По данной схеме выбирается прототип самолёта, для которого проводим разбивку общего объёма фюзеляжа с определением пассажирских салонов (с уточнением класса салона), а также вспомогательных и служебных отсеков, включая кабину экипажа, кресла отдыха бортпроводников, буфет, багажные отделения, туалеты и т.д. Прототипом для данной схемы самолёта был выбран самолёт Ан-72, так как он наиболее соответствует заданию курсовой работы. У этого самолёта наиболее близкие лётно-технические характеристики из всех рассмотренных вариантов.

Проведём компоновку пассажирского салона разрабатываемого самолёта. Потребная длина салона определяется по формуле (1.1):

(1.1)

где - минимальное расстояние от плоскости передней перегородки кабины до верха спинки сидений первого ряда при их нормальном положении (угол наклона 15 - 18°), ;

- число рядов кресел, ;

- расстояние или шаг между рядами сидений, ;

- минимальное расстояние от плоскости задней перегородки до спинки сидения заднего ряда, .

Тогда получим: .

Салон имеет посадочную форму 2+2, следовательно, 24 пассажиров.

Данный самолёт имеет салоны 3-го класса. Для таких салонов количество бортпроводников определяется из расчёта один бортпроводник на 25 - 30 пассажиров, следовательно, нужен 1 бортпроводник. Сиденье бортпроводника откидное с привязным ремнём.

Для самолёта однотипной компоновки пассажирской кабины и с числом пассажиров 30 делается одна кухня.

Площадь кухни определяется по формуле (1.2):

; (1.2)

где - число пассажиров, .

Получаем: .

Количество туалетных помещений зависит от числа пассажиров и продолжительности полёта. При продолжительности полёта более 4-х часов - один туалет на 30 пассажиров при их числе менее 120. Для данного самолёта необходимо одно туалетное помещение.

Площадь пола помещения для гардероба определяется по формуле (1.3):

; (1.3)

где - число пассажиров,

Тогда получим: .

Багажный отсек находится в хвостовой части фюзеляжа. Объём выбирается так, чтобы в нём можно было перевозить багаж из расчёта 20 кг на каждого пассажира при удельном весе багажа 120 кг/м³. Необходимый объём багажных помещений определяется по формуле (1.4):

; (1.4)

где - число пассажиров,

Получаем: .

Экипаж самолёта состоит из двух пилотов, одного бортинженера и одного бортпроводника.

В объёмах крыла размещаем максимально возможное количество топлива на 70 - 75% консольной части крыла, начиная от второй нервюры. Общий объём топливных баков будет равен:

, (1.5)

где: - объёмы соответствующих топливных баков, расположенных в крыле.

- объём топливного бака, расположенного в фюзеляже.

Выбираем профиль крыла NACA 2312.

В крыле топливные баки располагаются следующим образом - от передней кромки крыла откладываются два размера 0,15b и 0,75b (b - хорда крыла в указанном сечении). Эти размеры предполагают, что на указанном расстоянии от передней кромки крыла проходят лонжероны, которые в свою очередь ограничивают топливные баки спереди и сзади. С краёв баки ограничиваются нервюрами.

Определим объём каждого топливного бака по формуле (1.6):

; (1.6)

где - высота призмы (Приложение А), ;

- площадь трапеции в сечении нервюры №2, ;

- площадь трапеции в сечении нервюры №11, ;

Получим: .

Объём топливного бака определяется по формуле (1.7), аналогичной формуле (1.6):

 (1.7)

где - высота призмы (Приложение А), ;

- площадь трапеции в сечении нервюры, ;

- площадь трапеции в сечении нервюры, ;

Отсюда получаем: .

Объём топливного бака определяется по формуле (1.8):

(1.8)

где a - ширина топливного бака, расположенного в фюзеляже, м;

b - длина топливного бака, м;

h - толщина топливного бака, м.

Тогда получим:

Таким образом: .

Плотность авиационного керосина составляет 850 кг/м³. Зная общий объём топливных баков и плотность топлива, мы можем найти необходимую массу топлива по формуле (1.9):

(1.9)

где - плотность авиационного керосина, ;

- общий объём топливных баков самолёта, .

