Главная База знаний "Allbest" Транспорт Проектирование административного самолета с разработкой конструкции крыла

Проектирование административного самолета с разработкой конструкции крыла

Выбор конструктивно-силовой схемы крыла. Обоснование схемы самолета и его параметров. Определение потребной тяговооруженности самолета. Расчет аэродинамических нагрузок. Подсчет крутящих моментов по сечениям крыла. Нахождение толщины стенок лонжеронов.

Рубрика Транспорт
Вид дипломная работа
Язык русский
Дата добавления 08.03.2021
Размер файла 4,7 M

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Файл не выбран
РћР±Р·РѕСЂ

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Страница:

Размещено на http://www.allbest.ru/

Оглавление

Введение

1. Научно-исследовательский раздел

1.1 Выбор компоновки крыла

1.2 Определение формы крыла в плане

1.3 Выбор механизации крыла

1.4 Обзор способов «разгрузки» крыла

1.5 Выбор конструктивно-силовой схемы крыла

1.6 Рассмотрение модификации законцовки крыла

2. Конструкторский раздел

2.1 Разработка тактико-технических требований

2.2 Выбор и обоснование схемы самолета и его основных параметров

2.2.1 Определение характеристик крыла

2.2.2 Выбор параметров фюзеляжа

2.2.3 Выбор схемы и параметров оперения

2.2.4 Схема шасси

2.2.5 Выбор двигателя

2.2.6 Удельная нагрузка на крыло

2.3 Определение потребной тяговооруженности самолета

2.3.1 Подбор двигателей

2.4 Расчет взлетной массы самолета

2.4.1 Определение массы целевой нагрузки

2.4.2 Определение массы снаряжения и служебной нагрузки

2.4.3 Определение относительной массы конструкции

2.4.4 Определение относительной массы силовой установки

2.4.5 Определение относительной массы топливной системы

2.4.6 Определение относительной массы оборудования и управления

2.4.7 Определение взлетной массы самолета

2.5 Определение параметров крыла

2.6 Определение параметров оперения

2.7 Выбор параметров шасси

2.8 Составление сводки масс самолета

2.9 Расчет центровок самолета

2.10 Разработка конструкции агрегата

2.10.1 Выбор профиля

2.10.2 Расчет аэродинамических нагрузок

2.10.3 Расчет массовых и инерционных сил

2.10.4 Определение крутящих моментов по сечениям крыла

2.10.5 Определение расчетных значений и для заданного сечения крыла

2.10.6 Определение элементов конструктивно-силовой схемы

2.10.7 Определение нормальных усилий, действующих на панели крыла

2.10.8 Определение толщины обшивки

2.10.9 Определение шага стрингеров и нервюр

2.10.10 Расчет площади сечения стрингеров

2.10.11 Определение площади сечения лонжеронов

2.10.12 Нахождение толщины стенок лонжеронов

2.10.13 Расчет сечения крыла на изгиб

3. Технологический раздел

3.1 Анализ сборочной единицы на технологичность

3.2 Размерный анализ собираемого агрегата

3.3 Разработка схемы членения агрегата или узла

3.4 Составление схемы сборки

3.5 Выбор способа базирования

3.6 Оценка погрешности сборки

3.7 Разработка технического задания на проектирование сборочного приспособления

4. Экономический раздел

4.1 Общие сведения

4.2 Оценка производственной эффективности

4.3 Расчет себестоимости летного часа

4.4 Определение уровня конкурентоспособности

5. Техника безопасности

5.1 Опасные факторы, возникающие при эксплуатации самолета

5.2 Мероприятия по технике безопасности

Заключение

Список литературы

Приложения

Введение

Темой дипломной работы является проектирование административного самолета с разработкой конструкции крыла. При проработке задания объектом проектирования выбран дозвуковой реактивный самолет административного класса пассажировместимостью 12 человек и дальностью полета до 5500 км для решения проблемы развития внутри- и межрегиональных авиаперевозок.

Назначением административного самолета является перевозка пассажиров, занимающихся коммерческими видами деятельности, и должностных лиц государственных учреждений. Пассажирский салон самолетов данного класса должен обеспечивать комфортный перелет пассажиров и предоставлять возможность работы на борту воздушного судна при помощи электронных средств.

Целью настоящей выпускной квалификационной работы является разработка проекта административного самолета и конструкции крыла. В соответствии с темой дипломной работы представляется необходимым решить следующие задачи:

Определить тактико-технические требования к самолету.

Выбрать схему самолета, разработать аэродинамическую,

объемную и весовую компоновку.

Определить нагрузки на крыло, провести расчет на прочность.

Разработать конструктивно-силовую схему крыла.

Рассмотреть технологические вопросы сборки консоли крыла.

Оценить экономическую эффективность проекта самолета.

Рассмотреть опасные факторы, возникающие при эксплуатации

самолета, разработать мероприятия по защите от них.

Для проведения анализа рынка самолетов отечественного производства необходимо рассмотреть произведенные за последнее время на территории страны административные самолеты: Як-142, Як-42, Ил-96-300 ПУ, Sukhoi Business Jet. Серийное производство ближнемагистрального Як-142, прототип которого был представлен общественности в 1992 году, не было начато по причине материальных трудностей авиационного предприятия, и в настоящий момент имеется всего одно построенное изделие. Что касается Як-42, то последний экземпляр был выпущен в 2003 году, в наше время осуществляется модернизация салона ранее произведенных машин.

Компания «Саратовские авиалинии» планирует в 2019 году заменить Як-42 на Embraer ERJ190-200 и Boeing 737-800 в рамках стратегии обновления воздушного флота. Имеются случаи использования пассажирского самолета в качестве административного, примером чего выступает Ил-96 - дальнемагистральный гражданский самолетом, рассчитанный на 300-425 пассажиров в зависимости от модификации. Модель Ил-96-300 ПУ используется в настоящий момент в качестве самолета президента. Также планируется разработка модификации 400М в 2019 году с улучшенной силовой установкой. Sukhoi Business Jet - корпоративная версия Superjet 100 дальностью полета до 7500 км вместимостью до 38 пассажиров, на данный момент эксплуатируется в странах Азии.

Таким образом, можно сделать вывод, что на сегодняшний день отсутствует производство на территории страны административных среднемагистральных самолетов небольшой (порядка 12-14 человек) пассажировместимости. Вместе с тем перспективы востребованности самолетов данного класса в России определенно имеются. По подсчетам компании «Капитал Авиа Нефть», минимум треть от всего трафика бизнес-авиации приходится на внутрирегиональные перелеты (Воронин, А.А. Время экономить// Business Travel - сетевой журн. - 2016. - этому способствует повышение интереса бизнеса к регионам, в частности, создание территорий опережающего развития на Дальнем Востоке и в Сибири, проведение международных форумов и мероприятий в удаленных областях страны.

