- сужение вертикального оперения;

- статический момент вертикального оперения;



2.1.4 Выбор характеристик шасси

Для разрабатываемого самолета выбираем трёхопорную схему шасси с управляемым носовым колесом, которая имеет следующие эксплуатационные преимущества, по сравнению с другими схемами:

1. 
   “козлы” при посадке самолета невозможны, так как центр тяжести самолета помещается впереди главных колес, следовательно, при ударе главными колесами угол атаки крыла будет уменьшаться, т.е. причина взмывания самолета будет отсутствовать;
   
2. 
   самопроизвольные развороты не имеют места даже при боковом ветре; самолет имеет хорошую устойчивость при пробеге и разбеге;
   
3. 
   ось фюзеляжа при стоянке на земле горизонтальна, что обеспечивает удобство загрузки груза в багажные отсеки, хороший обзор пилота при разбеге, а положение плоскости пола пассажирской кабины близкое к горизонтальному и в полете, и при стоянке на земле, удобно для пассажиров;
   
4. 
   невозможность капотирования.
   

Каждая из трёх основных опор будет снабжена двухколесной тележкой с тормозными колесами, передняя опора будет иметь два не тормозных колеса. Все шесть колес будут иметь одинаковые размеры 700x250мм и давление в пневматиках 4 кгс/см².

Основные геометрические и угловые характеристики:

• 
  стояночный угол -угол между строительной горизонталью фюзеляжа и поверхность ВПП
  
• 
  – при таком угле на разбеге самолет имеет минимальное лобовое сопротивление, сокращающее длину пробега;
  
• 
  угол заклинения крыла _закл =4-основной режим полета с минимальным сопротивлением;
  
• 
  угол опрокидывания самолета =16;
  

---

• 
  угол выноса главных опор  не позволяет самолету при посадке переваливаться на хвост
  

= +(1…3)

=18

• 
  база шасси b=(0,3…0,4) , м
  

b = 0,4*24,94 = 9,976 м

• 
  вынос главных опор шасси e = (0,05…0,12) b, м
  

e= 0,05 · 9,976 = 0.49 м

• 
  вынос передней опоры шасси a = (0,94…0,88) b, м
  

а = 0,94 · 9,976 = 9,4 м

• 
  высота h3,1 м влияет на угол опрокидывания и определяет расстояние от земли до конструкции самолета;
  
• 
  колея шасси B обеспечивает устойчивость движения по аэродрому.
  

В7 м (рис.2.1)



Рисунок 2.1- Схема определения колеи шасси

2. 
   Выбор механизации крыла
   

Для разрабатываемого самолета механизация крыла должна включать в свой состав следующие элементы: предкрылки; закрылки; элероны; тормозные щитки. Предкрылки и закрылки служат для улучшения аэродинамических характеристик, и используются при взлете и посадке для увеличения подъемной силы крыла и критического угла атаки, а также в полете для улучшения маневренных характеристик самолета. Элероны служат для обеспечения поперечной управляемости самолета. Тормозной щиток служит для увеличения аэродинамического сопротивления при посадке.

2. 
   Выбор удельной нагрузки на крыло
   

Величина удельной нагрузки на крыло p₀ существенно влияет на летные

---

характеристики самолета, особенно взлетно-посадочные, крейсерского полета и маневренные.

Количественные значения удельной нагрузки на крыло определяются на несколько режимов полета самолета.

Удельная нагрузка на крыло должна иметь наименьшее значение, полученное из условий:

• 
  обеспечения полета на крейсерском режиме;
  

• 
  обеспечения потребной скорости захода на посадку.
  

Из условий посадки:



где: – коэффициент подъемной силы крыла в посадочной конфигурации;

– плотность воздуха у земли, кг/м3;

– скорость захода на посадку;

– относительная масса топлива

Из условий крейсерского полета:



где: – коэффициент подъемной силы крыла на крейсерском этапе полета;

– плотность воздуха на крейсерской высоте полета, кг/м3

– крейсерская скорость полета, км/ч,

В итоге выбираем = 1610 Н/

2. 
   Выбор типа силовой установки и ее размещение
   

Тип силовой установки и ее размещение на самолете зависят от назначения самолета, рабочего диапазона скоростей

---

и высот полета.

Количество / тип: 3 / АИ-222-25

Максимальная тяга двигателя, кгс: 2530
Удельный расход топлива: 0,64 кг/кгс час
Разместим двигатели в хвостовой части.

2. 1   2   3   4   5

---

Определение относительного запаса топлива

Относительная масса топлива может быть определена приближенно в зависимости от расчетной дальности полета L и выбранной по статическим данным скорости крейсерского полета V_кр.



где: , выбираем = 0,06;

, ;

Вычисляем = 0,06 + 0,05 ·2500 /600 = 0,27.

2. 
   Выбор тяговооруженности самолета
   

Тяговооруженность должна иметь наибольшее значение, полученное из условий:

− обеспечения взлета с ВПП при взлете заданной сбалансированной длины с одним отказавшим двигателем;

− обеспечение нормируемого угла набора высоты при взлете с одним отказавшим двигателем;

− обеспечение полета на крейсерском режиме.

Из условия обеспечения взлета с ВПП заданной сбалансированной длины тяговооруженность может быть рассчитана по следующей эмпирической формуле:



где: – коэффициент подъемной силы во взлетной конфигурации;

– количество двигателей на самолете;

– сбалансированная длина ВПП, [м]; − удельная нагрузка на крыло, Н/ .

2. 
   Определение относительной массы силовой установки
   

Относительная масса силовой установки

---

Смотрите также файлы

• Практическое задание к теме 10 Каналы распределения товаров. Сбыт Задание 1.docx

• Мемлекеттік ызметті крсету шін ажетті жаттар тізбесі Крсетілетін ызметті берушіге.docx

• Рабочей называют жидкость, которая является рабочей средой, выполняющая функции.doc

• Решение. Задание 1.docx

• 2. источники римского частного права вопрос понятие источников римского частного права. Обычай (consuetudo) и закон (lex).docx