1. ПРОЕКТИРОВАНИЕ САМОЛЕТА.

1.1. Определение потребности в самолете и цели ее создания.
Необходимо разработать самолет-амфибию класса ультралайт до 115 кг, для удовлетворения потребности населения в быстрой и дешевой доставке людей и грузов по воздуху.
1.2. НИР.
Создание такого самолета при современной системе материаловедения и проектирования возможно.
1.3. ТЗ.

Вес самолета 100 кг. Запас по весу-15 кг.
Обязательное наличие БПС. (Безопасная парашютная система)-20 кг. Выше 115.кг.
Два двигателя: 350 мл. , 34 л.с.х2=64 л.с. по 12 кг х2 =24 кг. Авиамех..
Вес крыла. 15 кг.х2=30 кг. Материал металл и пластик два (варианта).
Фюзеляж 10 кг.
Оперение 5 кг
Поплавки 10х2=20 кг.
Авионика 2 кг.
Сиденья 2х2=4 кг.
Управление 2х2=4 кг.
Бак 1 кг.
Винт 2х1.5кг=3.
Итого пустой 103.кг.
Полный вес.300-350.
Вес пустого самолета 114,62
Вес самолета с нагрузкой. 350,00
Вес БПС 20,00
Топливо 18,00
Два двигателя авиамех 350 с навесным. 19,75 2 39,50
Винт 1,50 2 3,00
Вес крыла металл 12,00 2 24,00
вес крыла композит 12,00 2 24
Фюзеляж 10,00
Оперение с хвостом 5,00
Поплавки 5,00 2 10,00
Шасси 2,50 4 10,00
Авионика 2,00
Сиденья 2,00 2 4,00
Управление 2,00 2 4,00
Бак 1,00
аккумулятор 1,12
Моторама 0.5 2 1,00

итого пустой 114,62

1.4. Формулировка идей и концепций.
На основе фюзеляжа из титановых труб сверху устанавливаются крылья и снизу поплавки. Сечение фюзеляжа в виде равностороннего треугольника, усиленный распорками. Крыло по профилю GA(W)-1.
1.5. Анализ.
1.5.1. Допустимое состояние и Достигнутое состояние.
1.5.2. Сравнение.
1.5.3. Обычная конфигурация и Окончательная конфигурация.
1.5.4. Новая конфигурация.
1.6. Техническое предложение.
1.7. Моделирование (физическое и математическое)
1.8. Эскизный проект. Макет.
1.9. Технический (рабочий) проект.
1.10. Производство.
1.11. Испытания.
1.12. Эксплуатация.
2. Расчет массы самолета.
2.1. Расчет взлетной массы самолета в первом приближении
Уравнение баланса массы самолета.
1=/мкон+/мобу+/мт+(1/м0)(мсу+мцн+мсл)
/мкон –относительная масса конструкции=104/350=0,29
/мобу –относительная масса оборудования и управления=0,03
/мт- относительная масса топлива =17/350=0,051
мсу-масса силовой установки=14*2=28 (известно)
мсл –масса служебной нагрузки=200 (задается), хотя принимается 2*85=170 по учебнику.
2.2. Расчет взлетной массы самолета во втором приближении.
2.2.1. Масса конструкции.
Мкон=мкр+мф+моп+мш
Мкр- масса крыла=0,1мо по учебнику 30-35 кг, по ТЗ-30
Мф-масса фюзеляжа по ТЗ 10 кг.
Мо-масса оперения по ТЗ 5 кг.
Мш-масса шасси (поплавков с шасси) по ТЗ -20кг

3. Компоновка и центровка.

3.1. Длина фюзеляжа.

Дф=дн.ч+дхв.ч+дср.ч
Дн.ч=1м длина носовой части
Дхв.ч=4.5 хвостовой части
Дср.ч=2 средней части

3.2. Длина кабины.

Дср.ч=1+[(нпас/м)-1]дшк+дл=2
Нпас-число пассажиров=2
М-число пассажиров в ряду=1
Дшк- шаг кресел =1
Дл=0 туалет и багажник.

3.3. Центровка. Будет позже.

4. Расчет поляра самолета.

4.1. Лобовое сопротивление самолета.
Ха=ха0+хаi

Откуда получаем безразмерный коэффициент лобового сопротивления:

Сха=Сха0+Cхаi=Сха0=АС2ia
Cxa0-коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе.
А-коэффициент отвала поляры.
Cxai-коэффициент индуктивного сопротивления, зависящий от подъемной силы.

4.2. Коэффициент сопротивления крыла.

Минимальный коэффициент сопротивления.

Cxakp=Cxap+СУММ(ДельтаСxa)

Cxap-коэффициент профильного сопротивления.
Сумм(ДельтаCxa)-сумма коэффициентов дополнительных сопротивлениий.


5. Расчет поплавков.

По книге Самсонова. Проектирование и конструкции гидросамолетов. 11 . Постановка самолета на поплавки.

5.1. Проектирование нового поплавкового самолета.
1. Выбор схемы-моноплан.
2. Весовая компоновка всего самолета с поплавками.
3. Выбор размеров крыла.
4. Выбор основных размеров самолета.
5. Эскиз общего вида.
6. Размещение грузов и предварительная центровка.

Размеры поплавка.

А. Положение редана по длине
Б. Положение ц.т. самолета по отношению к редану.

Д. Форма носа.

А. 38-42.5 % от длины Lr=(038-0.425)L=(1.52-1.7)

Б. Положение ц.т. от носа поплавка Lo=0,48*4=1.92. Запас плавучести-100%

В. Углы.

Продольной килеватости. Альфа=5о
бетта=5о
Подьем килевой линии Гамма=1.5о
Скула при выходе из воды Дельта=11.30о
Начальный диферент Кси=1.5о

Высота редана 1/13 от ширины B

Расчетов как таковых нет. Определяются эмпирически. В некоторых пределах.

Поплавок по Рис. 122.
Передняя часть до редана вычерчивается по лекалу Рис.123
Лекало на Рис.124

Полное водоизмещение поплавка 350 кг.
Длина 3.85м.
Ширина 475 мм
Высота 415 мм
Обьем поплавка 3.33*В=3.33*4=357 литров

Теперь это нужно перенести на нашу болванку.
Фюзеляж.

Высота крыльев над поплавком определяется винтом.
Минимальное расстояние от винта до воды принимается 0.6 м.
Диаметр винта 1.5 м. Значит 1.5/2= 0.75+0.6=1.3 м. Но это мало, для размещения человека. Примем 1.5 м. Т.к фюзеляж в сечении –равносторонний треугольник, то расстояние между поплавками 1.5 м. Длина кабины 2 м. Нос – 1.5-1.8 в зависимости от центровки самолета. Следующей работой будет эскиз фюзеляжа. Поставим параллельными верхнюю и нижние трубы фюзеляжа. Угол крыла ставим в зависимости от механизации крыла.