Используя статистические данные, вычисляем:
масса экипажа mэк=80· nэк=80·4=320 [кг];
масса коммерческой нагрузки mгр=120· nпас=120·15=1800 [кг];
относительная масса топлива 
, где L-дальность полета, L=3000[м],
V-скорость полета, V=870[км/ч],
a=0.05, b=0.06, тогда 
;
относительная масса конструкции 
;
относительная масса силовой установки 
;
относительная масса оборудования
.
Взлетная масса самолета в нулевом приближении определяется по формуле:
[кг].
Определяем массу конструкции самолета: 
[кг].
Масса крыла 
[кг].
Масса фюзеляжа
[кг].
Масса оперения
[кг].
Масса шасси
[кг].
Масса топлива
[кг].
Все значения масс заносим в таблицу 4.
Таблица 4. Значение масс агрегатов самолета
|
m0, кг |
mгр, кг |
mэк, кг |
mк, кг |
mкр, кг |
mф, кг |
mоп, кг |
mш, кг |
mт, кг |
mсу, кг |
mдв, кг |
|
11459 |
1800 |
320 |
3437 |
1351 |
1227 |
227 |
632 |
3151 |
1375 |
768 |
Из статистических данных определяем тяговооруженность самолета данного класса: t0 =0.3[даН/даН].
Тогда потребная тяга будет равняться Р0=t0m0g=0.3 ·11459·9.81=3368.9[даН].
Так как данный самолет является самолетом I-го класса и он должен обеспечивать безопасный взлет и продолжение полета в случае отказа одного из двигателей, было решено установить два двигателя с потребной стартовой тягой Р0=1633[даН]. Для проектируемого самолета я выбрала двигатель ТРДД CFJ 801-116 (рис.6).
Рис.6. Двигатель ТРДД CFJ 801-116
Этот двигатель имеет следующие параметры:
потребная стартовая тяга Р0=1633[даН];
удельный расход топлива на взлете Ср взл=0,633[кг/даН·ч];
удельный вес gдв=0,2[кг/даН];
степень повышения давления p=11.7;
диаметр двигателя Dдв=533[мм];
масса двигателя mдв=325[кг];
степень двухконтурности m=0.9.