1. Научно-исследовательский раздел

Целью исследования является разработка концепции крыла административного самолета. Для решения поставленной цели необходимо рассмотреть следующие вопросы:

Выбор компоновки крыла.

Определение формы крыла в плане.

Выбор механизации крыла.

Обзор способов «разгрузки» крыла.

Выбор конструктивно-силовой схемы.

Рассмотрение модификации законцовки крыла.

В качестве способа исследования используется теоретический научный метод, который заключается в отражении сущности явлений и установлении внутренних связей процессов, закономерностей посредством данных, полученных опытным путем.

1.1 Выбор компоновки крыла

Крыло - важнейший агрегат конструкции самолета, который не только обеспечивает его управляемость, устойчивость и создание подъёмной силы, потребной для всех режимов полета летательного аппарата, но также служит местом размещения других агрегатов (топливных баков, шасси, двигателей и т.д.).

Для того чтобы определить компоновку крыла, необходимо рассмотреть варианты установки топливных баков, силовой установки и шасси на крыле и других агрегатах планера.

При выборе расположения турбореактивных двигателей на самолете следует стремиться обеспечить минимальные потери напора в воздухозаборниках и снизить аэродинамическое сопротивление силовой установки.

Схема размещения двигателей в корневой части крыла имеет следующие преимущества:

Низкое аэродинамическое сопротивление силовых установок в сравнении с подкрыльевым расположением двигателей.

Уменьшение интерференции между фюзеляжем и крылом.

Отказ одного из двигателей не вызывает резкого разворачивающего момента.

К недостаткам данной схемы можно отнести высокий уровень шума в пассажирском салоне, возможность повреждения кабины в случае разрушения лопаток турбины, опасность воздействия реактивной струи на обшивку фюзеляжа и риск попадания камней из-под колес шасси в заборник воздуха.

В последнее время на большинстве административных самолетов применяется схема расположения двигателей за крылом в хвостовой части фюзеляжа. В этом случае снижается уровень шума в пассажирской кабине, уменьшается негативное влияние реактивной струи на фюзеляж, улучшаются пожарная безопасность, уменьшается дестабилизирующий момент при отказе одного из двигателей и повышается аэродинамическая чистота крыла. Вместе с перечисленными достоинствами существуют и недостатки данной компоновки. Вес двигателя не уравновешивается подъемной силой, как это происходит при его подвеске на консоли крыла. Также эксплуатационные характеристики высокорасположенного двигателя хуже, чем у низкорасположенного. Из интервью президента компании PowerJet Жака Декло: «Я хотел бы подчеркнуть, что низкое положение двигателя является огромным преимуществом для техобслуживания. Благодаря такому его расположению мы способны заменить любое оборудование в течение 20 минут, для замены двигателя потребуется менее двух часов. А стоимость техобслуживания является одним из важнейших критериев для авиакомпании-заказчика».

Конструктивно топливные баки представляют собой герметичные отсеки воздушного судна, так называемые баки-кессоны. В пассажирских самолетах выгодно размещать их в корневой части крыла, освобождая тем самым полезное внутреннее пространство фюзеляжа для расположения коммерческой нагрузки.

Так как большинство современных административных самолетов выполнены по схеме «низкоплан» с убирающимся шасси необходимо предусмотреть место его установки в крыле, которое определяется исходя из размеров колеи и базы агрегата. Уменьшение колеи увеличивает склонность самолета к опрокидыванию на крыло при боковом скольжении или крутом развороте и приводит к поперечному раскачиванию самолета при движении по земле. Применение базы малого размера также нерационально, так как самолет при движении по полосе имеет продольное раскачивание.

Таким образом, принимается компоновка крыла проектируемого самолета с расположением силовой установки в хвостовой части фюзеляжа, топливных баков в кессоне корневой части крыла за местом установки механизма уборки-выпуска шасси (Рисунок 1).

Рисунок 1 - Эскиз компоновки крыла.

1.2 Определение формы крыла в плане

Вид крыла в плане разрабатывается с учетом компромисса между требованиями аэродинамики, эксплуатации, прочности и технологии производства.

В настоящее время на дозвуковых реактивных административных самолетах, летающих на скоростях свыше 600 км/ч, устанавливается стреловидное крыло, которое позволяет сместить во времени момент возникновения волнового кризиса в сторону больших скоростей и уменьшить величину волнового сопротивления. Существенный недостаток стреловидного крыла - его заниженная несущая способность в сравнении с прямым крылом. Если на околозвуковых скоростях стреловидность помогает справиться с бурным ростом сопротивления и поэтому выгодна, то на малых скоростях, которые соответствуют взлетно-посадочным режимам полета или режимам маневрирования в воздухе, крыло со стреловидностью обычно создает большее сопротивление, чем прямое крыло при той же подъемной силе.

Учитывая достоинства и недостатки рассмотренной формы крыла в плане принимается крыло с умеренной стреловидностью.

1.3 Выбор механизации крыла

Механизация крыла решает следующие основные задачи.

Увеличение коэффициента подъемной силы крыла на этапе взлета.

Повышение эффективности элеронов на больших углах при использовании механизации, сохранение боковой устойчивости и управляемости.

Улучшение эффективности торможения при пробеге и кратковременное снижение подъёмной силы крыла при заходе на посадку.

Для увеличения коэффициента подъемной силы крыла на режиме взлета применяются разнообразные элементы механизации по задней кромке крыла: выдвижные и обыкновенные щитки, щелевые, выдвижные и обыкновенные закрылки. Наиболее просты в исполнении простые щитки и закрылки, но положительный эффект от их использования меньше, чем у щелевых и выдвижных. Последние создают наибольший прирост Cy max, но имеют больший вес и сложную конструкцию.

Для решения второй задачи применяют автоматические предкрылки с профилированной щелью, щитки Крюгера, турбулизаторы. Предкрылки с профилированной щелью весьма эффективны, они способствуют плавному и безотрывному обтеканию крыла на больших углах атаки.

Для решения третьей задачи и улучшения эффективности поперечного управления в полете широко применяют интерцепторы.

Стреловидность сильно снижает эффект механизации с увеличением угла стреловидности. Уменьшение Cy max гораздо ощутимее на обычных, нежели выдвижных закрылках (Рисунок 2).

Рисунок 2. Влияние стреловидности по задней кромке на Cy max крыла без механизации и с выдвижными закрылками.

Таким образом, выбираются в качестве элементов механизации: интерцепторы и выдвижные двухщелевые закрылки Фаулера, что позволяет получить крыло с высоким коэффициентом подъемной силы, улучшить эффективность поперечного управления в полете и сократить дистанцию пробега самолета.

