Формирование исходных данных

В типовом задании в качестве исходных задаются следующие параметры (табл. 1.1.).

№ Вар. L, км M ком.(боев.), кг или N пас Lp, м   Hпот, м Vкр, км/ч   H кр, м
             

Таблица 1.1. Исходные параметры для проектирования

Для сбора статистических данных необходимо использовать данные самолетов, аналогичных проектируемому и имеющих близкие летно-технические характеристики и условия эксплуатации. Следует обратить внимание на соответствие типов анализируемых самолётов и типов двигателей, дальности полёта и массы коммерческой нагрузки, на применяемые схемы самолетов, их геометрические и массовые характеристики, расположение силовой установки, применяемые конструкционные материалы, способ производства, востребованность в эксплуатации и т.д.

Анализ статистики дает возможность уточнить ТТТ к проектируемому самолету на основе заданных параметров и выбрать его схему. Найденные данные самолётов заносятся в таблицу статистики (табл. 1.2.), в которой присутствуют разделы: лётно-тактические данные, массовые данные, параметры силовой установки, геометрические характеристики самолётов-аналогов, а также производные величины, получаемые вычислениями на основе предыдущих данных.

Таблица 1.2 Статистические данные самолётов-аналогов

Лётно-технические данные
Первоисточник Vmax км\ч или Mmax Vкрейс км\ч или Mкрейс Vпос , км\ч Vвзл , км\ч Vу , м\с Hкрейс ,км Hпот , км L, км (с max mТ) L, км (с max mгр.ком.) L разб. \ L взл. , м Lпр. \ L пос. , м  
 
                           

Таблица 1.2. продолжение

Массовые данные
mo(mвзл.),кг mгр.ком. (mгр.боев.),кг mт ,кг mк.,кг .mоб.,кг nпас.,чел.
           

Таблица 1.2. продолжение

Данные силовой установки
число и тип двигателей Тяга: Ро , даН или Мощность No , кВТ Маса двигателя: m дв, кг Удельный расход топлива: Ср кг\ДаН*ч СрN кг \ кВТ*ч y - степень двухконтурности двигателя
         

Таблица 1.2. продолжение

Геометрические данные
S, м2 l , м c0 или c, радиан l = l2/ S 0\ `Сконц h = b0 / bК Lф м Dф, м lф = Lф / Dф S Ф , м2 SSм, м2 `Sэл `Sгo. `Sвo
                           

Таблица 1.2. продолжение

Производные величины Примечание
p0= G0\S, ДаН\м2 t0 = P0 ДВ \ G0, ДаН\ДаН g ДВ = G ДВ \ P0 ДВ, кг\ДоН КГР = m ГР \ m0     K М = G0 \ SSМ , ДоН\м2 `Sср =Sф\S
             

Приведём перечень обозначений в таблице 1.2.

Лётно-технические данные:

Vmax (M max ) - максимальная скорость, км / ч , или максимальное число Маха (отношение скорости полёта к скорости звука) полета;

Vкрейс – (M крейс.) скорость, км / ч, (число Маха) крейсерского полета;

Vпос - посадочная скорость, км \ ч;

Vвзл - взлетная скорость, км / ч;

Vy – скороподъемность, м / с;

Hкрейс- высота крейсерского полета, км или м;

Нпот - статический потолок, км или м;

L - дальность полета, км;

L, км (с max mТ) – дальность полёта с максимальным запасом топлива;

L, км (с max mгр.ком.) – дальность полёта с максимальной коммерческой загрузкой;

Lp - длина разбега пря взлете, м;

Lвзл - взлетная дистанция, м;

Lпр - длина пробега при посадке, м;

Lпoc - посадочная дистанция, м;

Массовые данные:

m0(mвзл) - взлетная масса самолета;

(m гр. ком; боев.) - масса коммерческой (боевой) нагрузки или число пасажиров;

mк - масса конструкции;

mт - масса топлива;

mоб - масса оборудования;

nпас - количество пассажиров;

Данные силовой установки:

P0 ДВ. (N0) - тяга (мощность) двигателя, даН; кВТ;

t 0 = P0 ДВ. / G 0 – тяговооружённость силовой установки;

mдв-масса двигателя, кг;

G ДВ. (Н) = m дв. * g ; G ДВ. (даН) = (m дв. * g) / 10 – вес двигателя в Ньютонах и Деканьютонах;

γ дв. = G дв. / P0 ДВ. – удельный вес двигателя;

Ср0 (CpN), кг топл. / даН * час (кг топл. / кВТ * час)- стартовое значение удельного часового расхода топлива при Н=О, V=0 для ТРД (ТВД);