Анализ методов математического моделирования эвакуации пассажиров воздушного судна в аварийной ситуации

, (1.13)

м.

Координаты САХ находим на осях ОZ, ОX:

ОZ:

, (1.14)

м.

ОХ:

, (1.15)

м.

1.7.2 Определение геометрических параметров горизонтального оперения

Площадь ГО определим из зависимости:

, (1.16)

м2;

Определяем размах ГО самолета lГО:

, (1.17)

м;

Определим корневую - b0 и концевую - bк хорды ГО.

; (1.18)

м;

; (1.19)

м.

Определяем САХ и ее координаты:

; (1.20)

м.

Координаты САХ находим на осях ОZ, ОX.

ОZ:

; (1.21)

м.

ОХ:

; (1.22)

м.

Плече горизонтального оперения LГО (расстояние от центра масс самолета до центра давления горизонтального оперения):

; (1.23)

м.

1.7.3 Определение геометрических параметров вертикального оперения

Площадь вертикального оперения (ВО) определим из зависимости:

; (1.24)

Так как вертикальное оперение на самолете представлено в виде двух килей то в расчетах используется половина площади ВО.

м2.

Определяем размах ВО самолета lВО:

; (1.25)

м.

Определим корневую - b0 и концевую - bк хорды ВО.

; (1.26)

м;

; (1.27)

м.

Определяем САХ и ее координаты из зависимости:

; (1.28)

м.

Координаты САХ находим на осях ОY, ОX.

ОY:

; (1.29)

м.

ОХ:

; (1.30)

м.

Плече вертикального оперения (расстояние от центра масс самолета до центра давления вертикального оперения):

; (1.31)

м.

1.7.4 Определение геометрических параметров фюзеляжа

Схема самолета интегральная - фюзеляж является несущей поверхностью. По всему размаху фюзеляж имеет разную форму сечения.

Длинна фюзеляжа - Lф :

; (1.32)

; (1.33)

; (1.34)

; (1.35)

; ; ; м;

м;

м;

м.

1.7.5 Выбор параметров шасси

Вынос главных колес - е.

; (1.36)

м,

; (1.37)

м.

Угол касания хвостовой пятой - ц.

.

Угол выноса главных колес - г.

; (1.38)

.

База шасси - в.

; (1.39)

м.

Вынос передней опоры - а.

; (1.40)

м.

1.8 Разработка аэродинамической, объемно-весовой, конструктивно-силовой компоновок, центровки самолета [5]

Аэродинамическая компоновка принимается такой, какой она была предложена на этапе концептуального проектирования.

Конструктивно-силовая компоновка самолета принимается с учетом всех особенностей боевого маневренного самолета.

1.8.1 Выбор, обоснование, разработка и увязка конструктивно-силовых схем агрегатов самолета

Выбор конструктивно-силовой схемы крыла включает в себя: выбор и обоснования компоновки крыла, выбор силовых элементов.

Для выбора КСС крыла воспользуемся понятием условного лонжерона - рассчитаем толщину пояса условного лонжерона. Толщина пояса - ду определяется по формуле:

, (1.41)

где: _ удельная нагрузка на крыло при взлете; - площадь крыла; - координата (положение по оси OZ); - масса груза или агрегата находящегося на крыле; - масса крыла; - ускорение свободного падения; - коэффициент расчетной перегрузки; - относительная толщина профиля; - корневая хорда крыла; - разрушающее напряжение.

Проверим значение ду при применении материала 1163Т Мпа

Н/м2, м2, м;

; (1.42)

кг, , м/с2, м, м;

кг, , м.

мм.

Толщина пояса условного лонжерона мм. Таким образом, КСС при применении 1163Т будет кессонного типа.

На крыле применяется профиль NACA-2306. Угол стреловидности крыла 42°.

Так как крыло кессонное, то расстояние между нервюрами выбираем из предела 350 _ 450 мм, а расстояние между стрингерами выбираем из промежутка 120 - 150 мм.

а = 445 мм - расстояние между нервюрами, а b = 150 мм - расстояние между стрингерами.

Передний лонжерон расположен вдоль линии 10% хорд крыла, второй - 32%, третий - 53% , а задний - лонжерон расположен вдоль - 75%. Лонжероны выполнены из материала 1163Т. Нервюры выполнены из Д-16АМ. Панели, применяемые на крыле, выполнены из Д_16Т и В_95.

Между первым и четвертым лонжеронами размещаются топливные баки. Между первым и вторым, а также между третьим и четвертым - размещаются проводка управления механизацией крыла, электропроводка, проводка топливной системы, и другие жизненно важные линии управления самолетом.

Узлы навески механизации идут по четвертому лонжерону.

Консоль крыла имеет 12 нервюр. Все нервюры выполнены из Д_16АМ.

Крепления консоли крыла производится с помощью крепления ухо-вилка, на каждом лонжероне, 8-мью болтами.

1.8.1.1 Выбор конструктивно-силовой схемы горизонтального оперения [6, 7]

Горизонтальное оперение, установленное в хвостовой части - цельноповоротный стабилизатор. КСС ГО представляет собой кессоную схему с работающей обшивкой, выполненной из Д_16Т. ГО имеет прямую стреловидность - 50° по передней кромке.

Лонжерон расположен на расстоянии 40% от передней кромки ГО по линии хорд оперения. Так же на ГО имеются две стенки - передняя и задняя. Передняя расположена на расстоянии 14%, задняя - 70%.

На ГО установлено 9 нервюр, расстояние между нервюрами №2 _ №3 - 475 мм, №3 _ №4, №4 _ №5 - 547 мм, №5 _ №6, №6 _ №7, №7 _ №8, №8 _ №9 - 335 мм. Разное расстояние установки нервюр выбрано из компоновочных соображений. Две нервюры (№2 и №3) силовые, остальные - нормальные и выполнены из Д_16АМ. Межнервюрное расстояние заполнено сотовым заполнителем, для увеличения жесткости конструкции. В корневой части ГО на силовых нервюрах установлен узел навески. Конструкция клепанная.