1.4 Обзор способов «разгрузки» крыла

В полете на крыло самолета действует подъемная аэродинамическая сила, направленная противоположно массовым нагрузкам. Чтобы уменьшить момент, создаваемый воздушной силой, на крыле располагают агрегаты, которые создают момент от сосредоточенных массовых сил, тем самым разгружая крыло.

В качестве элементов для «разгрузки» крыла могут выступать: шасси, силовая установка, подвесные или внутренние топливные баки. Их расположение определяется конструктивно согласно компоновке крыла. Чем дальше от корня крыла по размаху размещаются агрегаты, тем создается больший момент от массовых сил.

Принятые при разработке компоновки крыла два топливных бака и шасси проектируемого самолета, разгружают крыло от действия аэродинамических сил.

1.5 Выбор конструктивно-силовой схемы крыла

В ходе развития авиастроения были получены и применены на практике разнообразные конструктивно-силовые схемы крыла. Исходя из способа восприятия внешних нагрузок элементами конструкции крыла самолета и, в частности, меры вовлеченности обшивки в работу данного агрегата можно условно выделить три основные конструктивно-силовые схемы: лонжеронную, кессонную и моноблочную.

Предельным случаем лонжеронного крыла можно считать крыло ранних самолетов, спроектированных на заре авиации. Обшивка подобных летательных аппаратов представляет собой, как правило, тканевое полотно, натянутое на каркас или полимерную пленку, применяемую для крыла современных легких пилотажных самолетов. Известно, что такая обшивка может работать только на растяжение, воспринимая местную нагрузку, и лишь передавать ее на нервюры и лонжероны. Лонжероны, в свою очередь, воспринимают изгибающий момент, перерезывающую силу и, работая совместно с нервюрами, крутящий момент.

Если рассматривать предельный случай моноблочного крыла, то основным конструктивным элементов, воспринимающим крутящий момент от действия воздушных сил, служит достаточно толстая обшивка. Вместо лонжеронов имеются продольные стенки, которые работают на сдвиг, воспринимая поперечную силу. Моноблочные крылья встречаются редко, так как они крайне невыгодны в весовом отношении.

Кессонная конструкция является промежуточным вариантом выбора конструктивно-силовой схемы между лонжеронным и моноблочным крылом, как как обшивка в данном случае частично вовлечена в работу агрегата на изгиб и кручение. Основной частью крыла, воспринимающей изгибающий момент или большую его часть, является кессон. Лонжероны в таком крыле воспринимают, в основном, поперечную нагрузку в силу небольших размеров площади их поясов, соизмеримых с площадью стрингеров.

Чтобы определиться с типом конструктивно-силовой схемы крыла, проведем сравнительную оценку лонжеронного и кессонного крыла по нескольким критериям.

С ростом изгибающего момента и, соответственно, с увеличением массы крыла, необходимо увеличивать приведенную толщину обшивки, что приведет к значительному сокращению расстояния между центрами масс поясов лонжерона, а в случае с кессонным крыло - к повышению критического напряжения за счет утолщения верхней и нижней панели. Поэтому после достижения некоторого значения массы крыла летательного аппарата (Рисунок 1) целесообразно применять кессонную схему крыла. Преимущество использования лонжеронного крыла самолета массой менее 20 тонн объясняется тем, что при увеличении площади поясов лонжеронов возрастает критическая нагрузка, которая компенсирует уменьшение рабочей высоты лонжерона (Житомирский Г. И. Конструкция самолетов: учебник для студентов авиационных специальностей вузов. - 3-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 2005. - 406 с).

Рисунок 1. Зависимость области применения крыла от массы самолета и толщины обшивки.

С позиции компоновки и эксплуатационной технологичности более выгодно применение лонжеронного крыла. Для обслуживания и сборки различных узлов и агрегатов, входящих в его состав, выполняются вырезы в обшивке, которые закрываются крышками с креплением винтами по контуру или компенсируются установкой силовых нервюр. Однако, в крыле кессонного типа данные вырезы должны закрываться силовыми люками, воспринимающими осевые усилия и внутренние напряжения, возникающие при сдвиге, что требует усиленного болтового подкрепления крышек посредством фитингов. К тому же, крепление консоли кессонного крыла к фюзеляжу сложнее выполнить, так как оно осуществляется по всему контуру кессона. Таким образом, усложняется эксплуатация агрегата и увеличивается вес его конструкции.

Жесткость кессонного крыла больше, чем лонжеронного. Это объясняется существенной разницей в толщине обшивок крыльев двух видов.

Таким образом, принимается лонжеронно-кессонная конструктивно-силовая схема крыла, что позволяет включить в работу восприятия крыла внешних нагрузок обшивку.

1.6 Рассмотрение модификации законцовки крыла

Так как в настоящее время затраты на оплату топлива составляют около 30% от всех расходов авиакомпании, проблема экономии топлива поставлена во главу угла. Решают ее преимущественно за счет совершенствования аэродинамики планера и установки более эффективных двигателей. Но каждый следующий шаг к увеличению топливной экономии дается с большим трудом, чем предыдущий. Производители турбовентиляторных двигателей считают, что смогут в ближайшие два-три десятилетия повысить коэффициент полезного действия своих изделий с 40 до 60%, так как по статистике каждое новое поколение ТВД потребляет топлива в среднем на 11% меньше предыдущего.

Ситуация по данной проблеме в области проектирования летательных аппаратов сложнее. Совершенство аэродинамики компоновки современных самолетов подходит к своему пределу. Если какое-либо нововведение по конструктивной части позволит сэкономить от нескольких десятых долей до пары процентов топлива, то это можно считать успехом. Ведущие мировые авиастроительные компании ведут в этом направлении работу. Одним из способов повышения топливной эффективности самолета является применение законцовок типа винглетов. В концевой области крыла воздушных поток, стремящийся перейти из зоны высокого в зону низкого давления закручивается в вихревые жгуты, ухудшая тем самым аэродинамическую эффективность крыла (Рисунок 2). Для оптимизации прохождения воздушного потока в концевой части крыла применяют винглеты.

Рисунок 2. Образование воздушных вихрей на конце крыла

Данная выпускная квалификационная работа не предусматривает расчет на прочность крыла с установленными винглетами. Но рассматриваемый вид законцовок крыла может быть установлен опционально в виде модификации.

Винглет смешанного типа в отличие от обычного углового имеет больший радиус изгиба с плавным переходом от крыла к законцовке, что позволяет обеспечить оптимальное распределение аэродинамической нагрузки и избежать концентраций воздушный вихрей. Также повышается продольная устойчивость самолета, обеспечивая лучшую управляемость в условиях турбулентности.

Конструктивно каркас винглета (Рисунок 3) состоит из двух графитовых лонжеронов, дюралевых нервюр и стыкового узла, подкрепленного титановыми пластинами. Материал обшивки и законцовки винглета - алюминиевый сплав.