Отсюда находим массу топлива: .

2. Дальность полёта

После размещения топливных баков в крыле и фюзеляже самолёта необходимо определить дальность полёта самолёта. Она должна быть примерно одинаковой по сравнению с прототипом.

Дальность полёта (км) определяется по формуле (2.1):

; (2.1)

где - аэродинамическое качество на крейсерском режиме полёта;

- суммарный расход топлива всех двигателей самолёта, ;

- крейсерская скорость полёта на высоте Н, км/ч;

- относительная масса топлива без аэронавигационного запаса , определяется по формуле (2.2):

; (2.2)

Аэродинамическое качество рассчитывается для высоты Н по формуле (2.3):

; (2.3)

где - коэффициент подъёмной силы самолёта для высоты Н;

- коэффициент лобового сопротивления, .

Здесь коэффициент находится по формуле (2.4):

; (2.4)

где - плотность воздуха на высоте Н=7000 м, ;

- площадь крыла, ;

- подъёмная сила самолёта, определяется по формуле:

.

Отсюда находим коэффициент , выразив его из формулы (2.4), получим:

.

Теперь определим величину коэффициента по формуле (2.3):

.

Определим относительную массу топлива без аэронавигационного запаса по формуле (2.2):

.

Определив все необходимые величины, вычислим дальность полёта по формуле (2.1):

.

3. Центровка самолёта

По статистике, с учётом известного взлётного веса самолёта , определяем веса основных его агрегатов: крыла, фюзеляжа, вертикального и горизонтального оперения, шасси, двигателей, экипажа, пассажиров, гардеробов, кресел пассажиров и экипажа.

Вес оборудования в носовой части фюзеляжа примем равным 150 кг.

Вес экипажа определяется по формуле (3.1):

; (3.1)

где - количество членов экипажа, ;

.

Вес бортпроводника:

Вес кресел экипажа определяется по формуле (3.2):

; (3.2)

где - количество кресел экипажа, ;

.

Вес носовой стойки шасси определяется по формуле (3.3):

; (3.3)

где - взлётный вес самолёта, .

.

Вес пассажиров определяется по формуле (3.4):

(3.4)

.

Вес кресел пассажиров в салоне определяется по формуле (3.5):

(3.5)

где - количество кресел пассажиров, ;

.

Вес кухни определяется по формуле (3.6):

(3.6)

где - масса кухни с оборудованием на одного пассажира, ;

- масса съёмного оборудования на одного пассажира, .

- масса продуктов питания на одного пассажира, .

Отсюда находим:

Вес фюзеляжа определяется по формуле (3.7):

; (3.7)

.

Вес топливных баков:

Вес крыла самолёта определяется по формуле (3.8):

; (3.8)

.

Вес основной стойки шасси:

.

Вес багажа определяется по формуле (3.9):

(3.9)

где - максимальная масса багажа одного пассажира, ;

- максимальное количество пассажиров, .

Отсюда находим:

.

Вес 2-х силовых установок определяется по формуле (3.10):

; (3.10)

.

Вес вертикального оперения определяется по формуле (3.11):

; (3.11)

.

Вес горизонтального оперения определяется по формуле (3.12):

; (3.12)

.

После определения весов всех агрегатов нужно найти координату центра тяжести каждого из них на чертеже (Приложение Б). Для этого введём систему координат, у которой ось 0Х направлена от носа самолёта к его хвосту и лежит на земле, а ось 0Y направлена вертикально вверх.

То есть при такой системе координат самая передняя точка самолёта, находящаяся на носовом обтекателе, будет иметь координаты (0; Y). Введя систему координат, измерим координаты центров тяжести каждого агрегата, для которого была определена масса. Результаты нахождения весов агрегатов и координат центров тяжести каждого из них для наглядности занесём в таблицу 1.

Таблица 1. Веса основных агрегатов самолёта и их координаты

3.1 Расчёт центровки в снаряжённом состоянии