1.8.1.2 Выбор конструктивно-силовой схемы вертикального оперения [6, 7]

Вертикальное оперение установлено в хвостовой части самолета, КСС ВО представляет собой кессонную схему с работающей обшивкой. ВО имеет прямую стреловидность - 40° по передней кромке.

Лонжерон расположен на расстоянии 55% от передней кромки ВО по линии хорд оперения. На ВО имеются две стенки - передняя и задняя. Передняя расположена на расстоянии 15%, задняя - 70%.

Обшивка из листового материала Д16Т.

На ВО установлено 14 нервюр на расстоянии - 250 мм. Все нервюры выполнены из Д _ 16Т. Крепление ВО - происходит с помощью соединений ухо-вилка, которые расположены на передней стенке и лонжероне.

Конструкция клепанная.

1.8.1.3 Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа [6, 7]

Фюзеляж, применяемый на самолете, представляет собой полумонокок. Одна из качественных характеристик его - это высокая несущая способность. Все агрегаты и узлы самолета крепятся к фюзеляжу: к силовым шпангоутам. Его силовой набор представляет собой поперечный набор - шпангоуты и продольный набор - стрингеры, продольные балки.

Шпангоуты, применяемые на самолете, двух видов. Первый - силовые шпангоуты, которые предназначены воспринимать нагрузки, действующие на фюзеляж, и выполняют функцию мест крепления различных конструкций, элементов, узлов и агрегатов. Второй - нормальный шпангоут - предназначен для обеспечения контура и восприятия нагрузок.

Стрингера расположены вдоль фюзеляжа - подкрепляют обшивку и придают жесткости конструкции фюзеляжа.

Всего на самолете установлено 48 шпангоута.

Расстояние между шпангоутами 350 мм. Но на некоторых секциях самолета расстояние изменяется в связи с компоновочными соображениями.

Нумерация шпангоутов начинается с носовой части. В некоторых секциях установлены дополнительные шпангоуты.

Расстояние между стрингерами 150 мм. Стрингера располагаются параллельно оси симметрии фюзеляжа. В сечении стрингера являются уголками.

В сечении фюзеляж имеет переменную форму для обеспечения интегральной схемы крыла. Носовая часть имеет круглую форму, которая плавно переходит в овальную.

Носовая часть фюзеляжа (кок) выполнен из композиционного радиопрозрачного материала.

1.8.1.4 Выбор конструктивно-силовой схемы шасси [6, 7]

Компоновочная схема шасси трёхопорная с носовой стойкой.

Носовая стойка самолета представлена в виде стойки-амортизатора, на стойке установлено одно колесо. Так же в КСС шасси входят гидроцилиндры уборки и выпуска стойки. Стойка полурычажного типа, с расположенным внутри амортизатором, что позволяет уменьшить вес стойки и обеспечить ориентировку колеса относительно вертикальной оси стойки. Так же на стойке гидроцилиндра установлен втягивающий шток стойки, в закрытом положении. Цилиндр подключен к основной гидросистеме, для создания достаточного давления.

Основная стойка представлена в виде стойки-амортизатора, на стойке установлено одно колесо, имеются гидроцилиндры уборки и выпуска стойки. Стойка телескопического типа, с расположенным внутри ее амортизатором. При уборке колесо изменяет свое положение, что дает возможность уменьшить нишу шасси.

Все стойки находятся на малом расстоянии к центу тяжести, что обеспечивает очень маленький радиус разворота самолета на ВПП.

Носовая стойка убирается вперед против полета в нижнюю часть закабинного отсека фюзеляжа, а основная стойка так же убирается вперед против потока с разворотом колеса - в нишу в нижней части фюзеляжа.

1.8.2 Объемно-весовая компоновка и расчет центровки самолета

Расчет центровки тесно связан с обьемно-весовой компоновкой самолета.

Координаты центра масс самолета:

; (1.43)

При выпушенных шасси и 100% топлива: мм;

При убранном шасси и 100% топлива: мм;

При выпушенных шасси и 10% топлива без боевой нагрузки: мм;

При убранном шасси и 10% топлива без боевой нагрузки: мм;

Центровка самолета определяется по формуле:

; (1.44)

При выпушенных шасси и 100% топлива: ;

При убранном шасси и 100% топлива: ;

При выпушенных шасси и 10% топлива без боевой нагрузки: ;

При убранном шасси и 10% топлива без боевой нагрузки: .

В первом приближении центровка самолета должна соответствовать диапазону 0,26..0,3 для самолета с стреловидным крылом. Учитывая автоматическое обеспечение центровки на данном самолете, полученные результаты оставляем неизменными.



Таблица 1.7 - Центровочная ведомость

Наименование агрегата самолета (груза)	, даН	, м	, даН*м
l Конструкция
Крыло	4104	14100	57866400
Фюзеляж	4930	12500	61625000
Горизонтальное оперение	522	18160	9479520
Вертикальное оперение	464	18000	8352000
Передние стойки шасси	выпущены	346	8400	2906400
	убраны	346	6135	2157310
Основные стойки шасси	выпущены	1959	14000	27426000
	убраны	1959	12785	25045815
ll Силовая установка
Двигатели	3050	17100	52155000
Топливная система	450	14000	6300000
lll Топливо
в фюзеляже	2440	10500	2,6Е+07	6237000
в крыле	3500	13500	4,7Е+07	0
lV Оборудование и управление
Оборудование носовой части	2300	19100	43930000
Оборудование хвостовой части	310	2760	855600
V Снаряжение
Летчик	103	5860	603580

Наименование агрегата самолета (груза)	, даН	, м	, даН*м
Vl Боевая нагрузка
Ракета 1*2	245	14800	3626000
Ракета 2*2	245	14300	3503500
Ракета 3*2	245	13580	3327100
Ракета 4*2	725	13150	9533750
Пушка	383	9200	3523600
Боекомплект к пушке	117	8800	1029600
	26438/19515



1.9 Увязка формы агрегатов, построение зализов и обтекателей самолета

Зализы - обтекатели, обеспечивающие плавное, без завихрений, застойных зон и срывов обтекание мест сочленения различных агрегатов самолета, например стыка крыла с фюзеляжем, пилона подвески двигателя с мотогондолой и т. п.