Рисунок 3. Эскиз конструкции винглета

По данным Cessna Aircraft Company применение винглетов смешанного вида на самолете Citation X+ позволило увеличить дальность полета на 11% и скороподъемность (высоту в 12,5 км модель бизнес-джета, оборудованная законцовками крыла, набирает на 5 минут быстрее прототипа без винглетов) за счёт снижения индуктивного сопротивления.

2. Конструкторский раздел

2.1 Разработка тактико-технических требований

Выбирается пять серийных административных самолётов с массой коммерческой нагрузки в пределах 1111-1729 кг с целью получения более широкого поля возможностей для сбора статистических данных. Далее необходимо дать характеристику отобранным летательным аппаратам и выделить важные технические особенности, реализованные в их конструкции. Основные характеристики прототипов представлены в Таблице 1.

Таблица 1 - Основные характеристики прототипов

Критерии оценки

Cessna 750 Citation X,

США,

2000 г.

Dassault Falcon 50EX,

Франция,

1996 г.

Cessna Citation Sovereign,

США,

2000г

Hawker Beechcraft Hawker 4000,

США,

2001 г.

Bombardier Challenger 300,

Канада, 2001 г.

Проект.

самолет

Экипаж

2

2

2

2

2

2

Тип двигателей, количество (n),

тяга n.P0,(дaH)

2 ТРДД Rolls-Royce AE 3007C

2 x 2866

3 ТРДД

AlliedSignal TFE731-40

3 x 1646

2 ТРДД Pratt Whitney Canada PW306C

2 x 2527

2 ТРДД Pratt & Whitney Canada PW-308A

2 x 2890

 2 ТРДД  

Honeywell HTF7000

2 x 3040

2 ТРДД Pratt & Whitney Canada PW-308A

2 x 2890

Удельный расход топлива, Сpo(кг/?H*ч)

0,41

0,72

0,36

0,28

0,29

0,28

Удельный вес двигателя, г(?H/кВт)

0,26

0,2

0,21

0,22

0,24

0,22

Взлётная масса, m0 (кг)

16140

18008

13959

17917

17622

13528

Масса коммерческой нагрузки, mком(кг)

1462

1111

1492

1729

1111

1492

Масса пустого самолета, mпуст(кг)

9750

9889

8200

10659

10750

6718

Масса топлива, mт(л)

7290

7039

5166

6622

6418

4870

Критерии оценки

Cessna 750 Citation X,

США,

2000 г.

Dassault Falcon 50EX,

Франция,

1996 г.

Cessna Citation Sovereign,

США,

2000г

Hawker Beechcraft Hawker 4000,

США,

2001 г.

Bombardier Challenger 300,

Канада, 2001 г.

Проект.

самолет

Весовая отдача по комм. нагрузке,

0,09

0,06

0,106

0,96

0,06

0,11

Удельная нагрузка на крыло, p0(?H/м2)

329

384

294

363

363

290

Тяговооруженность, P0(кВт/?H)

0,35

0,27

0,36

0,32

0,35

0,42

Площадь крыла,

S(м2)

48,96

46,83

47,4

49,3

48,50

46,6

Размах крыла, l(м)

19,38

18,86

19,3

18,82

19,46

18,82

Удлинение крыла,

л

7,6

7,4

7,8

7,18

7,5

7,6

Сужение крыла,

з

4,88

3,45

3,19

3,3

3,2

3,2

Угол стреловидности крыла,

ч

37

26

12,7

28

27

18

Относительные толщины,

С0

0,11

0,16

0,15

0,16

0,14

0,15

Диаметр фюзеляжа, Dфэ(м)

2

1,98

1,9

2,2

2,45

1,9

Удлинение фюзеляжа,

лф

10,8

8,8

9,9

9,9

8,4

10

Удлинение горизонтального оперения,

лго

5,9

5,6

5,9

5,5

5,8

5,9

Сужение горизонтального оперения,

зго

2

1,8

1,9

1,5

1,9

1,9

Критерии оценки

Cessna 750 Citation X,

США,

2000 г.

Dassault Falcon 50EX,

Франция,

1996 г.

Cessna Citation Sovereign,

США,

2000г

Hawker Beechcraft Hawker 4000,

США,

2001 г.

Bombardier Challenger 300,

Канада, 2001 г.

Проект.

самолет

Угол стреловиднос-ти горизонтально-го оперения, ч0го

20

20

22,6

23

19

22,6

Площадь горизонтально-го оперения,

Sго (м2)

12,2

11,7

11,9

12,3

12,1

11,9

Удлинение вертикального оперения,

лво

1,3

1,2

1,4

1,4

1,2

1,4

Сужение вертикального оперения,

зво

2,3

2,4

2,36

2,4

2,5

2,36

Угол стреловиднос-ти вертикального оперения,

ч0во

38

37

38

36

36

38

Площадь вертикального оперения, Sво(м2)

8,2

8

8,4

8,4

8,6

8,4

Относительная база шасси,

b0

0,4

0,4

0,35

0,38

0,43

0,35

Относительная колея шасси,

B

0,18

0,15

0,157

0,148

0,24

0,15

Максимальная скорость на высоте

полета

Vmax/H ((км/ч)/м)

1003

1015

872

893

870

890

Критерии оценки

Cessna 750 Citation X,

США,

2000 г.

Dassault Falcon 50EX,

Франция,

1996 г.

Cessna Citation Sovereign,

США,

2000г

Hawker Beechcraft Hawker 4000,

США,

2001 г.

Bombardier Challenger 300,

Канада, 2001 г.

Проект.

самолет

Крейсерская скорость на высоте полета, Vкрейс/Hкрейс((км/ч)/м)

991

903

822

870

848

850

Потолок, Hп (м)

14000

14936

14325

13716

13716

14325

Дальность полета,

L (км)

6350

6084

5222

6188

5741

5500

Длина разбега (длина ВПП), lразб(м)

1600

1500

1076

1374

1466

1100

Число пассажиров, n

12

8-9

12

8-14

9

12

Тип ВПП

Бетон

Бетон

Бетон

Бетон

Бетон

Бетон

Cessna Citation X  - административный самолет (Рисунок 1), разработанный американской компанией Cessna в начале 1990-х годов. К моменту зарождения программы Citation X семейства самолетов серии 650 уже отмечали свое восьмилетие. К девяностому году Cessna Aircraft Company провела исследование на тему модернизации самолетов, в ходе которого выяснилось, что клиенты заинтересованы в более быстрых и вместительных воздушных судах. Это дало фирме импульс к созданию новой серии административных самолетов. Первый полет прототипа был проведен 21 декабря 1993, его сертификация заняла три года.

