычерчивания предварительного эскиза схемы проектируемого самолета необходимо знать относительные геометрические параметры его агрегатов. Для их определения воспользуемся статистическими данными ближайшего прототипа. Также будет полезно выяснить некоторые проектные параметры и аэродинамические коэффициенты.

Основные характеристики самолетов Таблица П3.2 (стр. 84-85)

Характеристики самолетов	Ту-334	Проектируемый самолет
Аэродинамические характеристики
Коэффициенты подъемной силы на основных режимах:
На взлете (Су.взл.мах)	1,98	1,98
В крейсерском полете (Су.креиc)	0,61	0,61
На посадке (Су.пос.мах)	2,8	2,8
Аэродинамическое качество самолета:
На взлете (Квзл)	10,9	-
В крейсерском полете (Ккрейc)	16,5	15,0
На посадке (Кпос)	8,5	7,72
Максимальное качество (Кмах)	18	16,4
Степень продольной статической устойчивости на дозвуковых скоростях полета (mzcy)	-0,15	-0,15
Коэффициенты трения:
при разбеге (f раз)	0,02	0,02
при пробеге (f про)	0,3	0,3
Относительные параметры
Стартовая тяговооруженность (Р_о)	0,335	-
Старт. удельная нагрузка на крыло, даН/м2 (рo)	495	-
Перегрузки эксплуатационные (nу)	3	3
Относительная толщина профиля крыла
В корне (С_о)	0,137	0,137
На конце (С_к)	0,096	0,096
Характеристики самолетов	Ту-334	Проектируемый самолет
Угол поперечного " V " крыла, градус (y)	3°	3°
Угол установки крыла.градус (ф)	1°15	1°15
Угол стреловидности крыла (cкр)	26°	26°
Параметры оперения:
Относительное плечо ГО	3,48	3,50
Относительное плечо ВО	0,418	0,41
Относительная площадь ГО	0,22	0,22
Относительная площадь ВО	0,227	0,227
Статический момент ГО (Аго)	0,76	0,76
Статический момент ВО (А во)	0,095	0,095
Удлинение ГО (lго)	4,76	4,76
Удлинение ВО (lво)	1,87	1,87
Угол стреловидности ГО (cго)	30°	26°
Угол стреловидности ВО (cво)	400	40°
Сужение ГО (hгo)	4,42	4,42
Сужение ВО (hвo)	1,37	1,37
Удлинение фюзеляжа (lf)	8,71	8,71
Удлинение носовой части (lн.ч)	1,7	1,7
удлинение хвостовой части (lх.ч)	1,75	1,75
Ограничения
по скоростному напору, даН/м2 (qmax)	969,6	969,6
По числу М (Ммах)	0,82	0,82
по перегрузке (nмах)	4	4

Из таблицы П3.2 видно, что проектируемый самолёт будет незначительно отличаться по аэродинамическим характеристикам от прототипа.

Примечание: Эскиз схемы самолета, который должен быть приведен в заключение этого раздела, аналогичен эскизам, показанным на рис. 1., и с целью сокращения объема пособия, здесь не приводится.

Раздел 3. Расчёт взлётной массы и определение основных проектных параметров самолёта

3.1. Определение взлётной массы самолета в первом приближении

Взлетная масса самолета представляет собой сумму:

, где

- масса конструкции

- масса силовой установки

- масса оборудования и управления

- масса топлива

- масса целевой нагрузки (пассажиры, багаж, грузы) = 11000 кг

- масса служебной нагрузки = 460 кг

- увеличение массы конструкции самолета за счет использования H₂ в качестве топлива. Включает в себя массу криогенных баков, топливную систему, теплоизоляцию топливной трассы и др.

Для оценки относительной массы топлива, будем исходить из того, что величина тяги двигателей на криогенном топливе (водороде) и на керосине равны. Для этого количество теплоты выделяемой топливом при окислении должны быть равны. Теперь сравним основные характеристики этих топлив.

Характеристики топлив Таблица 3.1

Параметр	Н2	Керосин
Плотность (кг/м3){ }	70,8
Теплота сгорания низшая (МДж/кг){q}		42,9

Определим соотношение масс топлива при одном и том же количестве выделенного тепла: откуда т.е. для того чтобы получить то же количество теплоты на криогенном топливе, для расчетов по массе необходимо взять 36% от массы топлива на керосине. Откуда легко можно получить изменения удельного расхода топлива при доработке ТРДД (Д436т1) для использования криогенного водорода. Удельный расход топлива уменьшится в 2,8 раза.

Разделив обе части уравнения на m₀, получим: