Компоновка и расчет параметров основных структурных единиц самолета

Компоновка и расчет параметров основных структурных единиц самолета

1. Техническое описание самолета

Фюзеляж

Фюзеляж самолета представляет собой цельнометаллический полумонокок с продольным набором из стрингеров и балок, поперечным набором из шпангоутов и работающей обшивкой с усилениями в зонах вырезов под проемы люков, дверей, остекления и оборудование самолета.

Поперечное сечение мидельной части фюзеляжа - окружность.

Фюзеляж условно разделен по длине на носовую, среднюю и хвостовую части.

В носовой части фюзеляжа расположена кабина экипажа, которая отделена перегородкой от пассажирской кабины. В передней части кабины экипажа расположен фонарь с форточками, в верхней части имеется аварийный люк. Вход в кабину экипажа осуществляется из пассажирской кабины. Под полом кабины экипажа расположен технический отсек, в котором имеются ниша передней опоры шасси, закрываемая створками.

Остекленение фонаря кабины экипажа обеспечивает достаточный обзор пилотам в полете. Лобовые стекла, и их крепление выдерживают нормируемый удар птицы.

В средней, частично в носовой и хвостовой частях фюзеляжа расположена пассажирская кабина. В настиле пола имеются два люка для доступа в подпольное пространство.

В средней части фюзеляжа расположен центральный силовой отсек, включающий зону стыковки центроплана крыла с фюзеляжем.

Тут предусматривается 4 двери (входные и аварийные).

Двери открываются наружу в направлении полета, как в ручную, так и дистанционно.

Окна, расположенные на боковых дверях, всех боковых люках и на обоих бортах фюзеляжа, обеспечивают освещение дневным светом и обзор из грузовой кабины.

По силовым шпангоутам осуществляется стыковка к фюзеляжу киля.

Боковые двери имеют электрогидравлические системы управления. На самолете имеются электронная система индикации о положении боковых дверей, а также предупреждающая пилотов сигнализация о незакрытом положении всех наружных дверей и люков, отображаемая на ЭСИ.

В конструкции всех наружных боковых дверей и люков, предусмотрены средства для исключения их самопроизвольного открытия в полете, а также заклинивания дверей и люков в случае аварийной посадки или разрушения дверей при приводнении самолета.

Устройства открытия боковых дверей и люков, а также аварийного люка выполнены просто, имеют маркировку о способе их открытия и не требуют приложения чрезмерных усилий для открытия их вручную.

На фюзеляже обеспечена защита конструкции от снижения или потери прочности при воздействии окружающей среды во всех ожидаемых условиях эксплуатации, а также имеются вентиляция и дренаж во всех отсеках.

Крыло

Проектируемый самолет выполнен по схеме низкоплан. С точки зрения компоновки низкоплан имеет более высокое расположение нижнего обвода фюзеляжа над поверхностью земли. Это усложняет процесс выгрузки-загрузки грузов, багажа, а также посадку-высадку пассажиров. Необходимость сохранения более высокого положения фюзеляжа связана в самолетах схемы «низкоплан» с обеспечением условия некасания концом крыла при посадке с креном, поверхности ВПП, а также с обеспечением безопасной работы СУ при размещении двигателей на крыле.

Схему низкоплан чаще всего используют для пассажирских самолетов, потому что она обеспечивает большую, по сравнению с другими вариантами, безопасность при аварийной посадке на грунт и воду. При посадке на грунт с убранным шасси крыло воспринимает энергию удара, защищая пассажирскую кабину. При посадке на воду самолет погружается в воду по крыло, что придает фюзеляжу дополнительную плавучесть и упрощает организацию работ, связанных с эвакуацией пассажиров.

Важным преимуществом схемы низкоплан является наименьшая масса конструкции, потому что основные опоры шасси чаще всего связаны с крылом и их габариты и масса меньше, чем в высокоплана.

Схема низкоплан включает:

-        несущий кессон;

-        узлы стыковки с фюзеляжем;

         узлы стыковки с консолями.

В состав каждой консольной части входят:

-        средняя часть крыла (СЧК);

-        отъемная часть крыла (ОЧК);

         несъемный носовой отсек;

         несъемный хвостовой отсек;

-        законцовка крыла;

Кессон крыла - двухлонжеронной конструкции, выполнен из высокопрочного алюминиевого сплава.

·   фитинги стыковки с фюзеляжем;

·   узлы стыковки низкоплана с СЧК;

·   кронштейны навески двигательных установок;

·   узлы стыковки СЧК с ОЧК;

·   узлы навески закрылков;

·   узлы навески предкрылков;

·   узлы навески отклоняемых носков;

·   узлы навески интерцепторов;

·   узлы навески элеронов;

·   кронштейны навески законцовок.

Кессон низкоплана является встроенным топливным боком. Крепеж, соединяющий компоненты конструкции, обеспечивает герметичность. Система уплотнительных крышек смотровых люков-лазов выполнена легкозаменяемой и не требует дополнительного применения герметика.

В состав средней части крыла входят:

·   силовые кессоны;

·   несъемные носовые отсеки;

·   несъемные хвостовые отсеки.

Силовой кессон включает:

·   передний и задний лонжероны;

- верхние и нижних панелей монолитной конструкции;

·   типовые, силовые и герметичные нервюры балочной конструкции;

·   кронштейны навески силовых установок;

·   узлы навески подвижных поверхностей;

- узлы стыковки с низкопланом и ОЧК.

В состав конструкции низкоплана входят:

·   верхние и нижние панели монолитной конструкции, состоящие из
набора элементов;

·   передний и задний лонжероны;

·   нервюры балочной конструкции;

·   фитинги стыковки с фюзеляжем;

·   узлы стыковки с СЧК.

Доступ внутрь кессона СЧК осуществляется через верхние съемные панели. Для обслуживания агрегатов топливной системы на верхних панелях баков-кессонов выполнены люки-лазы и люки.

В состав каждой съемной части крыла входят:

· несущий силовой кессон;

· несъемный носовой отсек;

· несъемный хвостовой отсек;

· съемная законцовка.

Силовой кессон включает:

· передний и задний лонжероны;

· три верхние и три нижние панели монолитной конструкции;

· типовые, силовые и герметичные нервюры;

· узлы навески элеронов;

· кронштейны навески законцовки.

В состав носового отсека входят:

         конструкция несъемной носовой части;

-        конструкция отклоняемого носк

-        конструкция управляемых предкрылков.

Конструкция несъемных носовых частей выполнена исключающей скопление влаги и имеет соответствующие дренажные отверстия.

Щели между предкрылками и носовой частью загерметизированы.

Конструкция секции предкрылка и отклоняемого носка - сборно-клепаная.

Носовая часть крыла - сборной конструкции, состоит из панелей трехслойной конструкции с применением ПКМ и продольных балок.

В состав хвостового отсека крыла входят:

· хвостовая часть крыла;

· закрылки;

· элероны;

· интерцепторы.

Хвостовая часть крыла состоит из верхних и нижних панелей трехслойной конструкции с применением ПКМ.

Закрылки - раздвижные, двухщелевые. Секция закрылка включает в себя основное и хвостовое звенья.

Элероны выполнены в виде сборной конструкции с применением ПКМ.

Интерцепторы выполнены из ПКМ.

На крыле обеспечена защита конструкции от снижения или потери прочности при воздействии окружающей среды во всех ожидаемых условиях эксплуатации, а также имеются вентиляция и дренаж во всех отсеках.

Оперение

Оперение самолета выполнено свободнонесущим, в классической схеме с одним центрально расположенным килем.

Стабилизатор изготовлен преимущественно из композиционных материалов (КМ) и состоит из:

         цельноформованного каркаса из КМ с внешними трехслойными панелями;

         носовой и хвостовой частей;

         законцовки;

         металлического предстабилизатора сборно-клепаной конструкции с ЭТ ПОС.

Руль высоты (РВ) выполнен двухзвенным, двухсекционным и изготовлен преимущественно из КМ. По узлам навески РВ имеются съемные крышки для осмотра конструкции, ремонта и обслуживания, а также замены всех механических деталей.

Киль выполнен преимущественно из композиционных материалов и состоит из:

·   цельноформованного каркаса их КМ с внешними трехслойными панелями;

·   носовой части;

·   хвостовой части;

·   обтекателя оборудования.

Стык киля с фюзеляжем производится посредством фитингов, которые изготавливаются путем механообработки штамповок из алюминиевого сплава.

Руль направления (РН) выполнен двухзвенным, трехсекционным (нижняя, верхняя и средняя секции) и изготовлен преимущественно из КМ. По узлам навески РН выполнены съемные крышки для осмотра конструкции, ремонта и обслуживания, а также замены всех механических деталей.

На оперении обеспечена защита конструкции от снижения или потери прочности при воздействии окружающей среды во всех ожидаемых условиях эксплуатации, а также имеются вентиляция и дренаж во всех отсеках.

Шасси

Проектируемый самолет имеет трехопорную схему шасси с носовой опорой. Такая схема шасси обеспечивает самолету высокую устойчивость на разбеге и пробеге, хорошую управляемость при движении по земле и эффективное торможение колес из-за отсутствия капотирования. Самолеты, на которых реализуют такую схему шасси, имеют горизонтальное положение продольной оси, как на стоянке, так и при движении по аэродрому, поэтому для пилотов улучшается обзор из кабины экипажа и повышается комфорт для пассажиров.

Шасси самолета состоит из двух основных (две на крылах) и одной передней опоры.

Каждая основная опора состоит из амортстоек, на которых установлены по четыре колеса с гидравлическими дисковыми тормозами и системой охлаждения колес.

Основные опоры убираются в отсеки обтекателя в направлении плоскости симметрии самолета. При уборке колеса основных опор автоматически подтормаживаются.

Носовая опора состоит из управляемой амортстойки с двумя нетормозными колесами. Передняя опора убирается в передний отсек шасси фюзеляжа.

Шасси самолета оборудовано системами:

· уборки и выпуска;

· торможения колес;

· контроля температурных режимов и управления охлаждением колес;

· управления поворотом колес передней опоры;

· уборки и выпуска и удлинения вспомогательной опоры.

Управление самолетом

Система управления самолетом включаем в себя систему штурвального управления (СШУ) и систему управления механизацией крыла (СУМК).

Система штурвального управления.

Система штурвального управления (СШУ) предназначена для управления по тангажу, крену и курсу в ручном и автоматическом (совместно с САУ-Ц) режимах с обеспечением требуемых характеристик устойчивости и управляемости.

Для управления самолетом используются мини-штурвалы и педали без смещения нейтральных положений при триммировании.

Органами управления СШУ являются руль высоты (РВ), элероны, многофункциональные интерцепторы (по три секции на каждом полукрыле) и руль направления (РН). Флаттер внешних секций РВ и РН, не имеющих весовых балансиров, предотвращается удержанием их от колебаний рулевыми приводами СШУ.

СШУ выполняет следующие функции:

· управление секциями РВ и РН, элеронами и интерцепторами;

· загрузку и триммирование усилий на рычагах управления;

· тактильную сигнализацию превышения допустимого угла атаки, угла крена и боковой перегрузки.

Система управления механизацией крыла.

Система управления механизацией крыла включает в себя:

· систему управления закрылками;

· систему управления предкрылками;

· систему управления отклоняемыми носками стабилизатора;

· систему управления интерцепторами.

Система управления закрылками работает в следующих режимах:

· ручном;

· резервном.

В ручном режиме обеспечиваются выпуск и уборка закрылков до положения, заданного рукояткой управления закрылками (РУЗ).

В резервном режиме при наличии электроснабжения бортсети переменным током обеспечивается раздельный выпуск и уборка внутренних и концевых закрылков.

Система управления предкрылками обеспечивает управление предкрылками в двух режимах - основном и резервном.

-        выпуск предкрылков;

-        уборку предкрылков.

В резервном режиме система обеспечивает выпуск и уборку предкрылков с помощью нажимного переключателя. Переход на резервный режим управления осуществляется переключателем режима роботы.

Система управления интерцепторами обеспечивает с помощью ЭДСУ работу интерцепторов в трех режимах:

·   режиме интерцепторов-элеронов;

·   глиссадном;

·   тормозном.

В режиме интерцепторов-элеронов обеспечивается автоматическое отклонение интерцепторов на всех режимах полета,

В глиссадном режиме обеспечивается синхронное отклонение всех интерцепторов.

В тормозном режиме на пробеге или при прерванном взлете обеспечивается синхронное отклонение всех интерцепторов на полный угол.

Силовая установка

В состав силовой установки входят:

-        четыре двигательных установки с турбовентиляторными двигателями Аи-20к, установленные на крыле;

         системы управления и контроля двигательных установок;

         вспомогательная силовая установка;

         топливная система;

         система пожарной защиты.

Топливная система

В состав топливной системы входят:

· баки-кессоны;

· система дренажа;

· система заправки и слива топлива;

· система слива отстоя топлива;

· система питания двигателей топливом;

· система управления и контроля работы.

Топливные баки-кессоны образованы герметизированными отсеками конструкции крыла. Баки-кессоны разбиты на четыре группы, по три бака в каждой группе.

Все топлива размещено на самолете в одиннадцати крыльевых баках-кессонах.

Противопожарная система

Пожароопасными отсеками на самолете являются:

· отсеки двигательных установок;

· отсек вспомогательной силовой установки.

Для обнаружения и сигнализации пожара в указанных отсеках на самолете установлена автоматизированная система сигнализации перегрева и пожара.

В систему входят:

· сигнализаторы пожара и перегрева;

· блоки усиления и обработки сигналов;

· блоки коммутации и контроля;

· пульт управления и индикации.

Принцип работы системы сигнализации основан на использовании термоэлектродвижущей сил, возникающей в сигнализаторах при изменении температуры окружающей среды с определенной скоростью. При этом для повышения надежности информации сигналы, выходящие из блоков усиления, логически обрабатываются.

Тушение пожара осуществляется подачей из огнетушителей в отсек, где произошел пожар, через распылительные коллекторы огнегасильного состава. Система пожаротушения состоит из четырех огнетушителей для левой части самолета и четырех огнетушителей для правой, каждый вместимостью по 6 л. на каждом огнетушителе установлены четыре пироголовки, через которые осуществляется распределение по трубопроводам огнегасительного вещества по отсекам. В отсеки двигательных установок и отсек ВСУ, огнетушители включаются в три очереди.

Для тушения пожара в кабинах экипажа и пассажирской установлены ручные переносные огнетушители.

Управление и контроль работы системы пожарной защиты осуществляются с пульта управления и индикации. Информация о возникновении пожара также выводится на индикаторы экранной системы индикации самолета, в бортовую автоматизированную систему контроля.

Гидравлическая система

Гидравлическая система предназначена для питания рабочей жидкостью:

·   приводов системы управления самолетом, предкрылков и управляемых носков стабилизатора;

·   сети уборки и выпуска шасси;

·   сети поворота колес носовой опоры шасси;

·   сети торможения колес;

·   сети управления дверей;

·   сети управления аварийным люком;

·   сети управления люком аварийной разгерметизации.

Система кондиционирования воздуха

Система кондиционирования воздуха (СКВ) предназначена для создания и поддержания в кабинах самолета необходимых условий жизнедеятельности. По функционально-конструктивным признакам СКВ подразделяется на:

·   систему подготовки воздуха;

·   блоки кондиционирования воздуха;

·   систему распределения и регулирования температуры воздуха в кабине экипажа и пассажирской кабине;

·   систему автоматического регулирования давления в гермокабине.

С помощью СКВ осуществляются:

-        отбор воздуха от двигателей, его предварительная подготовка по давлению и температуре и подача воздуха к потребителям;

-        отбор воздуха от ВСУ на земле, при неработающих двигателях для работы СКВ и на запуск двигателей;

         обогрев (охлаждение) кабины экипажа и ее вентиляция, включая обдувы изнутри остекления фонаря кабины;

-        обогрев (охлаждение) грузовой кабины и ее вентиляция;

         наддув гермокабины с целью создания в ней необходимого избыточного давления.

СКВ работоспособна на земле и в полете с отбором воздуха от двигателей, работающих на всех режимах, а на земле - также с отбором воздуха от ВСУ при неработающих двигателях.

Система автоматического регулирования давления в гермокабинах

Система автоматического регулирования давления (САРД) в гермокабинах состоит из:

·   основной подсистемы регулирования давления;

·   резервной подсистемы регулирования давления;

·   подсистемы ручного управления выпускными клапанами;

·   пневматических предохранительных клапанов;

·   органов управления, средств индикации и сигнализации и контроля.

САРД обеспечивает:

·   автоматическое регулирование давления воздуха в гермокабине по заданной программе;

·   автоматическое ограничение скорости изменения давления в гермокабине;

·   задание высоты начала герметизации при взлете и разгерметизации перед посадкой;

·   защиту гермокабины от превышения предельных значений положительного и отрицательного перепадов давления;

·   аварийную разгерметизацию гермокабины;

·   ручное управление выпускными клапанами;

·   автоматическое и ручное переключение на резервную подсистему.

Противообледенительная система

Противообледенительная система (ПОС) предназначена для защиты самолета от обледенения.

По способу удаления льда с защищаемой поверхности подсистемы ПОС подразделяются на:

· воздушно-тепловые (ВТ);

· электротепловые (ЭТ);

· ПОС самолета включает:

· ПОС крыла и оперения;

· ПОС воздухозаборников дренажа топливных баков;

· ПОС носков воздухозаборников двигателей;

· ПОС стоек воздухозаборников двигателя;

· ПОС воздухозаборников маслорадиаторов;

· ПОС лобовых стекол;

· ПОС ГОД;

· ПОС ДАУ;

· Систему управления и контроля.

Обоснование проектных данных

Самолеты нормальной схемы имеют ГО, расположенное за крылом. Эта схема получила господствующее распространение на самолетах гражданской авиации.

Основными достоинствами нормальной схемы являются:

-        возможность эффективного использования механизации крыла;

         легкое обеспечение балансировки самолета с выпущенными закрылками;

         размещение оперения за крылом, позволяющее выполнить носовую часть фюзеляжа короче, что не только улучшает обзор пилоту, но и уменьшает площадь ВО, так как укороченная носовая часть фюзеляжа вызывает появление меньшего дестабилизирующего путевого момента;

-        возможность уменьшения площадей ВО и ГО, так как плечи ГО и ВО значительно больше, чем у других схем.

3. Выбор и обоснование проектных параметров

Формирование технического задания на проект

Техническое задание на проект самолета составляется студентом на базе задания на курсовой проект, собранной статистической информации и должно содержать следующие группы параметров, и характеристик: тип воздушных линий, состав экипажа и количество бортпроводников, состав оборудования, требования по комфорту, летно-технические характеристик (масса коммерческой нагрузки, расчетная дальность полета, крейсерская скорость и высота полета, скорость отрыва при взлете, скорость захода на посадку, посадочная скорость).

Состав экипажа назначается, исходя из требований по обеспечению безопасности полетов и обеспечения заданного комфорта, c учетом статистических данных однотипных самолетов.

Взлетно-посадочные характеристики, не указанные в задании, назначаются на основании статистических данных и характеристик аэродрома базирования, c учетом ориентировочной взлетной массы проектируемого самолета.

Выбор и обоснование схемы самолета

Схема самолета определяется взаимным расположением агрегатов, их количеством и формой. От схемы и аэродинамической компоновки самолета зависят его аэродинамические и технико-эксплуатационные свойства. Удачно выбранная схема позволяет повысить безопасность и регулярность полетов, и экономическую эффективность самолета. Выбору схемы проектируемого самолета предшествуют изучение и анализ схем самолетов, принятых в качестве прототипов. Обоснованию подлежат:

расположение крыла и оперения относительно фюзеляжа, а также выбор их формы;

расположение двигателей, их количество и тип, если это не указано в задании на проектирование;

тип и расположение опор шасси;

Проектируемый самолет выполнен по схеме низкоплан которая с точки зрения аэродинамики и компоновки наименее выгодная, так как в зоне сопряжения крыла с фюзеляжем нарушается плавность обтекания и возникает дополнительное сопротивление из-за интерференции системы «крыло-фюзеляж».

Данный недостаток можно существенно уменьшить постановкой зализов, обеспечивая диффузорного эффекта. С компоновочной точки зрения низкоплан имеет более высокое расположение нижнего обвода фюзеляжа над поверхностью земли. Это усложняет процесс выгрузки-погрузки грузов, багажа, а также посадку-высадку пассажиров. Необходимость сохранять более высокое положение фюзеляжа связано у самолетов схема «низкоплан» с обеспечением условия некасания концом крыла при посадке с креном поверхности ВПП, а также с обеспечением безопасной работы СУ при размещении двигателей на крыле.

Схему низкоплан наиболее часто используют для пассажирских самолетов, так как она обеспечивает большую по сравнению с другими вариантами безопасность при аварийной посадке на грунт и воду. При посадке на грунт с убранным шасси крыло воспринимает энергию удара, защищая пассажирскую кабину. При посадке на воду самолет погружается в воду по крыло, которое сообщает фюзеляжу дополнительную плавучесть и упрощает организацию работ, связанных с эвакуацией пассажиров.

Важным достоинством схемы низкоплан является наименьшая масса конструкции, так как основные опоры шасси чаще всего связаны с крылом и их габариты и масса меньше, чем у высокоплана.

Данный самолет проектируется по нормальной схеме, то-есть ГО расположено за крылом. Эта схема получила господствующее распространение на самолетах ГА.

Основными достоинствами нормальной схемы являются:

·       возможность эффективного использования механизации крыла;

·        легкое обеспечение балансировки самолета с выпущенными закрылками;

·        размещение оперения за крылом, позволяющее выполнить носовую часть фюзеляжа короче, что не только улучшает обзор пилоту, но и уменьшает площадь ВО, так как укороченная носовая часть фюзеляжа вызывает появление меньшего дестабилизирующего путевого момента;

·        возможность уменьшения площадей ВО и ГО, так как плечи ВО и ГО значительно больше, чем у других схем.

Естественно, что рассматриваемой схеме характерны и недостатки:

·       ГО создает отрицательную подъемную силу почти на всех режимах полета, что приводит к уменьшению подъемной силы всего самолета;

·        ГО функционирует в возмущенном воздушном потоке за крылом, что отрицательно сказывается на его работе.

В данной схеме самолета двигатели размещаются под крылом, что обеспечивает выше указанные преимущества. Поэтому при компоновке двигателей под крылом необходимо увеличивать высоту шасси для обеспечения нормируемого расстояния от обвода винтов до поверхности земли.

Важнейшей задачей при проектировании самолета является максимальное уменьшение расходов топлива, как за счет аэродинамической компоновки, так и за счет рационального выбора типа силовой установки.

Нормы летной годности гражданских самолетов требуют, чтобы пассажирский самолет, при отказе 50% двигателей в полете, мог продолжить горизонтальный полет с меньшей высотой и скоростью. Оптимальное количество двигателей на самолете зависит от его массы, дальности полета, класса аэродрома базирования, параметров двигателя и определяется окончательно для каждого типа самолета расчетом не последующих этапах. На данном этапе количество двигателей ориентировочно задается по статистическим данным, с учетом степени повышения давления двигателей.

Выбор схемы крыла

К числу основных параметров крыла относятся профиль и относительная толщина C, стреловидность χ по 0,25 хорд, удлинение λ, сужение η, угол поперечного V крыла и удельная нагрузка на крыло Р, форма крыла в план Аэродинамические характеристики крыла и значительной мере определяются формой крыла в плане. Параметры профиля (Х_с,f) и относительная толщина крыла (C₍), как показывает практика самолетостроения, зависят от числа М крейсерского полета - Мк

Если у проектируемого самолета Мк < 0,6, то для его крыла наиболее целесообразно применять несимметричные («несущие») профили с закругленной передней кромкой и со сравнительно передним (на 20…30% хорды) положением максимальной толщины С которая в корневой части крыла может составлять 15…18%, а на конце крыла - 10…12% хорды.

Следует учитывать, что все перечисленные выше мероприятия, направленные на увеличение Мкрит полета, неблагоприятно сказываются на жесткостных и весовых характеристиках крыла, а также приводят к заметному снижению максимальных значений коэффициента подъемной силы С_Уmax. Стреловидность крыла является средством увеличения критического числа Маха полета, увеличение стреловидности крыла не только смещает на большие скорости полета начало волнового кризиса, но и смягчает его протекание, уменьшает прирост сопротивлений, улучшает характеристики устойчивости и управляемости самолета на околозвуковых скоростях. Кроме того, стреловидность крыла повышает критическую скорость флаттера и дивергенции. Однако с увеличением угла стреловидности снижаются С_ymax и K_max крыла, уменьшается эффективность взлетно-посадочной механизации. Из-за боковых перетеканий пограничного слоя к концам стреловидного крыла у него появляется тенденция к концевому срыву потока на больших углах атаки, следствием которого может быть потеря поперечной управляемости и продольная неустойчивость самолета при посадке. Стреловидность усложняет производство и увеличивает вес крыла.

Указанные обстоятельства обуславливают «экономное» применение стреловидности, т.е. угол стреловидности крыла околозвукового самолета выбирается обычно по минимуму, определяемому величиной заданной скорости (числа Мк) крейсерского полета.

Удлинение крыла является параметром, существенно влияющим на величину индуктивного сопротивления и максимального качества крыла и самолета. Кроме того λ влияет на весовые и жесткостные характеристики конструкции крыла.

Дозвуковые транспортные самолеты имеют крылья с нулевой и малой стреловидностью. Удлинение таких крыльев лежит в довольно широком диапазоне, λ= 8…12, причем большие значения удлинения относятся, как правило, к крупноразмерным самолетам с большой расчетной дальностью полета. Повышенные значения удлинения крыла иногда выбираются и для самолетов с небольшой дальностью полета в связи со стремлением улучшить их взлетно-посадочные характеристики.

Для приближенной оценки удлинения крыла проектируемого самолета может быть использована формула: λ = 10,5 • соs² χ. Полученное значение удлинения корректируется на основании данных о параметрах крыла самолетов-аналогов.

Сужение крыла оказывает противоречивое влияние на аэродинамические, весовые и жесткостные характеристики крыла.

Увеличение сужения η благоприятно сказывается на распределении внешних нагрузок, жесткостных и весовых характеристиках крыла. Оно приводит также к увеличению строительной высоты и объемов центральной части крыла, что облегчает размещение топлива и различных агрегатов, а возрастание площади крыла, обслуживаемой механизацией, заметно повышает ее эффективность.

Однако увеличение сужения имеет и отрицательные стороны. Главная из них - тенденция крыла с большим сужением к концевому срыву Потока при одновременном снижении эффективности элеронов. В связи о указанными обстоятельствами сужение прямых крыльев дозвуковых самолетов заполняется обычно небольшим и составляет величину η = 2…2,5, что обеспечивает близкое к минимуму индуктивное сопротивление крыла и высокие значения С_{Уmax пос}.

Угол поперечного V крыла, как известно, служит средством обеспечения степени поперечной устойчивости самолета. Его величина и знак зависят глазным образом от схемы самолета, а для самолетов со стреловидными крыльями - еще и от угла стреловидности. Для прямых крыльев дозвуковых самолетов значения угла поперечного V лежат в диапазоне от + 5°…7° - для схемы низкоплана, до -1°… - 2° - для высокоплана. Стреловидность увеличивает поперечную устойчивость крыла и поэтому стреловидным крыльям следует придать отрицательное поперечное V. Однако компоновочные и другие требования (например, посадка с креном) могут обусловить положительное V стреловидного крыла. Это повлечет установку в системе управления автоматических демпферов рыскания и потребует некоторого увеличения площади вертикального оперения.

Выбираем следующие основные параметры крыла:

λ = 9,75; η = 3,43; C =0.14; χ_0.25 =7°.

Аэродинамические и весовые характеристики фюзеляжа существенно зависят от его формы и размеров, которые определяются такими геометрическими параметрами, как форма поперечного сечения, удлинение λ_ф и диаметр фюзеляжа D_ф. Следует заметить, что удлинение и длина фюзеляжа уточняются при последующей компоновке самолета из условий обеспечения необходимых объемов для размещения экипажа, пассажиров и грузов, а также приемлемых плеч Lво и Lго горизонтального и вертикального оперения самолета. Удлинение фюзеляжа и его частей (носовой λ_нч и хвостовой λ_хч) выбираются из соображений аэродинамики и веса фюзеляжа.

При выборе Л_ф проектируемого самолета можно ориентироваться на следующие статистические данные современных самолетов.

При Мк < 0,7:

λ_ф = 7…8 - пассажирские самолеты ММЛ и ВМС;

λ_ф = 8…9 - средние магистральные самолеты.

При Мк < 0,9:

λ_ф = 9…10 - самолеты большой пассажировместимости;

λ_ф = 10…13 - дальние магистральные самолеты.

Окончательные их значения уточняются при выполнении компоновочного чертежа фюзеляжа.

Диаметр фюзеляжа пассажирских самолетов определяется в основном числом пассажирских кресел, размещаемых в одном поперечном ряду, и классом кабины, от которой зависит ширина кресел с подлокотниками, в также ширина и количество проходов.

Предварительную оценку диаметра фюзеляжа следует выполнять, опираясь на статистические данные, приведенные в табл. 4, 5, и параметры прототипов.

Выбираем следующие основные параметры фюзеляжа: для расчетов принимаем диаметр D_ф = 3,66 м, λ_ф = 10,35.

4. Компоновка самолёта

Процесс компоновки объединяет в себе следующие взаимосвязанных процессы: аэродинамическую, объемно-массовую и конструктивно-силовую компоновку, центровочный расчет. Выполнение каждого из этих условий направлено на получение высокой экономической эффективности самолета.

Аэродинамическая компоновка должна обеспечивать выполнение аэродинамических требований, которое сводится к решению задач по обеспечению:

большого диапазона скоростей V от взлетно-посадочных до V_max максимальных с минимальным временем перехода от одной к другой скорости на первоначальном и конечном режимах полета самолета;

максимального аэродинамического качества самолета в крейсерском полете с заданной скоростью. Это требование предусматривает обеспечение минимального сопротивления самолета и, в частности, минимальных потерь на балансировку;

при взлете и посадке возможно большей величины С_y самолета;

на всех режимах полета самолета нормируемых (требуемых) запасов устойчивости и управляемости;

на самолете наиболее благоприятных условий для работы силовой установки, определяемых оптимально возможными потерями на входе воздуха в двигатели и на выходе газов из выходных сопл двигателей;

безопасного выхода самолета на предельные режимы полета (например, большие скорости или большие углы атаки), не приводящие к флаттеру, бафтингу, штопору, глубоким срывам и другим крайне опасным явлениям.

Расчет геометрических характеристики компоновка крыла

Геометрические характеристики крыла определяют, исходя из взлетной массы m₀ и удельной нагрузки на крыло P₀ Вначале находят площадь крыла:

самолет управление аэродинамический компоновка

Размах крыла вычисляют по формуле:

Корневая хорда

,

а концевая хорда

Бортовая хорда для трапециевидного крыла определяется из выражения:

,

где D_ф принимают по предшествующим расчетам.

При выборе силовой схемы крыла определяют количество лонжеронов и их положение, а также места членения крыла.

На современных самолетах применяется кессонное двух- или трех - лонжеронное крыло; лонжеронное крыло присуще легким спортивным, санитарным и другим самолетам.

Относительное положение лонжеронов в крыле по хорде равно

где X_i - расстояние , i-го лонжерона от носка крыла, b - хорда.

В крыле с двумя лонжеронами X_i = 0,2; X_i = 0,6.

Это определяет ширину кессона и емкость топливных баков.

Величину САХ находим геометрически:

b_сах = 4,6 м

После определения геометрических характеристик крыла переходят к оценке геометрии элеронов и механизации крыла.

Геометрические параметры элерона определяют в последовательности:

размах элерона l_эл = (0,3…0,4) l/2 = 6.5 м;

- хорда элерона: b _Эл = (0,22…0,2б) b = 0,25 b_i;

площадь элерона S_эл = (0,05…0,08) S_кр /2 = 4,65 м².

Увеличение l_эл и b _Эл больше рекомендованных значений не рационально. При увеличении l_эл выше указанных значений рост коэффициента момента элерона замедляется, а размах механизации уменьшается. При увеличении b _Эл уменьшается ширина кессона.

Компоновка фюзеляжа

При выборе формы и размеров поперечного сечения фюзеляжа необходимо исходить из требований аэродинамики (обтекаемость и площадь поперечного сечения).

Применительно к дозвуковым пассажирским и транспортным самолетам (V < 800 км/ч) волновое сопротивление почти не сказывается. Поэтому форму следует выбирать из условия обеспечения наименьших значений соответственно сопротивления трения С_yf и профильного сопротивления С_хр. На трансзвуковых и сверхзвуковых полетах на величину волнового сопротивления С_хЬ оказывает влияние форма носовой части фюзеляжа. Применение ожевальной формы носовой части фюзеляжа значительно снижает его волновое сопротивление.

Для околозвуковых самолетов носовая часть фюзеляжа должна составлять

l_нч= (2…3) D_ф,

где D_ф - диаметр фюзеляжа.

Кроме учета требований аэродинамики при выборе формы сечения следует учитывать условия компоновки и требований прочности.

Для обеспечения минимального веса наиболее целесообразной формой поперечного сечения фюзеляжа следует признать круглое сечение. В этом случае толщину обшивки фюзеляжа получают наименьшей. Как разновидность такого сечения можно использовать сочетание двух или нескольких окружностей как по вертикали, так и по горизонтали.

Для транспортных самолетов при выборе формы поперечного сечения фюзеляжа вопросы аэродинамики не становятся первостепенными и форму сечения можно выполнять прямоугольной или близкой к ней.

Определение геометрических и конструктивно-силовых параметров фюзеляжа.

К геометрическим параметрам фюзеляжа относятся:

диаметр фюзеляжа D_ф; длина фюзеляжа L_ф; удлинение фюзеляжа ; удлинение носовой части фюзеляжа ; удлинение хвостовой части фюзеляжа , где l_нч и l_хч - соответственно длина носовой и хвостовой частей фюзеляжа. Длину фюзеляжа определяют с учетом схемы самолета, особенностей компоновки и центровки, а также из условия обеспечения посадочного угла атаки α_пос.

Определим следующие параметры фюзеляжа:

;

;

На этапе эскизного проектирования, в процессе предварительных изысканий для определения длины фюзеляжа можно рекомендовать соотношения для самолетов:

со стреловидным крылом L_ф/l_ф=0.95…1.25

При определении диаметра фюзеляжа стремятся обеспечить минимальное миделево сечение S_мс с одной стороны и обеспечение компоновочных требований с другой.

Для пассажирских и транспортных самолетов мидель фюзеляжа прежде всего, обусловлен габаритами пассажирского салона или грузовой кабины.

Одним из основных параметров, определяющим мидель пассажирского самолета является высота пассажирского салона.

Однако для размещения пассажиров и грузов такая форма не всегда может оказаться оптимальной. Часто оказывается рациональнее сформировать поперечное сечение фюзеляжа в виде овала или пересечения двух окружностей. Необходимо помнить, что овальная форма неудобна в производстве, а верхняя и нижняя панели при избыточном давлении будут работать на изгиб и потребуют введения скуловых балок и других усилений в конструкции.

Шаг нормальных шпангоутов в конструкциях фюзеляжей находится в пределах 360…600 мм, зависит от размеров фюзеляжа и класса компоновки пассажирских салонов

Компоновка пассажирского и бытового оборудования фюзеляжа Размеры пассажирской кабины самолета определяется числом пассажиров при стандартном размещении кресел.

По уровню комфорта пассажирские самолеты разделают на три класса: первый класс, туристический и экономический. Наибольший комфорт для пассажиров предоставляется в первом классе, наименьший в экономическом.

Для определения диаметра фюзеляжа надо по прототипам выбрать

количество кресел в одном ряду и определить потребную ширину пассажирской кабины. Длина пассажирской кабины при выполнении ее одним салоном переделяется:

где n - количество пассажиров; t - шаг кресел

Длинные кабины выглядят неуютно и тогда их разделяет на отдельные салоны. Длину каждого салона определяют так же, как и кабины. В случае компоновки кабины с разными пассажирскими классами (например первого и туристского) обязательно надо разделять их жесткой перегородкой на салоны.

 1 класса

 первый салон туристического класса

 второй салон туристического класса

Итого общая длина пассажирского салона не учитывая буфеты, туалеты, гардеробы равна 19,5 м.

После определения длины кабины нужно проверить выполнение требований по объему, приходящемуся на одного пассажира

класс ν_каб=V_каб/n = 27,5/10 = 2.75 м³ на одного пассажира - условие выполняется туристический класс ν_каб= 1,6 м³ - норма.

Чем больше дальность полета, тем больше должен быть удельный объем. Если требования по ν_каб не выполняются, размеры кабины надо увеличить.

При компоновке пассажирской кабина следует заботиться о создании должного комфорта и безопасности пассажиров.

Нормами летной годности предусмотрено, что при полетах с Н = 3500 м кабина должна быть герметичной, избыточное давление в кабина не менее 567 мм рт. ст. (2400 м), скорость изменения давления в кабине не более 0,18 мм рт. ст./с, подача свежего воздуха не менее 24 кг/ч на пассажира, температура в кабине 18…22° и влажность 30…60 Высота пассажирской кабины в зоне проходов должна быть не менее 1900…2000 мм. Пассажирскую кабину делают с одним уровнем пола и не допускают в ней наличия выступов и впадин, а у входной двери не должно быть порога.

Кабина экипажа

Кабина экипажа должна занимать возможно меньший объем, но в то же время обеспечивать нормальные условия для работы и отдыха летному экипажу. Наиболее строгие требования предъявляют к рабочим местам пилотов. Кроме удобства они должны обеспечивать еще хороший обзор. Размер служебной кабины зависит от состава экипажа. На межконтинентальных и дальних магистральных линиях экипаж состоит из 3…5 человек, на средних и ближних магистральных линиях 3…4, на местных линиях 2…3 человек.

В состав экипажа входят: командир корабля (первый пилот), второй пилот, бортинженер (бортмеханик), штурман, бортрадист. В зависимости от маршрута полета состав экипажа может изменяться. Например, на трассах, оборудованных радиомаяками и системой наблюдения за воздушным движением, штурман и бортрадист могут не назначаться.

Пилоты размещаются в креслах рядом, бортинженер чаще всего расположен позади кресла второго пилота, чтобы между ним и командиром корабля была зрительная связь. К рабочим местам остальных членов летного экипажа требований не предъявляется.

Кабина летного экипажа отделяется от других помещений жесткой перегородкой с запирающейся дверью.

Бортпроводники размещаются вне кабины летного экипажа и должны иметь отдельные сидения (иногда откидывающиеся) с привязными ремнями.) Число бортпроводников определяется числом пассажиров и классом пассажирской кабины: 2 бортпроводника на 30…40 пассажиров 1-го класса; I бортпроводник на 50…70 пассажиров туристского и экономического классов. На межконтинентальных и дальних магистральных самолетах большой пассажировмещаемости имеется повар, в этом случае число бортпроводников может быть уменьшено.

Кабину экипажа проектируем подобно прототипу.

Багажные помещения

Багажные помещения, как правило, размещают в герметической части фюзеляжа под полом кабины или в нижнем этаже. При диаметрах фюзеляжа D_ф<2800 мм разместить багажники под полом трудно и тогда их располагают на одном уровне с полом кабины. Чаще багажники устраивают спереди и сзади пассажирской кабины с той целью, чтобы путем регулирования загрузки можно было сохранить в заданных пределах центровку самолета, особенно при неполном числе пассажиров. Иногда на многоместных и широкофюзеляжных самолетах размеры багажных помещений делают увеличенными, чтобы при неполном числе пассажиров иметь возможность загрузить самолет до полной коммерческой нагрузки за счет почты и грузов.

Для загрузки и выгрузки багажа и грузов наружные двери багажника должны иметь размеры, не менее указанных.

Следует предусматривать люк для доступа в багажник из самолета.

Для повышения экономичности перевозок необходимо максимально использовать объемы хвостовой части фюзеляжа и хвостового кока, размещая в них багажники, самолетное оборудование и др. На грузовых самолетах большой грузоподъемности для удобства погрузки люк выполняет в виде опускающегося вниз трапа, по которому колесная техника может заезжать своим ходом, а тяжелые грузы затягивают имеющимися на борту лебедками и кранами.

Кухни и буфеты

Для обеспечения питания пассажиров на межконтинентальных и дальних магистральных линиях в зависимости от количества пассажиров предусматривают 1…2 кухни. Международные нормы предусматривают, что если на самолете сделана смешанная компоновка, то обязательно делают две кухни. При продолжительности полета менее 3-х часов в настоящее время питание пассажирам не выдается, в этом случае предусматриваются буфеты для воды и чая. На самолётах с временем полета менее одного часа буфеты и туалеты могут не делаться. Кухни и буфеты должны размещаться обязательно у двери, желательно между кабиной экипажа и пассажирской, или иметь отдельную грузовую дверь. На широкофюзеляжных самолетах кухня размещается под полом, а раздаточные тележки с пищей поднимаются в кабину лифтом. Иногда их делают 2-этажными: внизу кухня, вверху буфет.

Буфеты и кухни нельзя размещать вблизи туалетных помещений или совмещать с гардеробами. Общий объем кухни V_к =(0.1…0,12) - n_пасс, и ее площадь

где h_к = 2 м - высота кухни. S_к = 6.25 м²

Количество пищи на одного пассажира: завтрак, обед и ужин - по 800 грамм; чай и вода - по 400 грамм.

Если питание организуется один раз, то выдается набор №1 массой 620 грамм. Питание пассажирам выдается через каждые 3,5…4 часа полёта.

Буфет проектируем подобно прототипу.

Гардеробы

Гардеробы для верхней одежды пассажиров располагают вблизи основных дверей для входа и выхода пассажиров. Гардероб для одежды экипажа желательно делать отдельным. Выполняют гардеробы 2-х типов. Сравнительно узкие с таким расчетом, чтобы в нем могли висеть на плечиках, подвешенных на неподвижных трубах пальто не более чем в 2 ряда. Ширина одного ряда занимает 500…600 мм, шаг плечиков 70…80 мм. Площадь такого гардероба S_{гард =} (0,035…0,040) • n_пасс, мм² S_гард = 4.4 м²

Гардеробы целесообразно располагать по возможности рядом с пассажирской кабиной и отделять от нее шторкой или съемной перегородкой с тем, чтобы в летнее время, когда гардеробы не используются, устанавливать на их месте дополнительные сидения. Головные уборы, портфели и небольшие сумки хранятся на полках, расположенных по борту вдоль пассажирской кабины. Высота полок от пола кабины 1700… 1800 мм.

Туалетные помещения

Количество туалетных помещений определяется количеством пассажиров и продолжительностью полета: при t > 4 часов один туалет на 40 пассажиров, при t = 2…4 часов на 50 пассажиров и I < 2 часов на 60 пассажиров.

При времени полета менее 1 часа и количестве пассажиров до 15 туалетов не делают. При большом числе туалетов для увеличения пропускной способности уборную отделяет от умывальника. Площадь одного туалета S_гард = 1,5… 1,6 м² при ширине не менее одного метра.

Нормами предусмотрено иметь запас воды и химжидкости в туалетах на одного человека: при t > 4 часов q = 2,0 кг, t = 2…4 часа q = 1,0 кг, t < 2 часов q = 0,7 кг. Общий запас воды и химжидкости:

m_ж = q • n_пасс, кг.

Туалет проектируем подобно прототипу.

Нормальные и аварийные выходы и аварийные средства

Нормальные двери для входа и выхода пассажиров выполняют по левому борту самолета, а при числе пассажиров более 250 человек выходы могут располагаться по обоим бортам. Высота двери зависит от диаметра фюзеляжа и равна 1400…1830 мм. Ширина двери должна быть не менее 860 мм, на широкофюзеляжных самолетах для сокращения времени входа и выхода часто двери делают такой ширины, чтобы в них могли одновременно сходить по 2 человека. Порог у двери не допускается, дверной проем снизу ограничивается плоскостью пола.

Для экстренного покидания самолета в обоих бортах самолета делают аварийные выходы, основная дверь засчитывается в число аварийных. Число аварийных выходов зависит от количества пассажиров.

Согласно требованиям ЕНЛГ-С количество и размер аварийных лаков должны быть таковы, чтобы при тренировке на земле (проверке покидания самолета), при открытых на 50% всех выходов, в том числе и основных, либо раздельно всех левых и всех правых выходов, эвакуация осуществлялась за время 90 сек. Установлено, что при наличия двух нормальных выходов по левому борту и двух аварийных в правом борту 120…160 пассажиров покидают самолет за 30 сек. На самолетах низкопланах желательно иметь не менее двух аварийных люков для выхода на крыло. Для обеспечения выхода из кабины ври посадке самолета на воду обязательно делают не менее двух аварийных люков для выхода на верх фюзеляжа. На самолетах высокопланах должны быть верхние аварийные выходы фюзеляжа из расчета 1 люк на 35 пассажиров. Нормы лётной годности предусматривает иметь не менее одной легкодоступной снаружи двери. Согласно нормам ИКАО размер аварийного люка должен быть таковым, чтобы внутри него можно было вписать эллипс размером не менее 483x660 мм.

В зоне расположения экипажа должно быть либо по одному выходу с каждой стороны фюзеляжа размером не менее 480x510 мм, либо один верхний люк не менее 500…700 мм, либо круглый люк 0610 мм.

Если нормальные и аварийные выходы располагаются высоко над землей, то для выхода пассажиров необходимо иметь надувной аварийный трап, масса его вместе с баллоном 40…45 кг. Место для него отводится вблизи входной двери, либо аварийного люка. Для самолетов, летающих над морем, предусматриваются индивидуальные надувные жилеты и групповые спасательные плоты, масса одного плота на 6 человек в комплекте с оборудованием и питанием на 3 дня 15 кг. Групповые плоты вмещают от 6 до 25 человек.

Основные двери - 890x1800 мм (2 шт. по левому борту в носовой и хвостовой части фюзеляжа).

Служебные двери - 690x1600 мм (2 шт. по правому борту в носовой и хвостовой части фюзеляжа).

Аварийные двери - 510x1100 мм (2 шт. по левому и правому борту выход на крыло).

Все двери могут использоваться как аварийные.

Окна пассажирской кабины располагаются в одну световую линию (на многопалубном по числу палуб). Форма окна круглая диаметром 300…400 мм или прямоугольная с закругленными углами.

Окна пассажирской кабины принимаем прямоугольными с выпуклыми сторонами и скругленными углами 260x350 мм

Расчет основных параметров и компоновка шасси

При курсовом проектировании выбирается схема шасси, количество колес на опорах, определяются основные параметры шасси (база, вынос главных и носовой опор, колея) и характерные углы, а также подбираются пневматики шасси. Особенностью такой схемы шасси является расположение главных стоек внутри диапазона центровок таким образом, что все полетные положения центров масс находятся впереди осей главных стоек, а центр масс пустого и снаряженного самолета - сзади.