Механизация Cessna Citation X включает по задней кромке трехсекционные закрылки и элероны, по передней - двухсекционные предкрылки. Фюзеляж круглого сечения с усиленной конструкцией в виде нервюр большей площади сечения в области гермокабины, форма которого предоставляет возможность эффективного использования внутреннего пространства для комфортного размещения двенадцати пассажиров. Основной особенностью самолета, обуславливающей высокую крейсерскую скорость порядка 990 км/ч, является применения двух мощных двигателей Rolls-Royce AE 3007C совместно с крылом довольно большой стреловидности (37 градусов), что делает его одним из самых быстрых в своей категории самолетов.

Рисунок 1 - Cessna 750 Citation X

Cessna Model 680 Citation Sovereign (Рисунок 2) - трансконтинентальный самолет, созданный компанией Cessna для перевозки 8-12 пассажиров. Данный административный самолет был представлен публике на выставке в Лас-Вегасе в 1998 году, чтобы заполнить модельную нишу между легким двухмоторным Citation Excel и высокоскоростным Citation X. Первый полет был выполнен 27 февраля 2002 года. Герметичная пассажирская кабина имеет обогрев с системой кондиционирования. Ее компоновка в стандартной комплектации включает в себя четыре пары со столиком между ними.

На самолете установлена система авионики Honeywell Primus Epic, в состав которой входят два основных дисплея для обеспечения наиболее точной ситуационной осведомленности о скорости и высоте полета, скороподъемности, один из которых служит для индикации состояния работы двигателя и оповещения экипажа (EICAS). Сведения от системы управления полетом Honeywell (FMS) синхронизируются со всемирной аэронавигационной базой данных посредством технологий GPS, системы всенаправленного дальномерного и азимутального радиомаяка.

Крыло рассматриваемого административного самолета имеет умеренную стреловидность порядка 13 градусов по четверти хорд и увеличенное удлинение, что в совокупности позволяет применять бизнес-джет на аэродромах с короткой взлетно-посадочной полосой, так как взлетная дистанция небольшая по сравнению с другими самолетами компании Cessna.

Falcon 50EX - среднемагистральный самолет (Рисунок 3), производимый французской фирмой Dassault Aviation. Первый полет датируется 10 апреля 1996 года. По сравнению с прошлой моделью Falcon 50 увеличилась скороподъемность (время набора высоты 12,5 км сократилось до 23 минут) и дальность полета до 6050 км. Такого результата удалось достигнуть за счёт установки трех новых двигателей AlliedSignal TFE 731-40 с увеличенной тягой и улучшенным на 7% расходом топлива. Также была модернизирована система авионики (Collins Proline 4), которая включает четыре экрана, улучшенное оборудования системы аварийного радиомаяка, регистратор радиопереговоров и так далее.

Рисунок 2 - Citation Sovereign

Все багажные отделения полностью герметизированы и вмещают в себя, в общей сложности, 1000 кг багажа.

Рисунок 3 - Falcon 50EX

Bombardier Challenger 300 - бизнес-джет дальностью полета около 5700 км производства комнапии Bombardier Aerospace. Представленный на Парижском авиасалоне 1999 года, он совершил свой первый полет 14 августа 2001 года, получил канадское официальное утверждение 31 мая 2003 года и был представлен 8 января 2004 года. Разработки самолёта начались в конце 1990-х годов. Тогда первоначально планировалось использоваться самолёт в качестве небольшого пассажирского воздушного судна, вместимостью до 20 человек, однако впоследствии, он был пере классифицирован в административный.

Тяга данного бизнес-джета обеспечивается двумя турбовентиляторными двигателями Honeywell AS907 с мощностью каждого 30,4 кН. Предполетный осмотр легко выполняется с уровня земли. Уровень моторного масла проверяется с помощью переключателей за панелью доступа прямо перед передним краем правого крыла. Количество и распределение топлива можно проверить одновременно.

Из конструктивных особенностей Challenger 300 можно выделить полумонококовый фюзеляж и крыло алюминиевой конструкции без предкрылков, имеющего винглеты высотой 1,15 м. По данным компании установка данного типа законцовок крыла позволила снизить индуктиное сопротивление на 17% в крейсерском режиме полета. Подвесные элероны приводятся в действие вручную, руль высоты и направления гидравлические с механической подпоркой, электродистанционные спойлеры улучшают управление по крену и действуют, как воздушный тормоз на земле, гидравлический одинарный щелевой щиток Фаулера имеет четыре положения: 0/10/20/30°. Авионика Rockwell Collins Pro Line 21 включает в себя четыре дисплея, компьютер с системами индикации параметров работы двигателя, предупреждения об опасной близости земли (EGPWS) и столкновений самолетов в воздухе (TCAS II).

Рисунок 4 - Bombardier Challenger 300

Hawker Beechcraft's Hawker 4000, более известный как Hawker Horizon, является среднемагистральным административным самолетом дальностью полета до 6 тысяч километров. Hawker Beechcraft возлагал большие надежды на этот частный самолет - производитель спроектировал его для удовлетворения высоких стандартов комфорта и производительности. Чтобы дать модели 4000 конкурентное преимущество, компания выбрала в качестве материала для фюзеляжа углеродное волокно, создав первый в категории бизнес-джетов самолет с цельнокомпозитным трехсекционным фюзеляжем. На борту воздушного судна имеется двухканальная электронно-цифровая система управления двигателем с полной ответственностью (FADEC), новые автоматический режим вспомогательного блока питания и модуль управления шасси. Применение двигателя Pratt & Whitney PW 308A, выдерживающего 3,13 кг осевой нагрузки, с небольшим удельным расходом топлива 0,28 кг/?H•ч, обеспечивает увеличенную дальность полета вкупе с высокими эксплуатационными характеристиками. Конструкция крыла не имеет предкрылка.

Рисунок 5 - Hawker 4000

Проведенный анализ парка самолетов отечественного производства показал, что ожидается спрос на административные самолеты в связи с изменение объема межрегиональных авиаперевозок. При максимальной пассажировместимости комфорт в салоне должен соответствовать бизнес классу. Техническое обслуживание и ремонт самолёта должны соответствовать требованиям государственных стандартов и норм лётной годности. Расход топлива на 1 пассажирокилометр при максимальной пассажировместимости на практическую дальность из расчёта 75 кг на пассажира должен быть не менее топливной эффективности самолётов аналогов.

Для того, чтобы задать тактико-технические требования к проектируемому самолету, определим список общих качественных требований в произвольном порядке, на которые при дальнейшем проектировании следует опираться прежде всего.

Комфортное размещение пассажиров в салоне.

Высокая топливная эффективность.

Осуществление взлета с коротких взлетно-посадочных полос.

Возможность модернизации в класс местных пассажирских самолетов.

Удобство ремонта и обслуживания.

Низкий уровень шума в пассажирской кабине.

