Выбор основных параметров самолета
Нательная сторона полностью покрыта быстровысыхающим ноу-хау слоем методики. Он очень мягкий, комфортный (когда жидкость охлаждается - продолжает поддерживать оптимальную температуру тела). Имеет отличное свойство никогда не прилипать к коже.
По краям подгузника гибкие и эластичные крылышки. Они непромокаемые, очень мягонькие, покрытые тем же ноу-хау быстровысыхающим слоем. Их функция предотвращать протекание, направлять жидкость на впитывающую часть и фиксировать подгузник в непромокаемых трусиках.
Впитывающая часть - посредине подгузника. Ее внутренняя и тыльная сторона сделана из марли. Имеются фиксирующие крылышки для дополнительных впитывающих вставок. Они складываются, превращая подгузник в узкий прямоугольник, легко умещающийся между ножек ребеночка, а в разложенном состоянии делают его очень тонким и быстросохнущим. Размер марлевых подгузников универсальный. Выкройка подгузника сконструирована так, что подгузники можно использовать как подгузник для новорожденных детей, так и для годовалых малышей. Такой марлевый подгузник необходимо использовать вместе с непромокаемыми трусиками, которые одеваются поверх. Прямоугольная форма позволяет также вставлять его в середину непромокашек с кармашком, как впитывающую вставку.
Выбор основных параметров самолета 1. Вычисляется относительная масса расходуемого в полете топлива mt из формулы
Здесь величины Lрасч и Мкрейс определяются заданием, а величины Ккрейс и Сркрейс берутся по статистике. 2. Определяется величина удельной нагрузки на крыло p0 из условий посадки самолета либо по формуле
Либо по формуле
Здесь величины V з.п. или V пос и mp.гр определяются заданием, а величина Суmaxпос берется по статистике в зависимости от системы механизации крыла:
Для слабой: 2,2…2,3 Для сверхзвуковых самолетов нормальной схемы можно принимать 1,3…1,5 и для самолетов безхвостовой 0.7…0.9 3. Определяется величина удельной нагрузки на крыло из условия обеспечения заданной крейсерской скорости полета Vкрейс(Мкрейс), исходя из стандартного выражения p=cyq
Здесь qm=1 берется для скорости, соотв. Числу М=1 на заданной высоте полета. Сукрейс берется по статистике. 4. Для маневренного самолета нагрузка на крыло определяется и с учетом полета на допускаемых коэф. Подъемной силы и эксплуатационной перегрузки
Судоп определяется по срыву обтекания или по тряске или по бафтингу. nyдоп определяется прочностью самолета или физиологическими возможностями летчика. Nудоп и qманер – маневренная перегрузка и скоростой напор на «рабочих» скорости и высоте полета задаются обычно в ТТТ(Технико-технологические требования) к маневренному самолету. 5. Производится выбор величины удельной нагрузки на крыло:
6. Определяется тяговооруженность самолета из условия набора высоты при одном отказавшем двигателе по формуле
Где tg0 задается НЛГС-2 для соответствующего числа двигателей. Кнаб борется по статистике. 7. Определяется тяговооруженность самолета из условия обеспечения горизонтального полета, исходя из того, что в горизонтальном полете P=1/K. H>или равно 11000м
H<11000м
8. Определяется тяговооруженность самолета из условия обеспечения заданной длины разбега самолета при взлете lразб
Здесь Cymax вид берутся по статистике
9. Тяговооруженность маневренных самолетов должна определяться с учетом доп. Условий: А) из условия заданной скороподъемности
Где Vy- заданная вертикальная скорость, V- заданная или наивыгоднейшая скорость полета.
Б) из условия заданной максимальной скорости полета на заданной высоте
В) из условия полета с заданной установившейся эксплуатационной перезугркой при заданных V и H
Производится выбор тяговооруженности самолета Po
11. Определяются относительные массы конструкции самолета, силовой установки и оборудоания управления в первом приблежении по стат. Данным. 12. В зависимости от заданной массы целевой нагрузки и массы служебной нагрузки определяется величина взлетной массы самолета в первом приближении
13. Зная выбранные величины po и Po и вычисленную величину mo получим основные абсолютные параметры самолета Площадь крыла Взлетная тяга двигателей Таким образом заканчивается первая итерация выбора основных параметров самолета. После выбора схемы самолета и выбора основных характерных параметров агрегатов самолета произв. Расчет массы самолета.
|