На начальном этапе проектирования, когда еще не выполнена центровка и нет чертежей общего вида самолета, определяется лишь часть параметров шасси.

Вынос главных колёс шасси составляет:

е = (0,06…0,1) B= 0,82 м,

При слишком большом выносе затрудняется отрыв передней ноги при взлете, а при слишком малом возможно опрокидывание самолета на хвост, когда загружаются сначала задние салоны и багажники. Кроме того, нагрузка на носовую опору будет слишком мала и самолёт будет неустойчив при движении по скользкой ВПП и боковом ветре.

База шасси находится из выражения: B = (0,3-0,4) L_ф = 8,2 м

Вынос передней опоры будет равен: d = В-е = 7,375 м

Колея шасси вычисляется по формуле: К = (0,7…1,2) В =7,79 м

Принимаем колею шасси 8 м.

Из условия предотвращения бокового капотирования К > 2Н. Здесь Н - расстояние от ВПП до центра масс (ЦМ) самолета. Положение ЦМ можно принять по высоте. Для низкопланов ЦМ находится ниже строительное горизонтали фюзеляжа на расстоянии

Колеса шасси подбираются по величине стояночной нагрузки на них от взлетной массы самолета; при подборе колёс носовой опоры учитываются динамические нагрузки. Тип пневматиков (баллонные, полубаллонные, арочные) и давление в них определяются покрытием ВПП, на котором предназначается эксплуатировать самолет. На главных, а иногда и на носовой опоре устанавливают тормозные колеса. Нагрузка на колеса определяется:

где n и z - число опор и колес на одной опоре соответственно; К_д= 1,5…2,0 - коэффициент динамичности.

По вычисленному значению нагрузки на колеса Р_гл и Р_нос. и величине

взлетной V_взл и посадочной V_пос скоростей подбирают по каталогу пневматики выполняя условия:

P^к >P_гл; P^к >P_нос; V^к _пос> V_пос; V^к _взл> V_взл

По таблице выбираем следующие колеса:

Основной опоры - 1000х380А мм (тормозные);

Носовой опоры - 950x350А мм (не тормозные).

После определения центровки самолёта и вычерчивания на миллиметровой бумаге вида самолета сбоку и спереди, графически определяют другие параметры шасси. Шасси должны быть установлены так, чтобы обеспечивались условия:

φ⁰ >α_пос - α_уст - α_ст

φ > 10… 18° - угол опрокидывания на хвост;

γ₁> φ+(1…2°) - угол выноса главных ног шасси;

γ₂>90° - условие переваливания на носовую опору ори посадке

ψ>35°; ε>5°.

Компоновка и расчет основных параметров оперения

Одной из важнейших задач аэродинамической компоновки является выбор расположения горизонтального оперения, для обеспечения продольной статической устойчивости самолета по перегрузке его ЦМ должен находиться впереди фокуса самолета и расстояние носку этими точками, отнесенное к значению средней аэродинамической хорде (САХ) крыла, определяет степень продольной устойчивости, т.е.

т^Cy = х_t - х_f, < 0,

где т^Cy - коэффициент момента, х_t и х_f, - соответственно относительная координата ЦМ и фокуса.

Если т^Cy = 0, то самолет имеет нейтральную продольную статическую устойчивость и, если же т^Cy > 0, то самолет статически неустойчив. В нормальной схеме самолета (оперение сзади крыла) фокус комбинации «крыло-фюзеляж» при установке горизонтального оперения сдвигается назад.

Определение геометрических параметров оперения

Обычно площади вертикального S_го и горизонтального S_во оперений составляют: S_го =(0,18…0,25) S= 37.5 м²; S_во = (0,12…0,20) S= 17.5 м².

Более точно можно определить:

; ,

где L_го, L_во - плечо горизонтального и вертикального оперений, l и S - размах и площадь крыла, А_го, А_во - коэффициенты статических моментов.

Значение L_го и L_во зависит от ряда факторов. Прежде всего на их величину влияют: длина носовой и хвостовой частей фюзеляжа, стреловидность и расположение крыла, а также условия обеспечения устойчивости и управляемости самолета.

В первом приближении можно считать, что L_го≈ L_во и в зависимости от конструктивных признаков найти их из соотношений:

для тяжелых самолетов L_го = (3,2…3,3) b_сах

Определение площадей рулей высоты и направления. Площадь руля высоты. обычно принимают:

S_рв = (0,3…0,4) S_го = 13 м².

Площадь руля направления

S_рн=(0,35…0,45) S_во = 12 м².

Определение размаха горизонтального оперения

Размах крыла и оперения самолета связан статической зависимостью

l_го=(0,32…0,5) l_кр= 16 м.

В данной зависимости нижний предел соответствует самолетам оснащенных цельно поворотным стабилизатором.

Высота вертикального оперения Н_во определяется в зависимости от размещения крыла относительно фюзеляжа и расположения двигателей на самолете. С учетом изложенного, принимают:

для самолетов низкопланов с размещением двигателей на крыле при М < 1, h_во=(0,14…. 0,2) l_кр=6,9 м.

Сужение горизонтального и вертикального оперения следует выбирать:

для самолетов с М< 1 η _го= 2…4 и η_во= 2…5.

Принимаем: η _го = 2,8 и η_во= 1,25.

Удлинение оперения Можно рекомендовать:

для дозвуковых самолетов λ_го = 3,5…4,5 и λ_во = 0,8…1,5;

Определение хорд оперения b_конц, b_сах, b_корн выполняют по формулам:

; ;

Для ГО:b_конц=1,2 м; b_корн=3,38 м

Для ВО: b_конц=3 м; b_корн=5 м

Относительная толщина профиля для горизонтального или вертикального опе рения в первом приближении Более точно с учетом особенностей самолетов: C_оп≈0,8C_кр

В случае крепления стабилизатора на киле необходимо значение С _оп брать по верхнему пределу для обеспечения базы крепления стабилизатора на киле.

Стреловидность оперения.

Стреловидность оперения принимают на 3…5⁰ больше чем стреловидность крыла. Так поступают для обеспечения управляемости самолета при появлении волнового кризиса на крыле. Принимаем: χ_го=10˚; χ_во=33˚.

Список литературы

1.   Компоновка и центровка самолета: Методические указания.

- Киев: КИИГА, 1989 г. - 48 стр.

2.   Оценка летно-технических характеристик самолета и оформление курсового проекта: Методические указания. - Киев: КИИГА, 1989 г. - 44 стр.

3.      Гаража В.В. Конструкция самолетов: Учебник. - К.: КМУГА, 1998 г. - 524 стр.

.        Киселев В.А. Вопросы компоновки пассажирских самолетов. - М: МАИ, 1977 г. - 74 стр.