Проектирование пассажирского турбовинтового самолета

Размещено на http://www.allbest.ru/

1. Статистическое проектирование облика самолета

Введение, постановка задачи проектирования

К самолетным конструкциям предъявляются такие требования, как высокая прочность при минимальной массе, надежность и долговечность, достаточная жесткость, производственная и эксплуатационная технологичность. Чтобы при проектировании удовлетворить всем этим, часто противоречивым, требованиям, конструктор должен обладать глубокими знаниями различных дисциплин и умением найти оптимальное решение поставленной задачи, наиболее рационально спроектировать деталь, узел и агрегат самолета.

Бурное развитие авиационной науки и техники приводит к появлению новых материалов, новых технологических решений, позволяющих создавать принципиально новые конструкции, однако фундаментальные методические положения проектирования остаются неизменным.

Задача проектирования состоит в разработке конструкции нового самолета и его составляющих элементов. На начальной стадии проектирования необходимо произвести разработку общего вида самолета.

Для этого следует провести ознакомление с основными тактико-техническими требованиями (ТТТ), предъявленными к самолету, летно-техническими характеристиками (ЛТХ), схемами, основными параметрами, общим устройством самолетов и агрегатов, силовой установкой (СУ), увязкой основных элементов агрегатов самолета, правилами выполнения чертежей общего вида самолета и общего устройства его агрегатов.

1.1 Назначение, тактико-технические требования к самолету, условия

его производства и эксплуатации

Пассажирским самолетом называют летательный аппарат тяжелее воздуха, основным назначением которого является перевозка пассажиров на различные расстояния.

Целью данной выпускной работы является проектирование пассажирского турбовинтового самолета со следующими тактико-техническими требованиями:

* количество пассажиров - чел;

* число экипажа - чел;

* дальность полета - км;

* максимальная скорость - км/ч;

* крейсерская скорость - км/ч;

* максимальная высота полета - 6.8 км;

* высота крейсерского полета - 6 км;

* длина разбега при взлете - м.

1.2 Сбор и обработка статистических данных

Сбор и обработка статистических данных в ходе проектирования самолета позволяет:

Получить наглядное представление о современном уровне развития самолетостроения с учетом:

а) типов самолетов, необходимых государству;

б) задач, которые они выполняют;

в) летно-технических качеств;

г) средств достижения этих качеств: применяемых схем самолетов, геометрических и массовых параметров, СУ, конструкционных материалов, способов производства и т.д.

Определить тенденции и перспективы разрабатываемого типа самолета, количественные изменения ТТТ к самолету, потребную эффективность, условия производства и эксплуатации.

Определить ряд параметров самолета.

Для сбора статистических данных необходимо использовать данные самолетов, аналогичных проектируемому и имеющих близкие летно-технические характеристики и условия эксплуатации. Анализ статистического материала дает возможность разработать ТТТ к проектируемому самолету, выбрать его схему.

АН-24

Пятидесятидвухместный пассажирский самолет Ан-24 создан в 1959 году для авиалиний малой и средней протяженности. В конструкции самолета Ан-24 (рис 1.1) впервые были применены клеесварные соединения. Хорошие летные качества, надежность конструкции, возможность эксплуатации с грунтовых аэродромов, экономичность и простота технического обслуживания обеспечили самолету признание у нас в стране и за рубежом. Свыше 25 лет продолжается эксплуатация самолета у нас в стране и в 23 зарубежных странах. Ресурс самолета доведен до 50 000 летных посадок, что соответствует уровню мировых показателей.

На базе самолета Ан-24 разработано около 40 модификаций.

Рис. 1.1 Самолет Ан-24

ATR42

В 1978 г. итальянская фирма "Аэриталия" (в настоящее время - "Аления") разработала проект 35-местного турбовинтового самолета AIT-230 (рис 1.2), а в 1979 г. Во Франции фирма «Аэроспасьяль» - однотипный проект самолета AS35. В середине 1980 г. Фирмы образовали консорциум ATR для совместной разработки и производства 40-местного самолета ATR42. Этот самолет стал первым среди самолетов нового поколения, предназначенных для местных авиалиний и разработанных позднее в других странах. Официально программа самолета ATR42 началась в ноябре 1981 г. Первый полет опытного самолета состоялся 16 августа 1984 г. В конце сентября 1985 г. Он был одновременно сертифицирован во Франции и Италии, а в октябре - в США. В декабре 1984 г. Начались поставки. В дальнейшем на основе исходного самолета были разработаны усовершенствованные модификации ATR42-320 (см. с. 76), ATR42-400, ATR42-500 (см. с. 78) и семейство самолетов ATR72 с увеличенным числом мест (см. с. 80). Изучался проект грузового самолета ATR-42F с усиленным полом кабины и грузовой дверью с левого борта фюзеляжа. Для вооруженных сил исследовался проект военно-транспортного самолета ATM-42R, который имел в хвостовой части фюзеляжа откидную грузовую рампу и предназначался для перевозки десантников или грузов массой до 5 т. Для ВМС прорабатывался патрульно-противолодочный самолет «Петрел» 42 с подкрыльными узлами для подвески торпед и управляемых ракет.

Рис.1.2 Самолет ATR42

В настоящее время программа серийного производства и дальнейшего развития самолета осуществляется созданным в 1996 г. Европейском консорциуме AIR, в состав которого входят франко-итальянский консорциум ATR и отделение «Джетстрим Эркрафт» английской корпорации «Бритиш Аэроспейс». В связи с этим самолеты в некоторых изданиях имеют обозначение AIR ATR42.

L-610

В начале 1988 г. началось конструирован опытного образца, а первый полет самолета L-610 (рис. 1.3) состоялся 28 декабря 1988г. В июне 1989г. самолет был представлен на авиашоу в Париже. Первый из 600 самолетов для Аэрофлота был показан на авиашоу в Париже в июне 1991г., а остальные заказаны для CSA. Для улучшения перспектив продажи на Западе на одном из опытных самолетов (новое обозначение L-610G) установлены двигатели General Electric CT7-9D мощностью 1750 л.с. Компания Лет также заявила о намерениях увеличить вместимость самолета L-610 до 50-55 пассажиров, возможно, используя двигатели GE CT7 или PW100.

Рис 1.3 Самолет L-610

F-27

Проект 26-28 местного пассажирского самолета был разработан в начале 50-х годов. Первый полет опытного образца состоялся 24 ноября 1955 г. Второй экземпляр, получивший удлиненный фюзеляж и увеличенную до 36 мест пассжировместимость, поднялся в воздух в конце января 1957 г. Этот вариант пошел в серийное производство под обозначением F.27-100.

Самолеты F.27(рис.1.4) поставлялись авиакомпаниям Air Algeria, BAC Express, Channel Express, Farnair Europe, Federal Express, Libyan Arab Airlines, Merpati, Myanma Airways, Pakistan International Airways, Scenic Airlines и WDL. Военные варианты F.27 эксплуатировались в Argentina Air Force, Finnish Air Force, Forces Area Bolivia, Ghana Air Force, Guatemala Air Force, Indonesia Air Force, Iran Air Force, Myanmar Air Force, Pakistan Air Force, Peruvian Navy, Philippine Air Force, Royal Australian Navy, Senegal Air Force, Spanish Air Force, Chad, Thai Air Force, US Army.

