Компоновка и расчет параметров основных структурных единиц самолета

Вынос главных колёс шасси составляет:

е = (0,06…0,1) B= 0,82 м,

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

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

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

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

Принимаем колею шасси 8 м.

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

Y_цм = (0,18…0,20) d_ф - при ДнК.

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

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

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

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

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

По таблице выбираем следующие колеса:

Основной опоры - 1000х380А мм (тормозные);

Носовой опоры - 950x350А мм (не тормозные).

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

ц⁰ >б_пос - б_уст - б_ст

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

г₁> ц+(1…2°) - угол выноса главных ног шасси;

г₂>90° - условие переваливания на носовую опору ори посадке

ш>35°; е>5°.

Компоновка и расчет основных параметров оперения

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

т^Cy = х_t - х_f, < 0,

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

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

Определение геометрических параметров оперения

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

Более точно можно определить:

; ,

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

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

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

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

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

S_рв = (0,3…0,4) S_го = 13 м².

Площадь руля направления

S_рн=(0,35…0,45) S_во = 12 м².

Определение размаха горизонтального оперения

Размах крыла и оперения самолета связан статической зависимостью

l_го=(0,32…0,5) l_кр= 16 м.

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

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

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

Сужение горизонтального и вертикального оперения следует выбирать:

- для самолетов с М< 1 з _го= 2…4 и з_во= 2…5.

Принимаем: з _го = 2,8 и з_во= 1,25.

Удлинение оперения Можно рекомендовать:

- для дозвуковых самолетов л_го = 3,5…4,5 и л_во = 0,8…1,5;

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

; ;

Для ГО:b_конц=1,2 м; b_корн=3,38 м

Для ВО: b_конц=3 м; b_корн=5 м

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

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

Стреловидность оперения.

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

Список литературы

1. Компоновка и центровка самолета: Методические указания.

- Киев: КИИГА, 1989 г. - 48 стр.

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

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

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

Размещено на Allbest.ru