Высокая крейсерская скорость

Далее произведем ранжирование приведенных выше общих требований к административному самолету методом парных сравнений (Таблица 2), чтобы упорядочить их по критерию относительной значимости в рамках концепции проекта.

Таблица 2 - Результаты ранжирования требований

№

1

2

3

4

5

6

7

рейтинг

место

1

-

1

1

2

2

1

1

8

2

2

1

-

2

1

2

2

1

9

1

3

1

0

-

2

2

1

0

5

4

4

0

1

0

-

1

1

1

4

5

5

0

0

0

1

-

1

0

2

6

6

1

0

1

1

1

-

1

5

4

7

1

1

2

1

2

1

-

6

3

Таким образом, для проектируемого бизнес-джета перечень установленных технических требований в порядке уменьшения значимости выглядит следующим образом:

1. Высокая топливная эффективность.

2. Комфортное размещение пассажиров в салоне.

3. Высокая крейсерская скорость.

4. Низкий уровень шума в пассажирской кабине. Осуществление взлета и посадки с коротких взлетно-посадочных полос

5. Возможность модернизации в класс местных пассажирских самолетов.

6. Удобство ремонта и обслуживания.

Затем задаются летно-технические характеристики административного самолета, опираясь на статистику и общие технические требования.

Класс аэродрома: Г

Тип взлетно-посадочной полосы: бетон

Крейсерская скорость: Vкрейс =850 км/ч

Крейсерская высота: Нкрейс =10500 м

Максимальная скорость: Vmax = 880 км/ч

Дальность полета: 5500 км

Потолок: 14000 м

Число пассажиров: 12

Состав экипажа: первый пилот, второй пилот

Минимальное количество двигателей: 2

Основные конструкционные материалы:

- дюралевые сплавы (Д16А-ТНБ, Д16-АТ, Д16-АТБ);

- алюминиевые сплавы (АК6, АК8);

- магниевые сплавы (МЛ-5);

- композиционные материалы;

- трехслойные конструкции с сотовым заполнителем.

Длина разбега: Lразб =1100 м.

Скорость захода на посадку: Vз. п. = 220 км/ч

2.2 Выбор и обоснование схемы самолета и его основных параметров

Аэродинамическая схема определяется расположением вспомогательных поверхностей (стабилизатора, киля) относительно крыла. Различают три основные схемы: «нормальная» аэродинамическая схема (горизонтальное оперение находится за крылом), «утка» (вспомогательные поверхности управления располагаются перед крылом) и «бесхвостка» (отсутствует стабилизатор, как отдельная плоскость управления полетом по тангажу).

Выбор аэродинамической схемы зависит от типа проектируемого самолета, условий его применения, компоновки агрегатов конструкции и основных технических требований, предъявляемых к летающему аппарату. Использование схем «утка» и «бесхвостка» для проектируемого административного самолета со стреловидным крылом среднего удлинения невозможно конструктивно, в виду необходимости применения высоких опор шасси при выходе на большие углы атаки на стадии взлета и посадки. Таким образом, принимается «нормальная» аэродинамическая схема, которую имеют все рассмотренные прототипы проектируемого бизнес-джета, включенные в статистику. Достоинства данной схемы следующие:

крыло не затеняется оперением и имеет плавный характер обтекания воздушным потоком;

хорошая путевая устойчивость, обусловленная малым удлинением носовой части фюзеляжа;

обзор экипажа в задней полусфере улучшается.

Вместе с выбором аэродинамической балансировочной схемы самолета определяется размещение крыла относительно фюзеляжа. Схема среднеплан широко используется при проектировании военных самолетов, и практически не применяется в гражданском авиастроении в виду того, что центроплан конструктивно мешает созданию пассажирского салона. Схему низкоплан имеют, в основном, транспортные самолеты, так как в этом случае обеспечивается возможность быстрой погрузки-разгрузки благодаря небольшому расстоянию от фюзеляжа до земли. Эвакуация пассажиров самолета данной схемы весьма затруднительна не только при посадке на воду, но и на землю, так как крыло стремится раздавить своим весом кабину в случае возникновения аварийной ситуации.

Исходя из технических и эксплуатационных особенностей проектируемого административного самолета выбирается схема «низкоплан». Данное конструкторское решение позволяет повысить уровень безопасности пассажиров в случае вынужденной посадки, улучшить устойчивость и управляемость при рулении за счёт размещения шасси на крыле и обеспечить возможность размещения механизации по всему размаху крыла. Для того, чтобы уменьшить вредное влияние интерференции, необходимо в месте стыка крыла с фюзеляжем применить зализы.

2.2.1 Определение характеристик крыла

На графике 1 показана зависимость удлинения крыла самолетов-аналогов от дальности их полета L.

График 1 - Зависимость удлинения крыла от дальности полета

Для проектируемого самолета при дальности полета 5500 км удлинение крыла принимаем =7,6.

На графике 2 представлена зависимость угла стреловидности крыла самолетов-аналогов от дальности их полета L.

График 2 - Зависимость угла стреловидности от дальности полета

Для проектируемого самолета при дальности полета 5500 км угол стреловидности крыла принимается ч =18 исходя из статистики и тактико-технического требования короткого взлета и посадки к проектируемому самолету.

Принятые конструктивные характеристики схемы крыла занесены в Таблицу 3.

Таблица 3. Конструктивные характеристики крыла.

Параметры крыла самолета

Значение

Число крыльев

1

Расположение крыла

низкоплан

Форма крыла в плане

стреловидная

Угол стреловидности по четверти хорд

ч° = 18°;

Удлинение крыла

л =7,6

Сужение крыла

з =3,2

Средняя относительная толщина профиля

С0 = 0,15

В последующем используем полученные данные в процессе конструирования крыла.

2.2.2 Выбор параметров фюзеляжа

Фюзеляж предназначен для размещения полезной нагрузки, экипажа, оборудования и интегрирования в единую конструкцию различных узлов и агрегатов самолета.

Форма фюзеляжа принимается круглой, так как в этом случае обеспечивается наименьшее сопротивление трения в виду минимальной площади поверхности агрегата при его постоянном объеме. Форма носовой и хвостовой части фюзеляжа задается в соответствии с требованиями аэродинамики. Поэтому принимается носовая часть плавно сужающейся каплевидной формы, а хвостовая с большим удлинением и прямолинейностью образующих контура с целью не допустить отрыва воздушного потока, приводящего к увеличению аэродинамического сопротивления.

Диаметр фюзеляжа принимаем из статистики Dф = 1,9 м.

Удлинение фюзеляжа определяем по формуле 1:

Удлинение носовой части фюзеляжа рассчитываем по формуле 2:

(2)

Удлинение хвостовой части фюзеляжа согласно формуле 3:

2.2.3 Выбор схемы и параметров оперения

Расположение и количество поверхностей оперения (киля и стабилизатора) определяют его схему совместно с принятой аэродинамической компоновкой планера. Относительная толщина профилей оперения для скоростных самолетов со стреловидным крылом принимается Соп=0,06.