В апреле 1956 г. фирма Fairchild (США) приобрела лицензию на производство F.27. Американская модификация, выпускавшаяся под обозначением F-27A, В, F и FH-227, отличалась метеоРЛС и увеличенной дальностью полета.

Всего было построено 580 самолетов F.27 всех модификаций. На начало 2002 г. в эксплуатации находилось 267 машин.

Рис.1.4 Прототип Fokker F.27.

FH-227

В конце 50-х годов компания Фэрчайлд разработала на основе модели Фоккер F 27 вариант самолета с удлиненным фюзеляжем. Он получил название Фэрчайлд Хиллер FH-227. Самолет FH-227 мог вместить до 52 пассажиров и отличался новыми турбовинтовыми двигателями Rolls-Royce Dart RDa.7 Mk 532-7 мощностью 1678 кВт (2250 л.с.). Первый из двух опытных самолетов FH-227 поднялся в воздух 27 января 1966 года. До снятия с производства самолета FH-227 и его вариантов их серийный выпуск составил 79 машин.

Экипаж: 2-3, пассажиров: 44-56, двигатели: 2 x ТВД Rolls-Royce RDa-7 Mk.532, 1655кВт, размах крыла: 29.0м, длина: 25.5м, высота: 8.4м, пощадь крыла: 70.0м2, взлетный вес: 20640кг, масса пустого: 12478кг, макс. скорость: 483км\ч, перегоночная дальность: 2500км, дальность с макс. нагрузкой: 800км

Рис.1.5 Самолет FH-227

Статистические данные приведены в табл.1.1

Таблица 1.1

№	1	1	2	3	4	5	6
Наименование самолёта, год выпуска	1	F-27 1957г.	FH-227 1985г.	Ан-24 1965г.	ATR 42 1984г.	DASH 8 1987г.	L-610 1988г.
Лётные данные
Vmax км/ч	2	483	503	525	495	545	490
Hv max км	3	7,6	7,6	6,8	7,1	4,6	7,2
Vкрейс км/ч	4	460	498	460	470	525	408
Hкрейс км	5	7,6	7,6	6	7,1	4,6	7,2
Vпос км/ч	6	150	160	160	150	160	170
Vвзл км/ч	7	180	180	180	175	180	189
Vy м/с	8	7	7	7	9,4	7,1	7
Hпот	9	8	7,7	8,4	8,2	7,6	10,2
L (mTmax) км	10	2800	3000	2750	2780	2900	1480
L (mком max) км	11	800	800	980	1100	1035	870
Lвзл м	12	850	850	600	1090	1097	752
Lпос м	14	750	780	500	1030	1052	540
Массовые данные
mo кг	15	20640	20640	19200	16700	18635	14000
m пос кг	17	19780	19780	18540	16400	18145	13570
m пуст кг	18	12740	12740	11500	10285	11610	6780
mк кг	21	6162	8162	5400	4915	5260	3800
mт кг	22	4000	4000	4200	4500	3170	4320
n чел	23	50	50	52	50	56	40
Данные силовой установки
Число и тип двигателей	24	2xТВД	4xТВД Dart RDA 506	4xТВД PT6A-50	2xТВД Dart RDA-7 мк 535-2	2xТВД Dart RDA-7 мк 532-7R	2xТВД Dart RDA 7/2 527
No кВт	25	2?1105	2?1105	2?1875	2?1325	2?1752	2?1358
m дв кг	26	260	300	320	417,8	481	580
Се кг/кВт*ч	27	0,32	0,263	0,31	0,307	0,288	0,293
Геометрические данные
S м2	28	70	70	74,98	54,5	56,1	56,0
L м	29	29	29	29,2	24,57	27,4	25,6
	30	4	2	6,5	3,3	2,9	1,0
	31	12	12	11,37	11,07	13,39	11,7
	32	0,16	0,16	0,14	0,1	0,14	0,18
	33	2,5	2,8	2,9	1,75	1,67	2,6
Lф м	34	25,5	25,5	25,53	22,3	25,19	24,87
Dф м	35	2,67	2,8	2,9	3	2,85	2,7
ф	36	7,71	7,76	8,8	7,926	9,55	7,6
Sф м2	37	5,69	8,29	8,1	7,23	9,13	6,3
Sм м2	38	7,6	8,6	10,6	9,32	9,83	9,162
	40	0,229	0,137	0,25	0,27	0,25	0,23
	41	0,145	0,21	0,2	0,19	0,2	0,195

Производные величины
Po Дан/м2	42	289	284	274,75	306,4	326	246
to	43	0,109	0,186	0,182	0,159	0,177	0,198
кг/Дан	44	0,231	0,314	0,3	0,309	0,267	0,419
Kком	45	0,29	0,256	0,238	0,294	0,304	0,771
Км Дан/м2	46	2664	1800	2289	1657,8	1926	1502

После сбора статистических данных переходят к разработке тактико-технических требований. Этот этап проводится на основе анализа статистического материала, выбранные ТТТ заносим в табл.1.2.

Таблица 1.2

МН=11	Ммах	L, км	nпасс чел	Lp, м	Нст, м	Vкрейс, км/ч	Нкрейс, м	Vy H=0, м/с	nэк, Чел
0,45	0,47	3000	50	480	9000	540	6000	8	2

1.3 Выбор и обоснование схемы самолета

На основании собранных статистических данных выбрана нормальная (классическая) схема с размещением ГО сзади крыла.

К преимуществам данной схемы можно отнести:

- крыло работает в чистом невозмущенном потоке;

- носовая часть фюзеляжа укороченная, что приводит к уменьшению площади вертикального оперения;

Недостатки данной схемы:

- для обеспечения устойчивого полета ЛА ГО образует отрицательную подъемную силу;

Для уменьшения волнового сопротивления крыло, и ГО должны быть стреловидными.

По размещению монопланного крыла относительно фюзеляжа выбрана схема высокоплана.

Преимущества:

- наименьшее сопротивление интерференции;

- улучшение обзора нижнее полусферы;

- уменьшение возможности касания законцовкой крыла поверхности земли при посадке с креном.

- положительные характеристики с точки обеспечения устойчивости;

- возможность применения центроплана;

Недостатки такой компоновки:

- плохие условия обслуживания крыльев (двигателей);

- отсутствие экранного эффекта при взлёте и посадке;

- большая высота стоек шасси;

Расположение ГО выбрано с расположением на фюзеляже, что обеспечивает работу ГО

в потоке, возмущенном двигателями.

Используется трехопорная схема шасси с носовой стойкой. Эта компоновка исключает возможность капотирования самолета, также уменьшается вероятность козления после посадки. При касании земли основными стойками нос самолета опускается под действием сил, приложенных в центре масс самолета.

Силовая установка состоит из двух ТВД, размещенных на крыльях, что разгружает крыло.

После сбора и обработки статистических данных, а также выбора схемы самолета, определяются основные геометрические параметры самолета (табл.1.3).

Таблица1.3

крыло	фюзеляж
	?
11,5	7	2,5	0,12	0,06	0,116	0,12	9,496	1,556	3,416
Горизонтальное оперение	Вертикальное оперение
		?						?
0,25	5,9	17	2,5	0,09	0,205	0,2	1,7	20	2	0,09	0,342

Это параметры:

- крыла: удлинение , угол стреловидности , сужение , относительная толщина профиля c, относительная хорда закрылка bз, углы отклонения закрылка , относительная площадь элерона Sэл;

- фюзеляжа: удлинение , диаметр Dф, длина Lф;

- оперение: относительная площадь горизонтального оперения Sго, относительная площадь вертикального оперения Sво, удлинение ГО го, удлинение ВО во, угол стреловидности ГО го, угол стреловидности ВО во, относительная толщина профиля ГО сго, относительная толщина профиля ВО сво, сужение ГО го, сужение ВО во.

1.4 Определение взлетной массы самолета нулевого приближения

Взлетную массу самолета нулевого приближения определяют по формуле:

;

Где mо - взлетная масса самолета нулевого приближения; mком - масса коммерческой нагрузки; mэк - масса экипажа; - относительная масса конструкции; - относительная масса силовой установки; - относительная масса оборудования; - относительная масса топлива.

Для пассажирских самолетов mс вычисляют по формуле:

mком = 120 nпасс,

nпасс- количество пассажиров(nпасс=50 чел.);

Масса экипажа mэк :

mэк = 80 nэк;

nэк- число членов экипажа.

= a + bL/V,

где L- дальность полета, км; V- скорость полета, км/ч; а = 0,06…0,07;

Значения mк, mсу, mоб определяются из таблицы “Относительные значения составных частей взлетной массы самолета”[1, c.5].

Подставляем значения в формулы и находим взлетную массу самолета нулевого приближения:

mком = 12050 = 6000 кг; mэк = 802=160 кг;

= 0,065+0,053000/470= 0.384;

для самолетов с ТВД =0.5*0.384=0.192.

= кг;

1.5 Определение стартовой тяги двигателя

Суммарная стартовая тяга двигателя определяется по формуле:

;

где g= 9.8 м/с2; тяговооруженность to определяем из статистических данных

to=0.159

дан;

Определим стартовую тягу одного двигателя:

Р01= Р0 / n, n- число двигателей, n= 2

Р01= 3814,94/ 2 = 1907,47 дан;

Исходя из полученных результатов, подбираем двигатель.

Берем турбовинтовой двигатель АИ20М (рис.1.6).

Характеристики двигателя:

- взлетная тяга 4250 дан;

- степень повышения давления 9.2;

- частота вращения 12300 об/мин

- длина 3.095 м;

- ширина 0.842 м;

- высота 1.180 м;

- вес 600 кг.

Рис. 1.6

1.6 Определение масс составных частей фюзеляжа

-Взлетная масса самолета mо;

-масса коммерческой нагрузки mком;

- масса конструкции самолета mк и её составных (масса крыла mкр, масса фюзеляжа mф, масса оперения mоп, масса шасси mш mш);

- масса топлива mт;

- масса силовой установки mсу;

- масса оборудования mоб.

Значения масс агрегатов находят по формуле:

mi= i mk;

mк = 213890.28 = 5988,92 кг;

mоб = 213890.11 = 2352,79 кг;

mкр = 5988,92 0,395 = 2365,62 кг;

mф = 5988,920,353 = 2114 кг;

mоп = 5988,920,068 = 407,25 кг;

mш = 5988,920,184 = 1101,96 кг; mт =21389 0,192=4106,69 кг;

Данные приведены в табл.1.4

Таблица 1.4

mо, кг	mс, кг	mэк, кг	mк, кг	mкр, кг	mф, Кг	mоб, кг	mш, Кг	mт, кг	mсу, кг	mоп, кг
17600	6000	160	4928	1946	3382	1760	906	2992	2080	335

Определяем геометрические характеристики самолета нулевого приближения.

Параметры крыла:

Площадь крыла определяем из соотношения

S = mo g/ 10 po,

Где g = 9.8 м/с2, ро- потребная удельная нагрузка на крыло, которую определяем по статистическим данным из таб.1. ро = 300 дан

S = 21389 9,8 / 10 300 =69,87 м2;

Размах крыла

L = ,

L = = 28,346 м;

Корневую(по оси симметрии самолета) bo и концевую bk хорды крыла определяем исходя из значений S(таб1.2), , L:

bo =,

bk = bo / ,

bo == 3,67 м;

bk = 3,67 / 2,9 = 1,266 м;

Среднюю аэродинамическую хорду крыла (САХ) вычисляют по формуле

ba = bo,

ba=3,67= 2,66 м,

Координату САХ по размаху крыла определяем из соотношения

za =,

za == 5,936 м;

Координата носика САХ по оси Ох

ха =tgпк , или ха = za tgпк ,

где пк - угол стреловидности крыла по передней кромке,

tgпк = tg +,

tgпк = tg7о += 0,1565 ,

ха = 5,9360,1565 = 0,928 м.

Параметры фюзеляжа:

Размеры фюзеляжа (длину всего фюзеляжа Lф, длину его носовой части Lн b и длину его хвостовой части Lхв) определяют по статистическим данным

Lф = ф Dф,

Lн = н Dн,

Lхв = хв Dхв,

Значения ф = 8.89; н = 1,41; хв = 2,78 так же определяем по статистическим данным

Lф = 8.83 = 26,4 м; Lн = 1,413 = 4,23 м; Lхв = 2,783 = 8,34 м.

Параметры оперения

Площади вертикального и горизонтального оперений определяем соответственно по таким зависимостям:

Sго = Sго S; Sво = Sво S,

Где S - площадь крыла.

Sго = 0,2569,87 = 17,4675 м2,

Sво = 0,269,87 = 13,974 м2.

Геометрически параметры горизонтального и вертикального оперения определяем по тем же формулам, которые используют при расчете крыла, только в них вводим данные для оперений, которые приведены в таблице 1.3.

Размер и положение средней аэродинамической хорды горизонтального (baГО, хаГО, zaГО) и вертикального оперения (baВО, хаВО, yaВО) относительно носика их корневых хорд так же находим по формулам, которые используются при расчете крыла.

Определим геометрические параметры ГО:

L == 10,186 м,

bo == 2,495 м,

bk = 2,495 / 2,67 = 0,92 м,

ba =2,495= 1,833 м,

za == 1,95 м,

tgпк = tg17о += 0,366 ,

ха = 1,950,366 = 0,7137 м.

Определим геометрические параметры ВО:

L = = 4,87 м,

bo == 3,95(м),

bk = 3,95 / 2,21 = 1,787 (м),

ba =3,95= 3 (м),

ya = = 3,21 (м),

tgпк = tg20о += 0,436 ,

ха = 3,210,436 = 1,4 м.

Определяем расстояние от центра масс самолета до центра давления горизонтального оперения Lго в соответствии с рекомендациями, которые базируются на статистических данных:

- угол стреловидности <10о Lго = 3,0 ba;

Lго = 3.03,0 = 9 м.

1.7 Определение положения центра масс самолета

Положение центра масс самолета определяют относительно носика средней аэродинамической хорды крыла:

= 7о; xт = 0.25 ba = 0.253 = 0.75 м.

1.8 Определение параметров шасси

Определяем параметры шасси:

- база шасси, то есть расстояние (вид сбоку) между осями главной и носовой стоек b = (0,3…0,4) Lф;

- колея шасси, то есть расстояние (вид спереди) между плоскостями симметрии основных колес В = (0,15…0,35)L (размах крыла);

- вынесение переднего колеса, то есть расстояние (вид сбоку) между вертикалью, которая проходит через центр масс самолета и осью носового колеса а = (0,88…0,94) b;

- вынесение основных колес, то есть расстояние (вид сбоку) между вертикалью, которая проходит через центр масс осью основного колеса е = b-a ;

- высота шасси, то есть расстояния между узлами крепления до поверхности аэродрома при стояночном обжатии амортизаторов и пневматиков (масса взлетная) h;

- высота центра масс самолета H;

- угол вынесения основных колес ,который должен быть больше угла касания хвостовой пятой: + (1…2);

- угол касания хвостовой пятой , который должен обеспечивать использования заданных посадочных углов атаки, тогда

где - максимальный посадочный угол атаки; = (0…4)о - угол заклинивания крыла ; - стояночный угол(в нулевом приближении можно взять = 0);

b = 26,40,35 = 9,24 м;

В = 0,336,3 = 10,89 м;

а = 9,240,935 = 8,6394 м;

е = 9,240,07 = 0,6468 м;

h = 2,4 м;

H = 2,8 м;= 12о; = 15о;

1.9 Разработка схемы компоновки самолета. Расчет его центровки.

Уточнение компоновки общего вида

Основной задачей компоновки является создание или выбор такой схемы частей самолета, в которой обеспечивалось бы:

а) минимальная масса конструкции частей самолета и всего самолета в целом;

б) органическое сочетание силовых элементов конструкции и полезных объемов внутри или снаружи этой конструкции, используемых для размещения целевой нагрузки, экипажа, оборудования, силовой установки;

в) учет требований эксплуатационной и производственной технологичности;

г) необходимая жесткость конструкции с учетом динамической нагрузки и средств демпфирования в целях статической и динамической устойчивости конструкции в потоке воздуха;

д) получение требуемого ресурса и безопасности при локальных усталостных разрушениях.

Построение общего вида самолета выполняется в следующем порядке:

1) строится фюзеляж самолета ;

2) строится горизонтальное и вертикальное оперение;

3) строится САХ горизонтального оперения;

4) определяется центр масс самолета; в нулевом приближении можно определить по данным статистики (рис. 1.8) как

, где

- плечо для «нормальной» схемы самолета (расстояние от центра масс самолета до центра давления горизонтального оперения);

м;

плечо откладывается от точки, удаленной на от носка САХ горизонтального оперения;

5) находится положение САХ крыла: от центра масс откладывается размер , который определяется как

;

м;

6) по координате находится положение носка корневой хорды крыла;

7) строится крыло самолета;

8) определяется положение шасси.

1.10 Выбор и обоснование констуктивно-силовой схемы (КСС)

самолета, а также его агрегатов

При выборе конструктивно-силовых схем агрегатов самолета необходимо учитывать следующие условия:

1) масса конструкции планера самолета для заданных условий должна быть наименьшей, что достигается рациональной передачей сил по элементам конструкции при требуемой жесткости;

2) конструкция должна быть технологичной, т.е. такой, чтобы для ее изготовления могла быть применена наиболее простая и рациональная технология;

3) конструкция должна обеспечивать наибольшие удобства в эксплуатации самолета благодаря рациональному размещению люков и эксплуатационных разъемов агрегатов, для подхода к силовой установке, оборудованию и т.д.

1.10.1 Выбор конструктивно-силовой схемы крыла

Выбор конструктивно-силовой схемы крыла определяется:

1) компоновкой крыла - наличием в обшивке люков для обслуживания расположенных в крыле агрегатов оборудования, наличием в крыле бака для топлива;

2) компоновкой фюзеляжа - наличием достаточных объемов для центральной части крыла в фюзеляже (при однолонжеронном крыле объемы в фюзеляже требуются минимальные);

3) требованием жесткости.

Для приближенного выбора конструктивно-силовой схемы крыла воспользуемся понятием условного лонжерона, ширина пояса которого составляет 60% хорды крыла в расчетном сечении. В задании берется корневая хорда b0. Толщина пояса условного лонжерона определяется по формуле:

,

- удельная нагрузка на крыло при взлете, даН/м2;

- площадь крыла, м2;

- координата средней аэродинамической хорды от продольной оси самолета по размаху крыла, м;

- масса груза, расположенного на крыле, на каждой консоли крыла располагается по два двигателя массой кг;

- координата центра масс груза, расположенного на крыле, от продольной оси самолета по размаху крыла, м - координата центра масс двигателея;

- коэффициент расчетной перегрузки, ;

- масса крыла, кг;

- относительная толщина профиля крыла, ;

- корневая хорда крыла, м;

- разрушающее напряжение пояса лонжерона, МПа - в предположении, что лонжерон выполнен из конструкционной стали 30ХГСА;

мм;

Определим величину интенсивности моментной нагрузки и перерезывающей силы

;

;

МПа;

МПа.

Т.к. толщина пояса условного лонжерона практически равна 3мм и величина интенсивности моментной нагрузки выходит за пределы 10…15 МПа, то, как показывает опыт проектирования самолета, обшивка крыла будет достаточно толстой, с высокими критическими напряжениями, т.е. сможет воспринимать большую часть изгибающего момента (более 50%). Поэтому в массовом отношении выгодно применить кессонное крыло.

Кессонное крыло в весовом отношении выигрывает по сравнению с моноблочным, что связано с меньшей потребной площадью сечений крыла, поскольку слабые лонжероны, в отличие от продольных стенок моноблочного крыла, воспринимают часть изгибающего момента.

Применение кессонного, а не лонжеронного, крыла имеет в данном случае еще один важный аспект: кессонное крыло позволяет использовать свои внутренние объемы для размещения топлива, что крайне важно, когда нежелательно задействовать под топливные баки внутренние объемы фюзеляжа.

1.10.1.1 Подбор продольного силового набора

Продольный силовой набор состоит из 2-х лонжеронов, расположенных на 20% и 70% хорд крыла и 11 стрингеров. Так как часто подкрепленная обшивка лучше работает, то согласно [1], расстояние между стрингерами принимается равное 150мм.

1.10.1.2 Подбор поперечного силового набора

Поперечный набор консоли крыла состоит из 30 нервюр, из них 10 усиленных (№1, №2, №5, №6, №8, №9, №13, №14, №18, №20, №24, №28). Нервюры №0, №0а, - принадлежат центроплану, №1-корневая, №29-концевая, к нервюрам №2, №5, №9, №13, №14, №18 крепятся узлы навески закрылка, к нервюрам №20, №24, №28-узлы навески элерона. Узлы крепления двигателя крепятся к нервюрам №6, №8. Т.к. крыло имеет небольшую стреловидность нервюры расположены по потоку, что в свою очередь обеспечивает большую жесткость при изгибе по сравнению с нервюрами, расположенными перпендикулярно к лонжерону. Шаг нервюр по рекомендации [1] составляет 500мм.

Закрылок сделан разрезным и состоит из трех секций, для исключения больших шарнирных моментов в системе управления закрылками. Крыло крепится к центроплану, установленном на фюзеляже.

Конструктивно-силовая схема крыла представлена на рис. 1.9.

