Выбор самолета-прототипа, двигательной установки и воздушного винта. Изучение конструкции двигателя и винта. Расчет взлетной массы и геометрических параметров самолета. Определение средней аэродинамической хорды крыла. Центровка и компоновка самолета.
Проектирование летательных аппаратов (самолетов).Возьмем двигатель из (Бадягин А.А. Подбор воздушного винта По (С.Л.2) пункт 6.4 : Определим примерный диаметр винта : ?-относительная плотность воздуха на заданной высоте к плотности на уровне моря к-т учитывающий колво и материал винтов (2 винта из дерева экономичный)Основной каркас крыла кессонного типа состоит из продольного и поперечного наборов. В корневой части кессона между нервюрами №1 и 5 на правой и левой консолях расположены топливные баки. Доступ в топливный бак обеспечивается установкой съемной части лобовика крыла и наличием люка на передней балке крыла в зоне бака. Продольный набор состоит из передней и задней балок, лонжерона, обшивки и стрингеров. Лонжерон и балки имеют верхние и нижние пояса, стенку, стойки.Фюзеляж самолета представляет собой цельнометаллический полумонокок, образованный поперечным и продольными набором. Поперечный набор состоит из 15 шпангоутов. Шпангоуты № 0, 1, 2, 3, 4, 12, 13, 14, 15, воспринимающая сосредоточенной нагрузки от двигателя, шасси, крыла, хвостового оперения, выполнены усиленными.Оперение самолета состоит из горизонтального и вертикального оперения, установленных в хвостовой части фюзеляжа. Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора и руля высоты (РВ) с триммером .Вертикальное оперение состоит из киля и руля направления (РН) с триммером. Стабилизатор выполнен моноблочным без разъема консоли самолета. К фюзеляжу стабилизатор крепится с помощью передних и задних узлов -угол стреловидности по линии ? хорд = 4,1°Оно состоит из двухосновных (правой и левой) и передней опор .Все три опоры рессорного типа (для обеспечения амортизации самолета) и крепятся к силовым элементам конструкции фюзеляжа.Масса целевой нагрузки : Масса снаряжения : Масса служебной нагрузки : 4.1 Расчет взлетной массы в первом приближении самолет двигатель аэродинамический крыло Из уравнения баланса массы самолета в относительных величинах : имеем в первом приближении Арепьев «Вопросы проектирования легких самолетов»): Возьмем двигатель из (Бадягин А.А. Выразим массу ТВД и в функции мощности (С.Л.2) [3.30] : где : - (М337) - стартовая мощность всех двигателей Взлетная масса во втором приближении находится по уравнению баланса массы из (С.Л.2) [3.40] : Так как , то производим корректировку параметров влияющих на конечный результат расчетов : Получены следующие параметры самолета : Число пассажиров 4Для определения взлетной удельной нагрузки на крыло в первом приближении воспользуемся статистическим методом.Средняя геометрическая хорда находится в центре площади крыла, и в случае трапециевидного крыла величина СГХ начисляется по формуле С.Л.2 [4.3] : где : - =1,99 - сужение крыла в плане6.2.1 ГО
6.2.2 ВОИз самолета прототипа (Ил-103) беру параметры кабины: длина кабины высота кабины ширина кабины длина фюзеляжаНа самолет ставлю трехопорное убираемое шасси.Как известно, фокус является почти постоянной точкой и находится от передней кромки приблизительно на l/4 расстояния хорды крыла, т.е. на 25% САХ Поместим крыло на ось вращения, совмещенную с центром давления (25% САХ) Сбалансируем крыло так, чтобы ЦТ также находился там же где и ЦД.