Геометрия обтекателей определяется по результатам аэродинамических продувок отдельных частей самолета. Геометрия зализов определяется по результатам аэродинамических продувок моделей самолета.

1.10 Стандартная спецификация проектируемого самолета

РАЗДЕЛ 001. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

001.10.00. Краткое описание самолета

10.01. Проектируемый самолет является сверхзвуковым маневренным самолетом, предназначенным для перехвата воздушных целей в большом диапазоне высот и скоростей полета, в том числе на фоне земли, и ведения маневренного воздушного боя в любых метеоусловиях днем и ночью.

Самолет выполнен по нормальной балансировочной схеме, имеет интегральную аэродинамическую компоновку с плавным сопряжением крыла и фюзеляжа, образующих единый несущий корпус. Фюзеляж типа полумонокок с круглым поперечным сечением. Крыло с прямой передней кромкой, отклоняемым носком, флаперонами. Двухкилевое вертикальное оперение и цельноповоротный стабилизатор установлены на фюзеляже (приложение А).

Два турбореактивных двухконтурных двигателя с форсажем с малой степенью двухконтурности, АЛ_31, которые расположены в хвостовой части фюзеляжа.

10.02. Основные технические данные. Габаритные характеристики:

длина самолета.............................................................................22,5 м;

размах крыла.................................................................................15,22 м;

высота на стоянке пустого самолета...........................................6,218 м;

Cостав экипажа самолета:

пилот............................................................................................1;

РАЗДЕЛ 002. ОСНОВНЫЕ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

002.10.00. Ожидаемые условия эксплуатации

10.01. Температура наружного воздуха у земли.............................-55С - + 45С.

10.02. Предельные значения атмосферного давления.............526-780 мм рт. ст.

10.03. Максимальная относительная влажность воздуха у земли при t = 35С-98%

10.04. Параметры обледенения - при температуре наружного воздуха не ниже -30С.

10.05. Минимум для посадки - при ручном и директорном режимах захода на посадку.

002.20.00. Эксплуатационные факторы

20.01. Вес самолета:

максимальный взлетный............................................................26976 кг.

максимальный посадочный.......................................................20918 кг.

20.02. Предельно допустимые центровки:

передняя......................................................................................17%САХ;

задняя..........................................................................................29%САХ.

20.03. Особенности применения самолета:

Разрешается выполнение полетов:

по правилам визуального полета и полета по приборам;

днем и ночью;

над малоориентирной местностью.

002.03.00. Эксплуатационные ограничения

30.01. Максимальное число маха................................................................2,7.

30.02. Максимальная высота полета.........................................................19000м.

30.03. Перегрузки (min - max):

с убранной механизацией...............................................................-2/9.

РАЗДЕЛ 004. РАЗМЕРЫ И ПЛОШАДИ

004.10.00. Геометрические характеристики

10.01. Крыло:

размах.........................................................................................15,22 м;

площадь......................................................................................66,15 м2;

угол поперечного V....................................................................._ 6;

стреловидность чпк.....................................................................42.

10.02. Горизонтальное оперение:

размах...........................................................................................8,9 м;

площадь......................................................................................26,46 м2.

10.03. Вертикальное оперение:

высота...........................................................................................4,81 м;

площадь......................................................................................11,57 м2;

10.04. Фюзеляж:

длина...........................................................................................19,828 м;

диаметр максимальный...............................................................2,12 м.

10.06. Шасси:

колея..............................................................................................4,4 м;

база (при необжатой амортизации)............................................5,69 м.

10.07. Носовая стойка:

- число и тип колес.........................................................................1 х КТ 257;

- тип шин.........................................................................................660 х 160.

10.08. Основная стойка:

число и тип колес........................................................................1 х КТ 88;

тип шин......................................................................................1100 х 330.

РАЗДЕЛ 005. ШАССИ

005.00.00. Общие сведения

00.01. Шасси выполнено по трехопорной схеме с носовой стойкой и состоит из передней опоры, правой и левой основных опор и ряда механических, гидровлических и электрических устройств.

00.02. На передней опоре установлено одно колесо КН257 и механизм его поворота для управления направлением движения по земле, на основных опорах тормозные колеса КТ88 для торможения самолета на ВПП.

00.03. Шасси убирается в полете в специальные ниши, закрывающиеся створками. Шасси имеет сигнализацию выпущенного, убранного и промежуточного положений.

005.10.00. Основные опоры и створки

10.01. Основная стойка представлена в виде стойки-амортизатора, на стойке установлено одно колесо, имеются гидроцилиндры уборки и выпуска стойки. Стойка телескопического типа, с расположенным внутри ее амортизатором. Основные стойки убираются вперед против потока с разворотом колеса - в нишу в нижней части фюзеляжа.

005.20.00. Носовая опора и створки

20.01. Носовая стойка самолета представлена в виде стойки-амортизатора, на стойке установлено одно колесо. Так же в КСС шасси входят гидроцилиндры уборки и выпуска стойки. Стойка полурычажного типа, с расположенным внутри амортизатором. На стойке установлен гидроцилиндр, втягивающий шток стойки, в закрытое положение. Носовая стойка убирается вперед против полета в нижнюю часть закабинного отсека фюзеляжа.

20.02. Ниша шасси передней опоры закрывается двумя парами створок. Створки механически связаны со стойкой.

РАЗДЕЛ 006. ФЮЗЕЛЯЖ

006.00.00. Общие сведения

00.01. Фюзеляж конструкции типа полумонокок с поперечным набором шпангоутов и продольным набором стрингеров, продольных балок (приложение А).