Рис. 1.9 КСС крыла

1.10.2 Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа

При проектировании фюзеляжа необходимо учитывать следующие требования и рекомендации:

- сосредоточенные силы, приложенные к элементам каркаса, необходимо как можно более плавно распределять по обшивке фюзеляжа;

- большие сосредоточенные силы (от двигателей, оперения, крыла, шасси) необходимо передавать на обшивку элементам каркаса направленными параллельно силе. Силы вдоль фюзеляжа должны передаваться на обшивку через стрингеры и продольные балки, а силы, действующие поперек фюзеляжа, - через усиленные шпангоуты;

- сосредоточенные силы, направленные под острым углом к оси фюзеляжа, следует передавать на обшивку через стрингеры и шпангоуты;

- при конструкции герметизированных отсеков фюзеляжа необходимо правильно назначить границу зоны герметизации (с учетом вырезов под шасси, крыло и т.п.); следует избегать применения плоских поверхностей для восприятия избыточного внутреннего давления. Поперечные сечения герметизированных отсеков должны, как правило, иметь форму круга.

В процессе проектирования самолёта в качестве КСС фюзеляжа была выбрана балочно-стрингерная схема. Это самый легкий вариант из балочных КСС. Такая схема обеспечивает достаточную прочность и жесткость конструкции фюзеляжа при наименьших затратах массы. Фюзеляж проектируемого самолета имеет круглое поперечное сечение, которое обеспечивает хорошую аэродинамику, минимальное лобовое сопротивление, минимальную массу конструкции. Конструкция балочных фюзеляжей позволяет придавать им наиболее выгодные аэродинамические формы, обеспечивать получение гладкой поверхности; получать наилучшие условия для более полного использования внутренних объемов фюзеляжа; размещать в них герметизированные кабины и др. Балочно-стрингерная КСС из-за толстой обшивки допускает малые вырезы в фюзеляже и обладает высокой живучестью. Технологическими разъёмами фюзеляж разделен на носовую, среднюю и хвостовую части. Фюзеляж также разделён плоскостью пола на верхнюю и нижнюю части.

1.10.2.1 Подбор поперечного силового набора

Поперечный силовой набор состоит из 66 шпангоутов, из них 14 усиленных (№4, №9, №11, №14, №22, №28, №33, №39, №43, №46, №50, №58, №59, №62). Ниша передней стойки шасси расположена между шпангоутами №4 и №9. К шпангоутам №28, №33 крепится центроплан крыла. Между шпангоутами №11 и №14, установлен аварийный люк, между №43 и №46 - дверь. К шпангоутам №58 и №62 лонжеронами крепится киль. Горизонтальное оперение крепится лонжеронами к шпангоутам №59 и №62. Расстояние между шпангоутами по рекомендации [1] выбраны равными 300-400мм.

Конструктивно-силовая схема фюзеляжа представлена на рис.1.10.

Рис. 1.10 КСС фюзеляжа

1.10.3 Выбор конструктивно-силовой схемы горизонтального оперения

Конструктивно-силовая схема горизонтального оперения - двухлонжеронная, т.к. она при малых нагрузках легче по сравнению с остальными схемами.

1.10.3.1 Подбор продольного силового набора

Продольный силовой набор состоит из 2-х лонжеронов, расположенных на 20% и 70% хорд крыла и 5 стрингеров. Расстояние между стрингерами согласно [1] принимается равное 200мм.

1.10.3.2 Подбор поперечного силового набора

Поперечный набор состоит из 11 нервюр, из них 5 усиленных (№1, №2, №6, №10, №11). Нервюры №1- бортовая, №2 - корневая, №11-концевая; к нервюрам №2, №6, №10 крепятся узлы навески руля высоты. Т.к. горизонтальное оперение стреловидное, то, исходя из технологичности, нервюры располагаются перпендикулярно переднему лонжерону. Шаг нервюр по рекомендации [1] составляет 500мм.

Схема КСС горизонтального оперения представлена на рис.1.11.

Рис. 1.11 КСС ГО

1.10.4 Выбор конструктивно-силовой схемы вертикального оперения

Вертикальное оперение состоит из киля и руля направления. Киль стреловидный, двухлонжеронной конструкции,

1.10.4.1 Подбор продольного силового набора

Продольный силовой набор состоит из 2-х лонжеронов, расположенных на 20% и 60% хорд крыла и 7 стрингеров. Расстояние между стрингерами согласно [1] принимается равное 200мм.

1.10.4.2 Подбор поперечного силового набора

Поперечный набор состоит из 21 нервюр, из них 5 усиленных (№1, №2, №6, №10, №11). Нервюры №1- бортовая, №2 - корневая, №11-концевая; к нервюрам №2, №6, №10 крепятся узлы навески руля направления. Нервюры располагаются перпендикулярно переднему лонжерону. Шаг нервюр по рекомендации [1] составляет 500мм.

Конструктивно-силовая схема вертикального оперения представлена на рис. 1.12.

Рис. 1.12 КСС ВО

1.10.5 Выбор конструктивно-силовой схемы шасси

Схема шасси - трёх опорная с передней опорой. Трёх опорное шасси с передней стойкой наиболее удачно решает вопросы безопасности при посадке самолёта. Движение самолёта с шасси такой схемы является достаточно устойчивым как в продольном, так и в путевом отношении.

Конструктивно-силовая схема шасси и схема его уборки должны обеспечивать:

- наименьшую массу шасси (с учетом усиления вырезов под шасси в конструкции планера);

- наименьший объем шасси в убранном положении;

- простоту кинематической схемы механизмов выпуска и уборки шасси.

Схема передней опоры шасси балочная с подкосом. Состоит передняя опора из пневматика, телескопической стойки со встроенным амортизатором, узлов подвески, цилиндра уборки и выпуска шасси. Колесо вынесено назад для уменьшения эффекта шимми. Передняя стойка имеет балочную КСС, которая рациональна при небольшой высоте стоек и при других получаемых при этом преимуществах, например, в простоте кинематики уборки и компоновки опоры в выпущенном и убранном положениях. Убирается передняя опора вверх - вперед в носовую часть фюзеляжа.

Схема основной опоры шасси балочная с подкосом. Основная опора шасси в себя включает: пневматики, стойки с амортизатором, цилиндр уборки-выпуска, узлы крепления, замки фиксации шасси в убранном и выпущенном положениях. Стойка подкреплена боковым складывающимся подкосом, разгружающим верхнюю часть стойки от изгиба. Основная опора убирается в фюзеляж, для чего предусмотрены боковые ниши, являющиеся уширениями нижней части фюзеляжа (рис.1.13).

Рис.1.13

2. Определение аэродинамических и летно-технических характеристик

самолета

2.1 Лобовое сопротивление самолета при нулевой подъемной силе

Критическое число определяет верхнюю границу дозвуковых скоростей полета.

Рассчитать величину изолированного фюзеляжа можно по следующей формуле:

Критическое число изолированной гондолы двигателя:

Критическое число изолированного крыла:

Критическое число изолированного г.о.:

Критическое число изолированного в.о.:

Критическое число самолета в целом:

Профильное сопротивление фюзеляжа .

