ТОР 5 статей: Методические подходы к анализу финансового состояния предприятия Проблема периодизации русской литературы ХХ века. Краткая характеристика второй половины ХХ века Характеристика шлифовальных кругов и ее маркировка Служебные части речи. Предлог. Союз. Частицы КАТЕГОРИИ:
|
Определение взлётной массы самолёта в нулевом приближении
Взлётная масса самолёта нулевого приближения определяется по формуле, полученной из уравнения относительности масс с использованием статистических данных: , (1.1) где - взлётная масса самолёта нулевого приближения; - масса полезной нагрузки; - масса экипажа; , , , - относительные массы конструкции, силовой установки, топлива, оборудования и управления. Значения , определяются по зависимостям: , . Тогда кг, кг. Значение относительной массы топлива определяем по формуле: , (1.2) где - дальность полёта в км; - крейсерская скорость полёта; - расчётные коэффициенты. Выбираем значения ; . По формуле (1.2) получим: . Значения , , принимаем по статистическим таблицам равными: , , . Тогда по формуле (1.1) взлётная масса самолёта составляет: . После определения взлётной массы самолёта нулевого приближения определяем массу конструкции самолёта и её составляющие: массу крыла - ; фюзеляжа - ; оперения - ; шасси - . Определяем также массу топлива , силовой установки и двигателя (после подбора в подразделе 1.6). По статистическим данным принимаем относительные значения масс: , , , , . Подставляя принятые значения, получаем: =16700·0,28=4676 кг; =4676·0,394=1842,34 кг ≈ 1843 кг; =4676·0,353=1650,6 кг ≈ 1651 кг; =4676·0,067≈314 кг; =4676·0,186=869,7 кг ≈ 870 кг; =16700·0,1982=3309,94 кг ≈ 3310 кг; =16700·0,11=1837 кг; =16700·0,11=1837 кг. Полученные результаты заносим в таблицу 1.4.
Таблица 1.4 Массы агрегатов, груза, топлива самолёта
Подбор двигателей
На основании собранных статистических данных назначаем стартовую тяговооруженность t0=0,3. Определим стартовую тягу двигателя по формуле: (1.3) Подставляя значения в формулу (1.3) получаем =0,3·16700·9,8=49098 Н. Количество двигателей, установленных на самолёте, равняется двум. Тогда потребная тяга одного двигателя составляет =2505 даН. По величине стартовой тяги выбираем двигатель TPДД RB. Схема двигателя представлена на рис. 1.7. Рис. 1.7 ТРДД RB Основные характеристики двигателя: стартовая тяга двигателя - =2515 даН; удельный расход топлива при Н=0, М=0 – СРО=0,45 кг/дан·час; расход воздуха - GB=81,7 кг/с; степень повышения давления в компрессоре - pСУМ=13,2; степень двухконтурности – m=4,18; масса двигателя - mДВ=475 кг; диаметр входа - DВХ=823 мм; длина двигателя – L=1545 мм; удельный вес двигателя - γДВ=0,19 кг/дан.
Не нашли, что искали? Воспользуйтесь поиском:
|