00.02. Фюзеляж состоит из трех технологических частей: носовая часть фюзеляжа, средняя часть фюзеляжа, хвостовая часть фюзеляжа.

00.03. В сечении фюзеляж имеет переменную форму: носовая часть имеет круглую форму, плавно переходящую в овальную.

00.04. Кабина пилота выполнена в виде сварной титановой броневой капсулы с толщиной стенок до 17 мм. Кабина оснащена системой отопления и кондиционирования воздуха.

006.10.00. Основной каркас

10.01. Основной каркас состоит из шпангоутов, продольных элементов и окантовок вырезов.

10.02. К силовым шпангоутам крепятся лонжероны несущих поверхностей, передние и основные опоры шасси.

10.03. Неусиленные (типовые) шпангоуты имеют поперечные балки пола и стойки.

10.04. Продольными элементами конструкции являются стрингеры, продольные балки и бимсы.

10.05. Вырезы в оболочке усилены шпангоутами и продольными элементами.

006.20.00. Вспомогательная конструкция

20.01. Вспомогательная конструкция представляет собой каркасы и настилы подпольного отсека для оборудования, противопожарных перегородок.

20.02. Пол в кабине имеет конструкцию, препятствующую проникновению влаги через стыки панелей.

006.30.00. Обшивка

30.01. Обшивка фюзеляжа состоит из листов, усиленных в местах вырезов дополнительными накладками.

РАЗДЕЛ 007. ГОНДОЛЫ

007.10.00. Общие положения

10.01. Гондола для двух двигателей представляет собой хвостовую часть фюзеляжа.

10.02. В гондоле размещены: двигатель, двигательные агрегаты и системы и часть самолетных агрегатов и систем.

10.03. Для обеспечения пожарной безопасности отсеки двигателей в гондоле отделены противопожарными перегородками.

10.05. Для обеспечения охлаждения ВМТ установлены каналы для подвода и отвода охлаждающего воздуха, причем входной канал снабжен защитой от обледенения.

10.06. Система капотирования обеспечивает удобные подходы к агрегатам, размещенным на двигателе.

РАЗДЕЛ 008. ОПЕРЕНИЕ

008.00.00. Общие положения

00.01. Оперение самолета состоит из цельноповоротного горизонтального оперения и двухкилевого вертикального оперения.

00.02. Кили крепятся к фюзеляжу.

00.03. ЦПГО крепится к фюзеляжу.

00.04. На килях установлены рули направления.

008.10.00. Стыковка оперения.

10.01. ВО крепится с помощью соединения ухо-вилка, расположенного на передней стенке и лонжероне.

10.02. ЦПГО крепится с помощью узла навески, установленного на силовых нервюрах.

10.03. Все агрегаты соединяются токопроводящими перемычками.

008.20.00. ЦПГО.

20.01. ЦПГО состоит из двух консолей - правой и левой.

20.02. Консоли включают лонжероны, нервюры и сборно-клепанные панели. Угол поперечного V горизонтального оперения -7.

008.30.00. Киль.

30.01. Киль выполнен в виде носовой и хвостовой части, соединяемых на лонжероне.

30.02. Кессон включает лонжерон, продольные стенки, нервюры и сборно-клепанные панели.

30.03. В конструкции предусмотрены кронштейны навески руля направления.

30.04. Конструкция форкиля состоит из дюралюминиевых элементов (обшивки и диафрагм) и композиционных элементов (радиопрозрачных трехслойных панелей).

008.40.00. Руль направления.

40.01. Руль направления состоит из одной секции.

40.02. Руль направления имеет триммер-сервокомпенсатор трехслойной конструкции из КМ.

40.03. Для крепления руля направления к килю установлены кронштейны и выполнены лючки для подхода к болтам крепления.

РАДЕЛ 009. ФОНАРЬ.

009.00.00. Общие сведения

00.10. Остекление кабины состоит из фонаря кабины пилота. Остекление выполнено из бронестекла.

009.10.00. Фонарь

10.01. Фонарь состоит из сваренных между собой стальных профилей, которые образуют проемы для стекол.

РАЗДЕЛ 010. КРЫЛО

010.00.00. Общие положения

Крыло самолета - среднерасположенное свободнонесущее стреловидной формы с малым удлинением в плане. Внешние обводы крыла по сечениям образованы набором аэродинамических профилей различной толщины. Поперечное V крыла равно _6.

00.01. Крыло самолета состоит из:

левой и правой частей крыла, имеющих технологические стыки с силовыми шпангоутами фюзеляжа.

00.02. В состав консоли крыла входят:

кессонная часть;

носовая часть;

хвостовой отсек;

заканцовка крыла.

00.03. Кессон крыла изготовлен из высокопрочных алюминиевых сплавов.

010.10.00. Силовой набор крыла

10.01. Основним силовым элементом крыла является кессон консоли крыла, включающий в себя:

монолитные панели;

сборно-клепанные панели;

четыре лонжерона;

нервюры силовые;

нервюры типовые.

10.02. Лонжероны имеют узлы поперечного стыка, узлы стыка с фюзеляжем, узлы для крепления опор секций закрылка, флаперонов и узлы для крепления пилонов внешней подвески вооружения.

10.03. Кессон является герметичным отсеком и используется в качестве встроенного топливного бака.

10.04. Доступ внутрь кессона осуществляется через средние съемные и верхние панели.

010.20.00. Присоединительные узлы крыла

20.01. Присоединительные узлы крыла включают в себя:

узлы крепления с фюзеляжем;

узлы навески поверхностей управления.

РАЗДЕЛ 011. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

011.00.00. Общие положения

00.01. Силовая установка самолета состоит из двух маршевых двигательных установок форсажного типа.

00.02. Маршевая двигательная установка включает в себя:

двигатель АЛ-31Ф с агрегатами, узлами крепления и обвязкой;

капоты гондолы;

системы силовой установки: топливную, воздушную, противопожарной защиты и др.