Коэффициент профильного сопротивления фюзеляжа:

=, где:

Профильное сопротивление эквивалентного тела вращения:

;

Коэффициент сопротивления трения одной стороны плоской пластины в потоке несжимаемой жидкости при одинаковых с заданным фюзеляжем числе Рейнольдса и положении точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный ;

;

;

;

Вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление фюзеляжа:

;

;

Ориентировочно положение точки перехода можно определить следующим образом:

;

- отношение площади боковой поверхности фюзеляжа к площади миделя.

- приращение профильного сопротивления от сужающейся кормовой части при дозвуке.

- приращение коэффициента профильного сопротивления от скошенной кормовой части.при<, /

- влияние фонаря кабины экипажа.

Профильное сопротивление гондолы двигателя

=, где

;

;

;

;

;

;

;

- отношение площади боковой поверхности гондолы двигателя к площади миделя.

;

- приращение коэффициента профильного сопротивления гондолы двигателя от обтекателей шасси, расположенных на гондоле.

- Приращение коэффициента профильного сопротивления гондолы двигателя от наличия эксплуатационных и технологических щелей и окон.

Профильное сопротивление крыла .

Коэффициент профильного сопротивления крыла (или горизонтального оперения) вычисляют таким образом:

=, где

Коэффициент сопротивления трения одной стороны плоской пластины в потоке несжимаемой жидкости при одинаковых с заданным крыле (оперением) числе Рейнольдса и положении точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный ;

;

;

;

Число соответствует скорости набегающего потока перед крылом.

,

где - коэффициент торможения потока перед крылом.

Положение на обтекаемой гладкой поверхности можно найти следующим образом:

;

;

;

;

;

Профильное сопротивление горизонтального оперения

=, где

Коэффициент сопротивления трения одной стороны плоской пластины в потоке несжимаемой жидкости при одинаковых с заданным оперением числе Рейнольдса и положении точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный ;

;

;

;

,

где коэффициент торможения потока перед горизонтальным оперением.

;

Профильное сопротивление вертикального оперения

=, где

;

;

;

;

;

;

;

Дополнительное профильное сопротивление, обусловленное интерференцией частей крыла.

Формулы для расчета коэффициента дополнительного сопротивления от взаимного влияния крыла и оперения имеют следующий вид:

;

;

- при размещении гондолы на крыле;

;

;

;

Профильное сопротивление самолета.

Профильное сопротивление самолета находят суммой сопротивлений изолированных его частей с учетом интерференции между ними.

Расчетная формула для профильного сопротивления имеет вид:

Волновое сопротивление фюзеляжа .

Формула для расчета коэффициента волнового сопротивления фюзеляжа имеет вид:

,

Для эллипсоидной носовой части без протока коэффициент волнового сопротивления:

;

Для кормовой части с криволинейной образующей, близкой по форме к параболе:

, где

;

Волновое сопротивление гондолы двигателя

Формула для расчета коэффициента волнового сопротивления гондолы двигателя имеет вид:

, где

;

;

Волновое сопротивление крыла .

Коэффициент волнового сопротивления крыла вычисляют по формуле:

, где

Коэффициент формы профиля:

;

, где

;

;

Коэффициент волнового сопротивления несущей поверхности с ромбовидным профилем может быть определен по формуле:

, где

;

;

;

Волновое сопротивление горизонтального оперения .

Коэффициент волнового сопротивления горизонтального оперения:

, где

Коэффициент формы профиля:

;

;

;

;

, где

;

;

;

Волновое сопротивление вертикального оперения

Коэффициент волнового сопротивления горизонтального оперения:

, где

;

, где

, где

;

;

;

Коэффициент дополнительного волнового сопротивления, обусловленного интерференцией крыла и горизонтального оперения с фюзеляжем.

При сочленении крыла и оперения с фюзеляжем по правилу площадей интерференционные добавки вычисляются по формулам:

;

, где

;

;

Коэффициенты волнового сопротивления соответствующих компоновок:

;

;

Волновое сопротивление самолета.

При скоростях полета с числами Маха больше критического на поверхности самолета возникают скачки уплотнения, которые приводят к появлению волнового сопротивления.

Волновое сопротивление самолета можно рассчитать по формуле:

Лобовое сопротивление самолета при нулевой подъемной силе.

Лобовое сопротивление самолета возникает в результате действия на каждый элемент обтекаемой поверхности касательных и нормальных составляющих аэродинамических сил. Первые определяют сопротивление трения, вторые - сопротивления давления. Лобовое сопротивление самолета можно представить в следующем виде:

;

;

;

2.2 Подъемная сила, индуктивное сопротивление и поляра самолета

Производная коэффициента подъемной силы самолета по углу атаки.

Производная изолированного фюзеляжа и гондолы двигателя

Подъемную силу фюзеляжа вычисляют суммой подъемных сил носовой, цилиндрической и кормовой частей:

= ;

=;

1.

=2;

;

2. ;

=;

;

;

;

Производная крыла .

1.

Определяется значениями параметра , где

;

;

Формула для вычисления

, где

Параметр Е равен произведению удлинения крыла на отношение полупериметра контура крыла в плане к размаху.

;

;

;

;

2. ;

Рассматривается диапазон скоростей полета, соответствующий значениям приведенного удлинения:

;

;

;

;

;

;

Производная оперения.

1. ;

Определяется значениями параметра , где

;

;

Формула для вычисления

;

;

;

;

;

2. ;

Рассматривается диапазон скоростей полета, соответствующий значениям приведенного удлинения:

;

;

;

;

;

Коэффициент интерференции несущих поверхностей и фюзеляжа.

В результате взаимного влияния элементов самолета (крыла, фюзеляжа, горизонтального оперения) подъемная сила в аэродинамической компоновке будет отличаться от подъемной силы этих элементов, обтекаемых изолированно. Для учета данного отличия вводятся коэффициенты ;

Коэффициенты интерференции можно представить следующим образом:

;

;

;

;

Для крыла:

;

;

;

;

;

;

;

;

;

1. ;

;

;

2. ;

;

;

Для оперения:

;

;

;

Остальные коэффициенты интерференции определяют по следующим зависямостям:

;

;

;

Для расчета множителей используют формулы:

;

, где

;

1.

;

;

2. ;

;

;

Скос потока за системой несущая поверхность фюзеляжа.

В рамках теории малых возмущений, составляющей основу расчета аэродинамических характеристик самолета и его элементов, угол скоса потока:

, где

;

;

;

1.;

Множитель учитывает взаимное расположение крыла и горизонтального оперения по длине фюзеляжа:

;

;

;

Параметр вычисляют из условия равенства подъемных сил несущей поверхности и П-образного вихра и зависит от закона распределения циркуляции вдоль размаха несущей поверхности.

;

Приведем приближенные аналитические зависимости для определения :

;

;

;

Множитель учитывает вертикальное смещение горизонтального оперения относительно крыла и определяется следующим образом:

;

;

Множители и учитывают влияние фюзеляжа на скос потока и зависит от формы поперечного сечения конфигурации передняя несущая поверхность-фюзеляж:

, ;

;

;

; , где

- характеристика профиля крыла в сечении по САХ.

= 0; - приращение угла, обусловленное геометрической круткой.

;

2. ;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

Производная коэффициента подъемной силы самолета по углу атаки.

Выделяя из общей суммы горизонтальное оперение, можно записать.