Для выбора схемы оперения на основе статистических данных рассмотренных прототипов определяются следующие параметры:

удлинение горизонтального оперения: лг.о. = 5,8;

сужение горизонтального оперения: зг.о. = 1,9;

удлинение вертикального оперения: лв.о. = 1,4;

относительная площадь горизонтального оперения: г.о. = 25 %;

сужение вертикального оперения: зв.о. = 2,36;

относительная площадь вертикального оперения: в.о. = 18 %.

2.2.4 Схема шасси

По статистике большинство административных самолетов имеют трехопорное шасси с передней носовой опорой. Наибольшее распространение данная схема получила благодаря следующим достоинствам:

Сокращение длины пробега за счет интенсивного торможения без опасности капотирования самолета.

Хорошая путевая устойчивость летательного аппарата при движении по взлетно-посадочной полосе.

Реактивная струя двигателей направлена практически параллельно относительно поверхности земли, что улучшает эксплуатационные свойства самолета.

При посадке с боковым ветром угол сноса уменьшается, так как силы трения главных опор колес создают компенсирующий момент.

Перечисленные выше достоинства применения на практике шасси с передней опорой более существенны, чем недостатки. К слабой стороне данной схемы следует отнести большую массу носовой опоры в сравнении с двумя хвостовыми, вследствие восприятия ей значительной части нагрузок при торможении и разгоне. Возникает возможность появления колебаний колес относительно оси вращения стойки, для гашения которых приходится применять гидравлические демпферы. Таким образом, с учетом рассмотренных выше особенностей шасси с передней опорой принимается трехопорное шасси для проектируемого самолета.

2.2.5 Выбор двигателя

Выбирается тип двигателя турбореактивный двухконтурный (ТРДД), так как по результатам ранжирования при проектировании важна топливная эффективность административного самолета. По сравнению с одноконтурным применение двухконтурного двигателя позволяет значительно сократить расход топлива без уменьшения мощности силовой установки. К недостаткам данного вида двигателя можно отнести возросший вес вследствие усложнения конструкции - увеличения диаметра второго контура.

Исходя из показателя удельного расхода топлива (Cро=0,28 кг/Н•ч) и его оптимального удельного веса (г=0,22 кг/даН) выбираем из ряда прототипов двигатель Pratt & Whitney Canada PW-308A.

2.2.6 Удельная нагрузка на крыло

Коэффициент подъемной силы принимаем ориентировочно для эффективной механизации Сymax пос = 2,25 (двухщелевой закрылок Фаулера).

Выбранное значение удельной нагрузки на крыло проверяется по следующим условиям.

Обеспечение заданной скорости захода на посадку определяеся по формуле 4:

Где Су max пос = 2,25 - коэффициент подъемной силы;

Vз.п= 56 - скорость захода на посадку, м/с;

= 0,2 - предполагаемое значение относительной массы топлива;

Условие обеспечения заданной скорости захода на посадку выполняется.

Обеспечение заданной крейсерской скорости на расчетной высоте полета определяеся по формуле 5:

Где = 0,337 - относительная плотность на расчетной высоте;

Vкр = 239 - крейсерская скорость, м/с.

Коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе рассчитывается следующим образом согласно формуле 6:

где М= 0,8 - число Маха,

= 0,15 - относительная толщина профиля крыла;

= 9,9 - удлинение фюзеляжа;

Коэффициент отвала поляры в дозвуковой зоне вычисляется в зависимости от удлинения крыла по формуле 7:

где k = 1,02 - для трапециевидных крыльев с л>3;

- эффективное удлинение крыла;

Таким образом, нагрузка на крыло для обеспечения заданной скорости на высоте полета находится по формуле 9:

,

даН/м2

Условие обеспечения заданной крейсерской скорости на расчетной высоте выполняется.

За расчетное значение удельной нагрузки на крыло принимается наименьшее из двух расчетных значений Р0 = 290 даН/м2.

2.3 Определение потребной тяговооруженности самолета

Перечень наиболее важных для проектируемого административного самолета условий обеспечения тактико-технических требований включает: обеспечение крейсерской скорости, длины разбега, взлета самолета при отказе одного из двигателей.

Обеспечение крейсерской скорости полета Vкрейс = 850 км/ч на крейсерской высоте:

Где = 0,3 для скорости полета, соответствующей числу Маха М = 0,8 и высоте Н = 10000 при высокой степени двухконтурности;

= 0,9 - коэффициент, зависящий от режима работы;

- аэродинамическое качество;

- аэродинамическое качество на крейсерском режиме.

,

Обеспечение заданной длины разбега рассчитываем по формуле 11:

Где = 2,2 - коэффициент, зависящий от механизации крыла;

= 0,02 - коэффициент трения качения колес шасси;

=10 - аэродинамическое качество на разбеге.

Обеспечение взлета при отказе одного двигателя согласно формуле 12:

Где = 2 - число двигателей на самолете;

- аэродинамическое качество самолета при наборе высоты;

= 0,024 - тангенс угла наклона траектории при наборе высоты, задается нормами летной годности в зависимости от числа двигателей.

Подсчитав для намеченных условий величины тяговооруженности, за потребную величину тяговооруженности принимается наибольшая из них, что обеспечит выполнение всех намеченных условий и получение требуемых характеристик самолета.

2.3.1 Подбор двигателей

По величине потребной тяговооруженности и для взлетной массы находим суммарную тягу двигателей по формуле 13:

Таким образом, потребная тяга одного двигателя даН.

Значит, выбранный ранее двигатель Pratt & Whitney Canada PW-308A мощностью 2890 даН удовлетворяет условию потребной тяговооруженности для проектируемого самолёта.

2.4 Расчет взлетной массы самолета

2.4.1 Определение массы целевой нагрузки

Для проектируемого административного самолета к целевой нагрузке относится коммерческая нагрузка, в которую включаются пассажиры, багаж, платный груз и почта. Приближенно масса коммерческой нагрузки определяется по числу пассажиров согласно формуле 14:

Где mпас = 75 - средняя масса одного пассажира, кг;

qбаг = 20 - масса багажа, перевозимого одним пассажиром для магистральных самолетов, кг;

nпас = 12 - число пассажиров;

1,3 - коэффициент, учитывающий массу дополнительного платного груза и почты.

кг.

Чтобы назначить вероятное значение взлетной массы рассчитаем коэффициент массовой отдачи з для каждого прототипа по формуле 15:

,,

,

Принимаем коэффициент массовой отдачи з=0,1068 исходя из потребного числа пассажиров для проектируемого самолета. Тогда взлетная масса предварительно принимается кг.