011.10.00. Крепление двигателя

10.01. Двигатель на самолете крепится к силовым элементам гондол, которые являются частью фюзеляжа с помощью стержней. Система крепления состоит из стержней, силового шпангоута, кронштейнов и крепления к переднему и заднему лонжеронам крыла.

10.02. Точками крепления двигателей являются два боковых узла и центральный узел на бандажных поясах двигателя, на которых устанавливаются демпферы.

10.03. Монтаж двигателя осуществляется с помощью подъемного приспособления.

011.20.00. Дренаж двигателя

20.01. На двигателе установлен дренажный бочок. Топливо и масло из дренажного бочка, предназначенного для слива жидкости из уплотнительных (дренажных) полостей агрегатов топливной и масляной системы, для слива топлива из камеры сгорания и турбины после ложного и неудавшегося запуска эжектируется в распыленном виде за турбину и испаряется (сгорает).

20.02. На земле предусмотрена возможность слива жидкостей в емкость из дренажного бачка.

РАЗДЕЛ 012. ДВИГАТЕЛЬ

012.00.00. Общие положения

00.01. Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажем (ТРДДФ) АЛ-31Ф выполнен по двухвальной схеме.

012.10.00. Общие требования

00.01. Эксплуатация двигателя по техническому состоянию обеспечивается:

модульностью конструкции;

возможностью замены модулей в эксплуатации, в том числе и в фюзеляже;

высоким уровнем контролепригодности;

наличием и доступностью окон осмотра проточной части оптическими приборами.

00.02. Конструкция двигателя обеспечивает доступ для проверки и регулировки агрегатов:

топливного насоса-регулятора;

распределителя топлива;

маслоагрегата;

гидроцилиндров управления РВНА и РИА компрессора.

00.03. Конструкция двигателя обеспечивает доступность, взаимозаменяемость и монтажную независимость агрегатов и компонентов систем двигателя, заменяемых при отказах на установленном двигателе, три модуля и один подмодуль двигателя могут быть заменены в фюзеляже.

РАЗДЕЛ 013. КОМПЛЕКСНАЯ СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА

013.00.00. Общие положения

00.01. Комплексная система кондиционирования воздуха обеспечивает подачу в гермокабину свежего воздуха, регулирование температуры в пределах (0...40)С, автоматическое поддержание в гермокабине заданного давления.

00.02. В нормальных условиях в гермокабину подается 1440 ± 160 кг/ч воздуха. При отказе системы отбора воздуха от двигателя или системы охлаждения какого-либо борта в гермокабину подается 720 кг/ч от вспомогательной силовой установки (ВСУ).

00.03. Система кондиционирования воздуха состоит из двух установок охлаждения, выполненных на базе турбохолодильника, с отделением влаги в линии низкого давления. Установки включают также теплообменник и влагоотделитель. Расход продувочного воздуха регулируется специальным регулируемым воздухозаборником.

РАЗДЕЛ 014. СВЯЗНОЕ РАДИООБОРУДОВАНИЕ

014.00.00. Общие сведения

00.01. Связное радиооборудование самолета обеспечивает:

двухстороннюю радиосвязь пилота самолета с наземными службами и экипажами других самолетов;

прослушивание пилотом радионавигационных радиосредств и сигналов спец. назначения;

внутреннюю телефонную связь наземного обслуживающего персонала между собой и с пилотом;

громкоговорящее воспроизведение служебной информации пилоту;

запись служебных переговоров;

автоматическую передачу сигналов бедствия в полете и (или) после посадки самолета вне аэродрома.

00.02. Связное радиооборудование размещено как в герметичных, так и в негерметичных отсеках самолета.

00.03. Питание связного оборудования осуществляется от бортовой электросети постоянного тока напряжением 27 В и переменного тока напряжением 115 В и 200 В 400 Гц.

РАЗДЕЛ 015. СИСТЕМА ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ

015.00.00. Общие положения

00.01. Система электроснабжения состоит из:

первичной системы трехфазного переменного тока напряжением 115/200 В переменной частоты;

вторичной системы трехфазного переменного тока напряжением 115/200 В постоянной частоты 400 Гц;

вторичной системы постоянного тока напряжением 27 В.

00.02. Конструкция самолета используется в качестве минусового провода или заземления в самолетных электросхемах и нейтрального провода в трехфазных электросистемах.

00.03. Все системы электроснабжения состоят из двух независимых подсистем.

00.04. Конструкция системы защиты и управления источников электроэнергии удовлетворяет требованиям максимально возможной безопасности с минимальным отвлечением внимания экипажа.

РАЗДЕЛ 016. БЫТОВОЕ И АВАРИЙНОСПАСАТЕЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

016.00.00. Общие сведения

00.01. Бытовое и аварийно-спасательное оборудование размещается в кабине пилота.

00.02. Цветофактурная карта кабины выполняется по единому стандарту и варианту.

РАЗДЕЛ 017. ПОЖАРНАЯ ЗАЩИТА

017.00.00. Общие положения

00.01. Для обеспечения пожарной защиты маршевой двигательной установки (МДУ) и вспомогательной силовой установки на самолете установлены система пожарной сигнализации, система пожаротушения, контроля, управления и индикации.

00.02. Каждый отсек МДУ и ВСУ изолирован от остальной конструкции самолета огненепроницаемыми пожарными перегородками и экранами. Отверстия для прохода коммуникации через пожарные перегородки герметизированы от проникновения пламени.

00.03. Все трубопроводы и арматура топливной системы и компоненты системы останова и повторного запуска двигателя, установленные в пожароопасных зонах, огнестойки.

Проводка и другие элементы системы пожарной сигнализации в пожароопасных зонах огнестойки.

00.04. Средства контроля, управления и индикации пожарной защиты, установленные в кабине экипажа, обеспечивают выполнение следующий функций: аварийную сигнализацию при возникновении пожара, обнаружение места пожара, сигнализацию разрядки огнетушителей, автоматическое ручное управление огнетушителями, контроль исправности.

