1.7 Определение геометрических параметров самолета.

Площадь крыла определяем из соотношения

,

где g=9.8 м/с, Р0 - удельная нагрузка на крыло при взлете, ( которую определяем по статистическим данным, Р = 732).

Размах крыла

=51.61м.

Корневую b0 и концевую bк хорды определяем исходя из значений

S=370.043, =4, =51.61м:

b0 ==м ;

bк =м.

Среднюю аэродинамическую хорду крыла (САХ) вычисляем по формуле:

bА = м;

координаты САХ по размаху крыла определяем соотношением :

м;

координаты носка САХ по оси ОХ:

=4.81м,

где - угол стреловидности по передней кромке крыла.

Аналогично определяем параметры горизонтального и вертикального оперения:

Площадь горизонтального оперения(ГО):

Sг.о.=Sг.о Sкр.=0.21 370.043=79,26.

Длина ГО:

м

Корневая и концевая хорды:

b0 ==м ;

bк =м.

Средняя аэродинамическая хорда:

bА = м;

координаты САХ по размаху горизонтального оперения определяем соотношением :

м;

координаты носка САХ по оси ОХ:

м,

где - угол стреловидности по передней.

Площадь вертикального оперения (ВО):

Sв.о.=Sв.о Sкр.=0.335 370.043=124.

Длина ВО:

м10м.

Корневая и концевая хорды:

b0 ==м ; bк =м.

Определяем размеры фюзеляжа:

=7.8 6.8=53.04м;

1.6 6.8= 10.88м;

2.5 6.8=17м.

1.8 Определяем параметры шасси

Базу шасси выбираем из условия хороших эксплуатационных качеств самолета. b=(0.3…0.4)Lф b=16,500м.

Вынос передней опоры и основных стоек определяем таким образом, чтобы при стоянке самолета нагрузка на нее составляла 6-12% от массы самолета. Тогда е = 1.150 м.

Высота шасси определяется из условия обеспечения минимального зазора 200-250 мм между поверхностью ВПП и конструкцией самолета при посадке с креном 4. В данном случае это условие выполняется, так как у самолета с верхним расположением крыла (при посадке с креном 16,47 ) зазор между поверхностью ВПП и конструкцией самолета составляет величину больше 250мм. Колея B должна предотвращать возможность опрокидывания самолета при посадке с креном и движении по аэродрому.

B= 7200м. Угол касания хвостовой части должен обеспечить хорошие углы атаки =11,30. Так как главная опора состоит из пяти стоек, то действительный угол касания хвостовой части при взлете/посадке будет меньше.

Это происходит из-за того, что при увеличении угла атаки самолета результирующая реакция основной опоры смещается в сторону касающихся земли колес. Это затруднит взлет, зато это явление уменьшает возможность грубой посадки и при этом будет способствовать плавному нагружению стоек.