ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Выбор основных параметров самолета из "Вопросы проектирования легких самолетов Выбор схемы и параметров " Суммарная мощность всех двигателей при У= О, Н = О и максимальном (взлетном) режиме работы л с. [c.34] Основное условие для определения взлетной энерговооруженности самолета состоит в том, чтобы мощность силовой установки была достаточна для создания силы тяги, необходимой для движения самолета по расчетной траектории с учетом соответствующих требований НЛГС. [c.34] Основное условие для определения Ро закшочается в том, чтобы подъемная сила крыла уравновешивала инерционные силы и силу веса самолета во всех расчетных точках траектории полета с учетом соответствующих требований НЛГС. [c.34] Общим принципом определения основных параметров самолета яв-,1яется принцип последовательных приближений. Для определения первого приближения, как правило, используется статистический метод. Аналитический метод предназначен для определения основных параметров во втором приближении с учетом аэродинамических возможностей механизации крыла. Метод оптимального проектирования рассмотрен на уровне общей его характеристики. [c.34] В Приложении 1 представлены данные легких самолетов, которые составили информационную базу для статистического анализа. [c.35] Б данном разделе предлагается способ определения предварительного значения взлетного веса легкого пассажирского самолета. [c.35] В данном разделе изложен статистический метод определения в первом приближении взлетной энерговооруженности самолета. [c.36] На рис. 3.1 и рис. 3.2 представлены статистические данные некоторых легких самолетов. [c.36] Данные на рис. 3.1 свидетельствуют о низкой корреляции между взлетной энерговооруженностью легкого самолета и его взлетным весом. Статистическая обработка показала, что для одномоторных самолетов взлетная энерговооруженность составляет 0,157(+0,0188) л.с./даН (в скобках указано среднеквадратическое отклонение), для двухмоторных -0,217( 0,0279) Л.с./даН, для всех данных на рис. 3.1 взлетная энерговооруженность составляет 0,177( 0,0364) л.с./даН. [c.36] Пример. Для легкого одномоторного самолета со взлетным весом 867 даН определить взлетную мощность двигателя и взлетную энерговооруженность самолета. [c.38] В разделе 3.5 описан подход к выбору Л/о совместно с выбором. механизации крыла самолета и Ро. [c.38] Для оцределения в первом приближении величины взлетной удельной нагрузки на крыло предлагается статистический метод. [c.38] На рис. 3.3 представлены статистические данные о площади крыла легкого самолета в зависимости от его взлетного веса. [c.38] Пример. Определить площадь крыла и взлетную удельную нагрузку на крыло легкого одномоторного самолета, имеющего взлетный вес 867 даН. [c.39] Статистические данные о взлетной удельной нагрузке на крьшо Ро в зависимости от взлетного веса легкого самолета приведены рис. 3.4. [c.39] Пример. Для легкого одномоторного самолета, имеющего взлетный вес 867 даН, определить взлетную удельную нагрузку на крьшо и площадь крыла. [c.40] При выборе удельной нагрузки на крыло при взлете (или площади крьша) недостаточно исходить только из статистической величины, вьгаис-ленной по приведенным формулам. Следует читывать и другие условия, принимая во внимание взлетные и посадочные требования, требования к скороподъемности легких самолетов и т.д. Соответствующий подход описан далее. [c.40] Вернуться к основной статье