РАЗДЕЛ 018. ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА

018.00.00. Общие положения

00.01. Топливная система (ТС) обеспечивает питанием топливом маршевые двигатели и двигатель ВСУ во всем диапазоне скоростей и высот полета.

00.02. Топливная система включает в себя:

топливные емкости (кессоны);

топливные емкости в фюзеляже;

систему дренажа топливных баков;

систему централизованной заправки;

системы подачи топлива к двигателям (систему выработки топлива);

органы управления и контроля ТС;

топливно-измерительную систему.

018.10.00. Размещение топлива

10.01. Все топливо на самолете размещается в баках-кессонах на крыле и в фюзеляжных топливных баках.

10.02. Все внутренние поверхности баков подвергнуты антикоррозионной обработке и биологическому обеззараживанию.

РАЗДЕЛ 019. ПРОТИВООБЛЕДИНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА

019.00.00. Общие положения

00.01. Противообледенительная система обеспечивает защиту от образования льда до температуры наружного воздуха минус 30С и его удаления в нормируемых условиях обледенения с отдельных участков поверхности самолета, обледенение которых отрицательно сказывается на безопасности полетов и летных характеристиках самолета.

Противооблединительная система включает (ПОС):

ПОС крыла;

ПОС оперения;

ПОС воздухозаборников ВМТ и входного направляющего аппарата двигателей;

ПОС воздухозаборников двигателей;

ПОС воздушных винтов и обтекателей втулок воздушных винтов;

ПОС лобового стекла;

ПОС приемников воздушного давления;

сигнализатор обледенения.

00.02.Для защиты от обледенения используются три типа противообледенительных систем:

воздушно-тепловая;

электротепловая;

масляно-тепловая.

00.03. Электросистема самолета совместно с бловами управления и контроля обеспечивает:

автоматическое и ручное включение ПОС;

автоматическое отключение отказавших нагревательных элементов;

блокировку включения ПОС на земле;

контроль за работой систем на земле и в полете с помощью индикации и светосигнализаторов;

наземный контроль ПОС;

выдачу сигналов в бортовую систему регистрации параметров.



РАЗДЕЛ 020.ВООРУЖЕНИЕ САМОЛЕТА

020.00.00. Задачи:

00.01. Перехват воздушных целей в свободном пространстве и на фоне земли, днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях при ведении боя на средних и малых дальностях;

ведение ближнего маневренного боя;

поражение визуально видимых наземных (надводных) целей.

00.02. Состав:

автоматическая одноствольная пушка ГШ-301 (30 мм, 1500 выстр./мин, 150 патронов);

ракетное вооружение - до шести УР класса "воздух-воздух" средней дальности типа Р-27, до четырех УР малой дальности Р-73 с ТГС;

бомбы калибром до 500 кг и общей массой до 6000 кг (пакеты фугастных авиационных бомб (ФАБ) _ 250) на четырёх пилонах;

НУРС, КМГУ, выливные баки и прочее неуправляемое оружие класса "воздух-поверхность".

00.03. Применение авиационных средств поражения обеспечивается системой управления вооружения СУВ_27Э совместно с бортовым радиоэлектронным оборудование.

020.10.00. Система управления вооружением

10.01. Состав:

радиолокационного прицельного комплекса (РЛПК) РЛПК_27Э;

оптико-электронной системы (ОЭПС) ОЭПС_27;

систмы единой индикации (СЕИ) «Нарцисс_М»;

системы госопознования;

системы управления оружием СУО_27Э2.

20.02. Применение:

управляемое ракетное вооружение по воздушным целям в ДРБ и БМБ;

захват и сопровождение цели из обзорных режимов РЛС и ОЛС в ДРБ;

захват и сопровождение визуально видимых целей из режимов ВЕРТИКАЛЬ, ШЛЕМ, ОПТИКА в БМБ;

применение ВПУ;

опознание государственной принадлежности;

взаимодействие неуправляемого оружия по наземным целям.



2. АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ ИЗМЕНЕНИЙ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ АГРЕГАТОВ САМОЛЕТА ПРИ ИХ ОПТИМИЗАЦИИ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ И МАССОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА

Аэродинамика играет важную, доминирующую роль в развитии авиации и занимает ключевое место в процессе проектирования самолетов. Знание аэродинамических сил и моментов, действующих на самолет и его отдельные элементы (крыло, фюзеляж, оперение, органы управления и др.), позволяет выбирать наиболее рациональную аэродинамическую компоновку, удовлетворяющую летно-техническим и эксплуатационным требованиям, а также решать конкретные задачи динамики полета, прочности, аэроупругости и т.п.

Современные инженерные методы расчета аэродинамических характеристик базируются на новейших достижениях теоретической экспериментальной аэродинамики. Традиционным является членение конструкции самолета на основные элементы и определение аэродинамических характеристик суммированием одноименных характеристик этих элементов с учетом их взаимного влияния.

Для оценки летных качеств самолеты необходимо знать его аэродинамические характеристики в широком диапазоне изменения скорости, высоты и режимов полета.

2.1 Определение лобового сопротивления проектируемого самолета [8, 9]

Данный расчет выполним на программном обеспечении кафедры аэродинамики «ХАИ».

Результаты расчета лобового сопротивления представлены в таблице 2.1. Промежуточные аэродинамические расчеты представлены в приложении Б.