=;

, где

;

;

Углы атаки нулевой подъемной силы самолета и отдельных его элементов.

Величина угла входит в общее выражение для коэффициента подъемной силы самолета. Значение вычисляются по формулам:

;

;

- угол атаки нулевой подъемной силы фюзеляжа.

- угол атаки нулевой подъемной силы гондолы двигателя.

, где

;

;

;

;

Максимальная подъемная сила самолета.

Значение вычисляются по формуле:

, где

Характеристику профиля можно определить по формуле:

;

;

;

- учитывают влияние формы профиля, угла стреловидности, сужение крыла и числа полета.

;

Индуктивное сопротивление и поляра самолета

Возникновение индуктивного сопротивления связано с образованием вихревой пелены за телом при наличии подъемной силы.

- индуктивное сопротивление.

- поляра.

А - коэффициент отвала поляры.

1. ;

;

Коэффициент связан с законом распределением циркуляции вдоль размаха консоли крыла и определяется ее геометрией в плане следующим образом:

;

;

;

;

;

;

;

Множитель учитывает вклад горизонтального оперения в индуктивное сопротивление:

;

;

2. ;

;

;

- относительный коэффициент подсасывающей силы, реализуемой на носовой части фюзеляжа при отсутствии лобового воздухозаборника, на дозвуковых передних кромках крыла и горизонтального оперения.

;

;

;

;

- приращение коэффициента профильного сопротивления с увеличением углов атаки.

, где

;

2.3 Продольный момент и положение аэродинамического фокуса

самолета

Производные коэффициентов моментов тангажа по углу атаки самолета и его элементов.

Значение производных определяются по формулам:

;

Положение фокуса изолированных элементов самолета.

Фокус фюзеляжа вычисляют по формулам;

;

;

;

1. ;

;

2. ;

;

;

Фокус крыла:

1. ;

;

;

;

2. ;

;

;

Фокус горизонтального оперения.

1. ;

;

;

;

2.;

;

;

Производная коэффициента момента тангажа по углу атаки самолета.

;

Положение фокуса самолета.

;

;

Переход к новым координатам.

;

;

Оценка влияния горизонтального оперения на смещение фокуса самолета.

;

Продольный момент самолета при нулевой подъемной силе.

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

Аэродинамическое качество.

;

;

Расчет аэродинамических характеристик летательного аппарата

Тип самолета: дозвуковой неманевренный. Cхема: обычная. Площадь Sh=119.860

Геометрические параметры и аэродинамические характеристики ИЗОЛИРОВАННОГО ФЮЗЕЛЯЖА

Lф=26.400 Dф= 3.200 Lmф= 8.250 Smф= 8.042 Sotф=0.0671 Fб/Sм=28.294 M*=0.908

Lн= 4.230 Dн= 0.000 Lmн= 1.322 Etн= 0.000 Betн= 0.000 Форма: эллипсоидальная

Lк= 8.340 Dк= 0.000 Lmк= 2.606 Etк= 0.000 Betк= 6.300 Форма: криволинейная

Воздухозаборник - отсутствует Sвз= 0.000 Sцт= 0.000 Sцтот=0.0000

Фонарь Lфон= 0.000 Sфон= 0.000

Профильное сопротивление изолированного фюзеляжа

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

Точка Xt 0.16986 0.16010 0.15528 0.15254 0.15087 0.14980 0.14910 0.14812

H= 0.0 0.06072 0.05854 0.05721 0.05627 0.05553 0.05490 0.05432 0.05184

H=11.0 0.07054 0.06810 0.06655 0.06543 0.06453 0.06376 0.06305 0.06002

Дополнительное профильное сопротивление изолированного фюзеляжа

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 0.04466 0.04524 0.04561 0.04588 0.04610 0.04629 0.04646 0.08990

H=11.0 0.04239 0.04291 0.04325 0.04351 0.04372 0.04390 0.04408 0.08511

Волновое сопротивление изолированного фюзеляжа и его частей M*=0.908

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

Носовая 0.30503

Кормовая 0.11251

Фюзеляж 0.41754

Дополнительное волновое сопротивление изолированного фюзеляжа

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

0.00000

Производная dCy/dAl изолированного фюзеляжа и его частей Alfa0= 0.25

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

Носовая 2.0000 2.0000 2.0000 2.0000 2.0000 2.0000 2.0000 2.1628

Цилидрич 0.3487

Кормовая -0.4000 -0.4000 -0.4000 -0.4000 -0.4000 -0.4000 -0.4000 -0.4000

Фюзеляж 1.6000 1.6000 1.6000 1.6000 1.6000 1.6000 1.6000 2.1115

Положение фокуса Xf фюзеляжа и его частей в долях длины фюзеляжа относительно носка

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

Носовая 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000

Цилидрич 0.2602

Кормовая 0.8420 0.8420 0.8420 0.8420 0.8420 0.8420 0.8420 0.8420

Фюзеляж -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.1165

Геометрические параметры и аэродинамические характеристики ИЗОЛИРОВАННОГО КРЫЛА

B0= 4.756 Bб= 4.528 Bk= 1.933 Bs= 3.231 L= 33.445 Lk=15.373 Fikр= 0.00

Ba= 3.404 Xa= 0.681 (без наплыва)

Sk= 99.323 Sот=0.8287 Lm= 9.517 Et= 2.343 (без наплыва)

Xi00= 11.6 Xi05= 6.9 Xi10= 2.1 Xic= 8.8 Xi25= 9.2 (без наплыва)

Тип профиля - классический Kp= 2.1 m= 0.350

Сб= 0.120 Сk= 0.120 С= 0.120 Xc= 0.300 f= 0.020 Xf= 0.300 M*=0.775

XB0=11.681 XBb=11.957 Fi= 0.000 расстояние от носка фюзеляжа и угол установки

X14=13.089 D14= 2.700 X12=14.221 D14= 2.939

Компоновка - крыло + фюзеляж эллиптического сечения Kint= 0.043

a= 1.350 b= 1.600 H= 1.500 Sig=0.088

Концевые элементы - отсутствуют

Коэффициент торможения потока перед крылом

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 0.97641

H=11.0 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 0.97641

Профильное сопротивление изолированного крыла

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

Xt 0.37278 0.34369 0.32693 0.31637 0.30936 0.30458 0.30128 0.00000

H= 0.0 0.00503 0.00479 0.00460 0.00445 0.00431 0.00419 0.00408 0.00558

H=11.0 0.00570 0.00547 0.00529 0.00514 0.00500 0.00487 0.00475 0.00659

Волновое сопротивление изолированного крыла M*=0.775

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

0.18758

Производная dCy/dAl изолированного крыла Alfa0= -1.32

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

4.2954 4.3865 4.5255 4.7272 5.0192 5.4561 6.1656 5.7564

Положение фокуса Xf крыла в долях бортовой хорды относительно носка бортовой хорды

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

0.4477 0.4477 0.4477 0.4477 0.4477 0.4477 0.4477 0.6766

Геометрич. параметры и а/д характеристики ИЗОЛИРОВАННОГО ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ

B0= 3.028 Bб= 2.653 Bk= 1.134 Bs= 1.894 L= 12.362 Lk= 4.958

Ba= 1.995 Xa= 0.424 (без наплыва)

