Шасси ПЛА выполнено по трёх опорной схеме с двумя основными и одной носовой опорами. Основная опора состоит из двух стоек, на каждой из которых установлены четыре колеса. Передняя опора состоит из стойки, на которой установлено четыре колеса. Передняя стойка управляема.

На ПЛА планируется установка дополнительного топливного бака над фюзеляжем. Это даст прирост лобового сопротивления, которое необходимо учесть и просчитать.

Произведём расчёт коэффициента лобового сопротивления изолированного топливного бака.

Схо б=Сх тр+Сх дав

Примем Сх дав=0 , так как ПЛА планируется дозвуковым.

Схо б=Сх тр=СFH*Км*Кλ*Sпов/Sм б

Подсчитаем прирост лобового сопротивления самолёта за счёт установки дополнительного сопротивления :

ΔСх б= Схо б* Sм б/S= CFH*Kм*Кλ*Sпов/S;

Км и Кλ снимем с графиков:

Км=0,98 Кλ=1,1

Sпов= πdбlб ;

CFH=0,455/(lg Re)^2,58 , для 10^6<Re<10^9, где Re=Vlб/n

Где V-скорость обтекания бака

n-вязкость воздуха на высоте

Re=225*27/0,000035=1,7*10^8

CFH=0,455/(lg 1,7*10^8)^2,58=0,001977

Cx0=k(Cx0+DCxб)=1,1(0,02+0,001977*0,98*1,1*3,14*27*dб/300)= 0,022+0,00066dб

При первом подсчёте xт будем считать, что лобовое сопротивление увеличивается на 15…20%, то есть Сх0=0,023.

2.3. Обоснование выбора силовой установки.

В качестве силовой установки для ПЛА возьмём двигатель типа ПС-90, так как он имеет малый относительный расход топлива, малый удельный вес, относительно большую тягу, а так же двигатель позволяет использовать сжиженный природный газ в качестве топлива.

Сравним характеристики двигателя ПС-90 с двигателями аналогичного типа.

2.4. Определение массы ПЛА.

Определение массы ПЛА осуществляется с помощью уравнения существования Болховитинова. Взлётная масса ПЛА определяется как: m0=mэовн/(1-Σξi), где mэовн=64480 кг, ξi-относительная масса i-ого элемента ЛА.

Так как установкой дополнительного топливного бака мы вносим дополнительное сопротивление, необходимо провести ряд итераций для подсчёта относительной массы топлива.

1. Относительная масса топлива.

Определяется по формуле: ξт=кг[(1-exp(-gLгпСуд/КV))β+Δξт внсп]

Где кг=1,07 коэффициент учитывающий гарантийный запас топлива,

.β=0,96 коэффициен учитывающий облегчение самолёта

Δξт внсп=0,05 относительная масса топлива на взлёт, посадку, набор высоты, снижение.

2. Относительная масса планера.

Она расчитывается как: ξпл=ξф+ξкр+ξоп+ξш+ξб , где

-ξф- относительная масса фюзеляжа

-ξкр- относительная масса крыла

-ξоп- относительная масса оперения

-ξш- относительная масса шасси

-ξб- относительная масса устанавливаемого бака

1)относительная масса фюзеляжа

2).относительная масса крыла

3).относительная масса оперения

ξоп=кξкр, где к=mon/mkp=0,185 доля оперения.

4)относительная масса бака

ξб=mб/mo, mб=bбSб , bб=10 кг/м² масса 1 м² бака;

Sб- площадь поверхности бака.

3.Относительная масса силовой установки.

.ξcy=кдвγдвμg+ξтс

кдв=1,37 учитывает превышение массы СУ над массой ГТД;

γдв=0,02 относительная масса двигателя;

ξтс=0,03ξб

4.Потребная тяговооружённость из условия разбега с ГВПП:

μ=

5.Потребная тяговооружённость из условия крейсерского полёта:

μ=

6.Относительная масса систем

ξс=0,045

Ограничения:

Подсчёт ограничений приведен ниже.

Окончательный расчёт mo приведён в таблице [ ].

Получив объём топливного бакаV=240 м³ находим его диаметр, который получается равным 3,3 м.

2.5 Определение геометрических размеров ПЛА.

1) Крыло:

Sкр=mog/Po=350 м²

lкр=(λкрSкр)^½=54,5 м

Корневая хорда крыла bo=2ηкрlкр/λкр(ηкр+1)=9,6 м

Концевая хорда крыла bk=bo/ηkp=3,2 м

САХ крыла: ba=2bo(1+η+η²)/3(1+η)η=6,9 м

2) Вертикальное оперение:

С=13% λ=1,05 χ=38˚ η=1,4

SBO=SkpSBO=58,1 м²

lBO=(λS)^½=7,8 м

bo BO=2ηl/λ(η+1)=8,6 м

bk=bo/η=6,2 м

3)Горизонтальное оперение:

χ¼=30˚ c=11% λ=4,8 η=2,8 Sго=0,21

Sго=SkpSго=73,5 м²

lго=(λS)^½=18,8 м

bo го=2ηгоlго/λго(ηго+1)=5,6 м

bk го = bo го/ηго=2,23 м

4)Фюзеляж:

λф=9

dф=1,52(mн)^1/3=5,8 м

mн-масса нагрузки в тоннах

lф=λфdф=52,2 м

5)Геометрические размеры двигателей

3. Разработка конструктивно силовой схемы ПЛА.

3.1. Фюзеляж

Силовая схема фюзеляжа включает продольный и поперечный набор и обшивку. В продольный набор входят: стрингеры; балки в районе ниши передней и основных опор; крепления центроплана, грузового люка. В поперечный набор входят: типовые и силовые шпангоуты. Cиловые шпангоуты включают: первый стеночный, два для восприятия нагрузок от носовой опоры, два стыковочных шпангоута, три шпангоута для крепления центроплана, четыре для восприятия нагрузок от основных опор, три для крепления киля, стеночный шпангоут хвостовой части фюзеляжа.

3.2. Крыло

Крыло ПЛА моноблочной конструкции и состоит из кессонов центроплана, двух кессонов средней части крыла(СЧК), и двух кессонов отъёмной части крыла (ОЧК).

Центроплан состоит из продольного и поперечного силового набора. Продольный силовой набор состоит из: трёх лонжеронов. Поперечный силовой набор состоит из: силовых и типовых нервюр. Обшивка крыла состоит из фрезерованных панелей. Кессоны СЧК включают продольный и силовой набор, которые включают три лонжерона и силовые и типовые нервюры соответственно. Силовой набор ОЧК включает два лонжерона и типовые и силовые нервюры.