Таблица 2.1 - Коэффициент лобового сопротивления самолета при Cya = 0

	M=0,20	M=0,40	M=0,60	M=0,80	M=1,25	M=1,50	M=2,00	M=2,50
H=0,0	0,01368	0,01279	0,01226	0,01186	0,03581	0,03200	0,02695	0,02348
H=6,0	0,01451	0,01351	0,01293	0,01248	0,03630	0,03250	0,02741	0,02391
H=11,0	0,01549	0,01438	0,01373	0,01322	0,03691	0,03310	0,02797	0,02442
Волновое сопротивление самолета от M*= 0,872 до M = 1,2
	M=0,5	M=0,6	M=0,7	M=0,8	M=0,9	M=1,0	M=1,1	M=1,2
H=0,0					0,00003	0,00246	0,01022	0,01943
H=6,0					0,00003	0,00246	0,01022	0,01942
H=11,0					0,00003	0,00246	0,01022	0,01942
Лобовое сопротивление самолета от M* = 0,872 до M = 1,2
	M=0,5	M=0,6	M=0,7	M=0,8	M=0,9	M=1,0	M=1,1	M=1,2
H=0,0					0,01248	0,01550	0,02386	0,03365
H=6,0					0,01307	0,01607	0,02439	0,03416
H=11,0					0,01379	0,01675	0,02505	0,03479

2.2 Индуктивное сопротивление, поляра самолета, аэродинамическое качество самолета [8, 9]

Данный расчет выполним на программном обеспечении кафедры аэродинамики «ХАИ».

Результаты расчета индуктивного сопротивления, поляры самолета и аэродинамического качества представлены в таблицах 2.2, 2.3, 2.4 и на рисунках 2.1, 2.2. Промежуточные аэродинамические расчеты представлены в приложении Б.



Таблица 2.2 - Дополнительное индуктивное сопротивление самолета dCxi для H = 0,0

	M=0,20	M=0,40	M=0,60	M=0,80	M=1,25	M=1,50	M=2,00	M=2,50
Cya=0,0	0,00000	0,00000	0,00000	0,00000
Cya=0,2	0,00004	0,00003	0,00003	0,00002
Cya=0,4	0,00029	0,00026	0,00022	0,00017
Cya=0,6	0,00099	0,00091	0,00077	0,00059
Cya=0,8	0,00249	0,00227	0,00192	0,00143
Cya=1,0	0,00544	0,00490	0,00406	0,00297
Cya=1,2	0,01216	0,01049	0,00823	0,00569
Cya=1,4		0,02166	0,01112
Cya_Krit	2,61807	2,36052	2,02964	1,52821

Таблица 2.3 - Поляра самолета Cxa = Cxo + A·Cya2 + dCxi для H = 0,0

	M=0,20	M=0,40	M=0,60	M=0,80	M=1,25	M=1,50	M=2,00	M=2,50
Cya=0,0	0,01368	0,01279	0,01226	0,01186	0,03581	0,03200	0,02695	0,02348
Cya=0,2	0,01842	0,01752	0,01698	0,01657	0,04448	0,04287	0,04088	0,04043
Cya=0,4	0,03277	0,03184	0,03124	0,03078	0,07048	0,07549	0,08268	0,09126
Cya=0,6	0,05697	0,05596	0,05523	0,05464	0,11381	0,12986	0,15234	0,17598
Cya=0,8	0,09137	0,09020	0,08920	0,08832	0,17448	0,20598	0,24987	0,29459
Cya=1,0	0,13662	0,13509	0,13354	0,13205	0,25248	0,30384
Cya=1,2	0,19503	0,19234	0,18927	0,18635	0,34782	0,42345
Cya=1,4		0,26366	0,25274	0,46049
Cya=Max	0,25593	0,26644	0,28902	0,34574	0,53335	0,48427	0,37422	0,30964

Таблица 2.4 - Аэродинамическое качество самолета

	M=0,20	M=0,40	M=0,60	M=0,80	M=1,25	M=1,50	M=2,00	M=2,50
Kmax	12,391	12,831	13,125	13,364	5,676	5,361	5,161	5,013



Рисунок 2.1 - Поляра самолета

Рисунок 2.2 - Аэродинамическое качество самолета

2.3 Расположение аэродинамического фокуса самолета [8, 9]

Данный расчет выполним на программном обеспечении кафедры аэродинамики «ХАИ».

Результаты расчета положения фокуса и продольного момента представлены в таблицах 2.5, 2.6 и на рисунках 2.3, 2.4. Промежуточные аэродинамические расчеты представлены в приложении Б.

Таблица 2.5 - Фокус самолета относительно носка САХ крыла

	M=0,20	M=0,40	M=0,60	M=0,80	M=1,25	M=1,50	M=2,00	M=2,50
Xf/Ba	0,7173	0,7158	0,7128	0,7250	0,9223	0,9583	0,9414	0,9084



Таблица 2.6 - Коэффициент момента mz0 самолета c горизонтальным оперением (отнесено к САХ крыла)

	M=0,20	M=0,40	M=0,60	M=0,80	M=1,25	M=1,50	M=2,00	M=2,50
mz0	-0,0063	-0,0061	-0,0058	-0,0046	-0,0076	-0,0095	-0,0113	-0,0123

Рисунок 2.3 _ Фокус самолета относительно носка САХ крыла

Рисунок 2.4 _ Коэффициент момента mz0 самолета c горизонтальным оперением (отнесено к САХ крыла

2.4 Влияние проектных параметров самолета на его аэродинамические и массовые характеристики [4]

Исследование изменения взлетной массы сверхзвукового маневренного самолета производим в зависимости от стреловидности крыла. Исходные данные берем из таблицы 1.5.

Расчет ведем с помощью програмного обеспечения кафедры 103 и сводим в таблицы 2.7 2.13.