Sk= 18.777 Sот=0.1567 Lm= 5.237 Et= 2.340 (без наплыва)

Xi00= 21.6 Xi05= 13.6 Xi10= 5.1 Xic= 16.9 Xi25= 17.7 (без наплыва)

Тип профиля - классический Kp= 2.1 m= 0.350

Сб= 0.090 Сk= 0.090 С= 0.090 Xc= 0.300 f= 0.000 Xf= 0.300 M*=0.817

XB0=23.077 XBb=23.560 Fi= 0.000 расстояние от носка фюзеляжа и угол установки

X14=24.224 D14= 2.446 X12=24.887 D14= 2.798

X1= 7.970 B1= 4.131 Xgo=11.134 Ygo=361.000 S*/Sk= 0.550

Компоновка - г.о. + фюзеляж эллиптического сечения Kint= 0.030

a= 1.223 b= 1.600 H= 1.200 Sig=0.226

Концевые элементы - отсутствуют

Коэффициент торможения потока перед горизонтальным оперением

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 1.04014 1.03893 1.03814 1.03754 1.03705 1.03662 1.03623 0.88908

H=11.0 1.04505 1.04366 1.04275 1.04207 1.04150 1.04099 1.04052 0.88908

Профильное сопротивление изолированного горизонтального оперения

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

Xt 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000

H= 0.0 0.00755 0.00707 0.00674 0.00648 0.00627 0.00608 0.00590 0.00534

H=11.0 0.00922 0.00857 0.00814 0.00780 0.00752 0.00728 0.00705 0.00636

Волновое сопротивление изолированного горизонтального оперения M*=0.817

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

0.06538

Производная dCy/dAl изолированного горизонтального оперения Alfa0= 0.00

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

3.6693 3.7356 3.8356 3.9790 4.1828 4.4797 4.9421 4.9537

Положение фокуса Xf горизонтального оперения в долях бортовой хорды

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

0.4754 0.4754 0.4754 0.4754 0.4754 0.4755 0.4759 0.6916

Геометрич. параметры и а/д характеристики ИЗОЛИРОВАННОГО ВЕРТИКАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ

Вертикальное оперение - центральное (1шт)

B0= 4.282 Bб= 4.282 Bk= 2.260 Bs= 3.271 L= 4.570 Lk= 4.570

Ba= 3.375 Xa= 0.456 (без наплыва)

Sk= 14.948 Sот=0.1247 Lm= 1.397 Et= 1.895 (без наплыва)

Xi00= 24.0 Xi05= 12.6 Xi10= 0.2 Xic= 17.4 Xi25= 18.5 (без наплыва)

Тип профиля - классический Kp= 2.1 m= 0.350

Сб= 0.090 Сk= 0.090 С= 0.090 Xc= 0.300 f= 0.000 Xf= 0.000 M*=0.822

XB0=23.268 XBb=23.268 Fi= 0.000 расстояние от носка фюзеляжа и угол установки

X14=24.338 D14= 0.000 X12=25.409 D14= 0.000

Компоновка a= 3.200 b= 3.200 Lmф= 1.973

Коэффициент торможения потока перед вертикальным оперением

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 0.99687

H=11.0 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 0.99687

Профильное сопротивление изолированного вертикального оперения

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

Xt 0.28941 0.26611 0.25269 0.24422 0.23858 0.23472 0.23205 0.00000

H= 0.0 0.00524 0.00495 0.00474 0.00456 0.00441 0.00428 0.00415 0.00487

H=11.0 0.00608 0.00576 0.00553 0.00534 0.00517 0.00502 0.00487 0.00575

Волновое сопротивление изолированного вертикального оперения M*=0.822

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

0.03423

Геометрические параметры и аэродинамические характеристики ИЗОЛИРОВАННЫХ М/ГОНДОЛ

Расположение м/гондол - на kрыле Ngd= 2 Kint= 1.174

Lгд= 9.570 Dгд= 2.062 Dцт= 0.000 Lm= 4.641 S= 3.339 Sот=0.0279 Fб/Sм=18.565

Расстояние от носка фюзеляжа Lмгд= 9.185 M*= 0.785

Тип двигателя - воздушного охлаждения (ТВД) Dвинт=4.000

Xгд= 3.417 Hгд= 0.000 Aгд= 0.000

Расстояние от оси фюзеляжа до оси внутреннего винта Lвинт= 4.500 Fiвинт= 0.00

Дополнительные элементы: обтекатели,

Sобд.к./Sk=0.322 Sобд.г.о./Sг.о.=0.666 Sобд.в.о./Sв.о.=1.000

Нагрузка на винты (Sвинтов=25.133)

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 0.08040 0.07797 0.07638 0.07518 0.07420 0.07335 0.07256 0.94499

H=11.0 0.09023 0.08745 0.08563 0.08425 0.08311 0.08209 0.08115 0.95366

Профильное сопротивление изолированной м/гондолы

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

Точка Xt 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000

H= 0.0 0.04758 0.04641 0.04592 0.04573 0.04567 0.04568 0.04570 0.04558

H=11.0 0.05673 0.05505 0.05428 0.05391 0.05373 0.05364 0.05359 0.05320

Дополнительное профильное сопротивление изолированной м/гондолы

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 0.00891 0.00888 0.00886 0.00886 0.00886 0.00886 0.00886 0.00885

H=11.0 0.00919 0.00914 0.00911 0.00910 0.00910 0.00910 0.00909 0.00908

Волновое сопротивление изолированной м/гондолы M*=0.785

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

0.01294

Производная подъемной силы изолированной м/гондолы dCy/dAl= 0.0000

Критическое число Маха самолета M*=0.95 min{0.775,0.817,0.822,0.908,0.785}= 0.737

Сопротивление частей самолета и дополнительных элементов в системе самолета

Профильное сопротивление фюзеляжа в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 0.00707 0.00696 0.00690 0.00685 0.00682 0.00679 0.00676 0.00951

H=11.0 0.00758 0.00745 0.00737 0.00731 0.00726 0.00722 0.00719 0.00974

Волновое сопротивление фюзеляжа в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

0.02802

Профильное сопротивление крыла в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 0.00417 0.00397 0.00381 0.00369 0.00357 0.00347 0.00338 0.00451

H=11.0 0.00472 0.00453 0.00438 0.00426 0.00414 0.00404 0.00394 0.00533

Профильное сопротивление интерференции крыло + фюзеляж

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 0.00002 0.00002 0.00002 0.00002 0.00002 0.00002 0.00002 0.00002

H=11.0 0.00003 0.00002 0.00002 0.00002 0.00002 0.00002 0.00002 0.00003

Волновое сопротивление крыла в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 0.15178

H=11.0 0.15178

Волновое сопротивление интерферениции крыло + фюзеляж

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 0.00000 -0.01469

H=11.0 0.00000 -0.01469

Профильное сопротивление горизонтального оперения в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 0.00123 0.00115 0.00110 0.00105 0.00102 0.00099 0.00096 0.00074

H=11.0 0.00151 0.00140 0.00133 0.00127 0.00123 0.00119 0.00115 0.00089

Профильное сопротивление интерференции горизонтальное оперение + фюзеляж

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 0.00001 0.00001 0.00001 0.00001 0.00001 0.00001 0.00001 0.00001