2.4.2 Определение массы снаряжения и служебной нагрузки

Масса служебной нагрузки складывается из суммы массы экипажа и снаряжения (формула 16).

,

где - масса снаряжения для средних по массе самолетов.

,

2.4.3 Определение относительной массы конструкции

Согласно формуле 17 относительная масса конструкции определяется исходя из взлётной массы самолета и удельной нагрузки на крыло:

где k = 0,55 - для самолетов с двумя ТРДД и топливом в крыле;

p0 = 290 - удельная нагрузка на крыло, даН/м2.

,

2.4.4 Определение относительной массы силовой установки

Относительная масса силовой установки (формула 18) может быть выражена через удельный вес двигателей г и удельную тяговооруженность (формула 19).

где k1 = 2,26 и k2 = 3,14 - статистические коэффициенты, зависящие от числа двигателей;

- удельный вес двигателей;

- стартовая тяговооруженность.

где P0 - принятая энерговооруженность самолета;

m0 - принятая взлетная масса самолета.

2.4.5 Определение относительной массы топливной системы

Запас топлива для крейсерского полета определяется по формуле 20:

где - расчётная дальность крейсерского участка полета;

- расчетная дальность полета;

- горизонтальная дальность полета на участках набора

высоты и снижения;

- крейсерская скорость полета;

W - расчётная скорость встречного ветра;

- аэродинамическое качество;

- удельный расход топлива на крейсерском режиме полета.

2.4.6 Определение относительной массы оборудования и управления

Относительная масса оборудования и управления определяется по эмпирической формуле 21:

Где nпасс - число пассажиров;

m0 - взлетная масса самолета;

- масса снаряжения.

2.4.7 Определение взлетной массы самолета

Взлетная масса находится из уравнения существования летательного аппарата по формуле 22.

Отличие найденного значения от принятого ранее составляет 3%. Так как это оно не превышает 5%, то можно принять кг за окончательное значение взлетной массы.

2.5 Определение параметров крыла

При принятой удельной нагрузки на крыло P0 и взлетной массы самолета m0 находится площадь крыла по формуле 23:

м2

Зная удлинение и сужение крыла, принятые при выборе схемы самолета, можно вычислить следующие геометрические размеры крыла.

Размах крыла согласно формуле 24:

где л = 8,7 - удлинение крыла.

м,

Концевую хорду крыла можно вырахзить через его площадь и сужение (формула 25-27):

,

Тогда корневая хорда с учетом сужения крыла:

,

Средняя аэродинамическая хорда определяется по формуле 29:

м.

2.6 Определение параметров оперения

По статистическим данным относительная толщина профилей оперения для скоростных самолетов со стреловидным крылом находится в пределах 5-6% хорды. Принимаем Соп=0,06.

Относительные площади горизонтального и вертикального оперения принимаем по статистике: г.о. = 25 %, в.о. = 18 %.

Удлинение горизонтального оперения согласно формуле 30:

лг.о. =8,42/12= 5,8

Сужение горизонтального оперения опредяется, как отношение корневой хорды крыла к концевой (формула 31):

зг.о. = 2,05/0,987=2,1

Аналогично находим удлинение и сужение вертикального оперения:

лв.о. = 1,4, зв.о. = 2,36.

Принятые ранее г.о. = 25 %, в.о. = 18 % позволяют определить абсолютные площади горизонтального и вертикального оперения относительно площади крыла по формуле 32:

Где Sоп - абсолютная площадь оперения;

- относительная площадь оперения;

- абсолютная площадь крыла.

,

,

Размах горизонтального оперения определяется по формуле 33:

,

где лг.о = 5,8 - удлинение горизонтального оперения.

Концевую хорду горизонтального оперения можно вычислить по формуле 34:

м.

Корневую хорду горизонтального оперения находим по формуле 35:

м.

Высота вертикального оперения (формула 36) вычисляется аналогично размаху горизонтального оперения:

,

,

Концевая хорда вертикального оперения:

м.

2.7 Выбор параметров шасси

Основные параметры шасси принятой трехопорной схемы, которые следует определить, следующие:

база - расстояние между осями передней и задней опоры шасси при виде сбоку;

колея - расстояние между осями главных опор шасси при виде спереди;

вынос главных колес - расстояние между вертикальной осью симметрии главных опор шасси и осью центра тяжести самолета при виде сбоку;

вынос переднего колеса - расстояние между вертикальной осью симметрии передней опоры шасси и осью центра тяжести самолета при виде сбоку

угол касания хвостовой пяткой ц;

высота шасси - расстояние от узлов крепления шасси до поверхности аэродрома в стояночном положении;

Продольная база шасси зависит от длины фюзеляжа (формула 38):

,

где Lф = 65 - длина фюзеляжа, м.

,

Вынос главных колес должен согласовываться с принятой базой шасси (формула 39):

,

Вынос переднего колеса определим согласно формуле 40:

Принимаем размер колеи шасси исходя из статистических данных прототипа самолета согласно формуле 41:

,

,

Угол касания хвостовой пяткой должен обеспечивать использование посадочных углов атаки самолета (формула 42)

,

где - максимальный посадочный угол;

- угол заклинения крыла (относительно продольной оси фюзеляжа);

- стояночный угол.

,

2.8 Составление сводки масс самолета

Массу крыла рассчитываем по формуле 42:

где np=5,7 - расчетная перегрузка;

,

Масса фюзеляжа находится при помощи формул 43-46.

где - при креплении шасси к крылу;

- конструкционная длина фюзеляжа;

- площадь омываемой поверхности фюзеляжа

- конструкционная высота фюзеляжа;

Массу оперения находится согласно формуле 47:

кг.

Массу шасси рассчитывается по формуле 48:

кг.

Массу окраски принимается по формуле 49:

кг.

Снижение веса конструкции можно добиться путем рационального выбора материала для деталей и узлов и тщательной проработки конструктивно-силовой схемы агрегата самолета на этапе конструирования.

Абсолютные значения масс агрегатов самолета и окраски получены при помощи весовых формул, которые учитывают теоретические зависимости между геометрическими параметрами агрегатов и воспринимаемых ими нагрузками при помощи эмпирических коэффициентов.

В массовую сводку входят абсолютные и относительные значения вычисленных значений составляющих масс проектируемого самолета (Таблица 4).

Таблица 4 - Массовая сводка проектируемого самолета

№

Наименование

Абсолютное значение

Страница:


Подобные документы

Работы в архивах красиво оформлены согласно требованиям ВУЗов и содержат рисунки, диаграммы, формулы и т.д.
PPT, PPTX и PDF-файлы представлены только в архивах.
Рекомендуем скачать работу.

© 2000 — 2025, ООО «Олбест» Все наилучшее для вас