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 | `С0\ `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);