Таблица 2.7 - Зависимость взлетной массы самолета от стреловидности крыла в первом приближении

Xp,гр.	8,00	16,00	24,00	32,00	40,00	48,00	56,00	64,00	72,00	80,00	88,00
P,[Дан/м2¤]
100,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
200,0	225,9	147,4	147,2	286,2	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
300,0	33,3	31,4	31,8	35,6	49,4	197,6	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
400,0	26,6	25,4	25,6	27,9	35,3	71,9	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
500,0	24,9	23,8	24,0	25,9	32,1	58,7	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
600,0	25,1	23,9	24,0	26,0	32,1	58,7	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
700,0	26,2	24,9	25,0	27,2	34,1	66,1	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
800,0	28,4	26,8	26,9	29,4	37,8	83,7	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
900,0	31,6	29,5	29,6	32,7	44,0	126,7	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0

Таблица 2.8 - Масса крыла, кг

Xp,гр.	8,00	16,00	24,00	32,00	40,00	48,00	56,00	64,00	72,00	80,00	88,00
P,[Дан/м2¤]
100,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
200,0	83931	44713	44789	*****	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
300,0	4200	3841	3922	4683	7757	61921	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
400,0	2582	2400	2437	2801	4063	12061	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
500,0	2077	1935	1960	2229	3132	7964	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
600,0	1887	1753	1773	2016	2836	7219	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
700,0	1851	1709	1726	1974	2836	7911	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
800,0	1925	1759	1775	2053	3069	10416	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
900,0	2109	1901	1916	2254	3589	18053	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0

Таблица 2.9 - Масса фюзеляжа, кг

Xp,гр.	8,00	16,00	24,00	32,00	40,00	48,00	56,00	64,00	72,00	80,00	88,00
P,[Дан/м2¤]
100,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
200,0	7539	5380	5339	9237	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
300,0	2135	2126	2103	2207	2595	6752	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
400,0	1947	1998	1929	1991	2199	3225	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
500,0	1901	1870	1889	1940	2112	2859	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
600,0	1904	1872	1935	1952	2121	2867	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
700,0	1938	1901	1904	1963	2157	3057	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
800,0	1997	1953	1955	2025	2262	3549	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
900,0	2088	2030	2033	2120	2435	4755	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0

Таблица 2.10 - Масса оперения, кг

Xp,гр.	8,00	16,00	24,00	32,00	40,00	48,00	56,00	64,00	72,00	80,00	88,00
P,[Дан/м2¤]
100,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
200,0	38980	25429	25391	49376	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
300,0	3830	3612	3656	4093	5683	22729	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
400,0	2292	2187	2205	2403	3043	6199	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
500,0	1721	1645	1655	1790	2215	4053	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
600,0	1441	1375	1382	1494	1848	3378	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
700,0	1294	1229	1235	1339	1680	3261	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
800,0	1224	1155	1159	1267	1631	3610	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
900,0	1211	1133	1136	1255	1686	4857	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0

Таблица 2.11 - Масса шасси, кг

Xp,гр.	8,00	16,00	24,00	32,00	40,00	48,00	56,00	64,00	72,00	80,00	88,00
P,[Дан/м2¤]
100,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
200,0	8904	6025	6017	11040	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
300,0	1481	1399	1416	1579	2164	7881	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
400,0	1190	1136	1146	1246	1565	3088	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
500,0	1118	1070	1077	1162	1429	2551	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
600,0	1124	1074	1079	1164	1431	2552	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
700,0	1176	1119	1123	1216	1514	2856	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
800,0	1268	1199	1203	1311	1674	3564	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
900,0	1407	1319	1322	1457	1935	5241	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0

Таблица 2.12 - Масса оборудования и управления, кг

Xp,гр.	8,00	16,00	24,00	32,00	40,00	48,00	56,00	64,00	72,00	80,00	88,00
P,[Дан/м2¤]
100,00	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
200,00	16821	11158	11143	21165	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
300,00	2933	2797	2825	3098	4095	14779	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
400,00	2449	2361	2376	2542	3076	5714	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
500,00	2331	2252	2262	2403	2847	4767	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
600,00	2340	2257	2266	2406	2850	4768	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
700,00	2425	2331	2339	2492	2989	5302	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
800,00	2579	2464	2471	2650	3259	6567	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0
900,00	2811	2663	2669	2894	3703	9666	0,0	0,0	0,0	0,0	0,0

Таблица 2.13 - Масса самолета во втором приближении, кг

Xp,гр.	8,00	16,00	24,00	32,00	40,00	48,00	56,00	64,00	72,00	80,00	88,00
P,[Дан/м2¤]
100,0	0,00	0,00	0,00	0,00	0,00	0,00	0,00	0,00	0,00	0,00	0,00
200,0	245,25	145,99	144,96	324,30	0,00	0,00	0,00	0,00	0,00	0,00	0,00
300,0	25,43	24,11	24,26	26,89	37,10	179,45	0,00	0,00	0,00	0,00	0,00
400,0	20,02	19,31	19,28	20,73	25,67	53,10	0,00	0,00	0,00	0,00	0,00
500,0	18,89	18,12	18,20	19,41	23,43	42,54	0,00	0,00	0,00	0,00	0,00
600,0	19,18	18,37	18,50	19,67	23,75	43,03	0,00	0,00	0,00	0,00	0,00
700,0	20,36	19,40	19,42	20,81	25,55	49,73	0,00	0,00	0,00	0,00	0,00
800,0	22,34	21,14	21,14	22,84	28,91	65,81	0,00	0,00	0,00	0,00	0,00

Рисунок 2.5 - Зависимость взлетной массы самолета от величины удельной нагрузки на крыло и стреловидности крыла

Дополнительные расчетные таблицы приведены в Приложении Б.



3 ИНТЕГРИРОВАННОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ И КОМПЬЮТЕРНОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ЛОНЖЕРОНА КРЫЛА ПРОЕКТИРУЕМОГО САМОЛЕТА

3.1 Разработка мастер_геометрии агрегата

Мастер геометрия лонжерона определяется геометрическими обводами крыла, а так же геометрией сечений элементов, которые его составляют. Внешние обводы крыла были определены в первом разделе. На основании внешних обводов получим габаритные размеры проектируемого лонжерона. Проектные сечения элементов будут определяться по результатам расчетов.

На основании полученной геометрии производим построение мастер геометрии лонжерона в CAD системе SolidWorks.

3.2 Определение нагрузок, действующих на агрегат [10, 11]

Исходными данными для расчета являются, геометрия крыла и аэродинамические нагрузки, которые были определены в предыдущих разделах.

Расчетным агрегатом принимаем передний лонжерон крыла. Расчет производим в следующих сечениях агрегата:

Таблица 3.1

	H1, м	H2, м	H3, м	H4, м	Sотс, м2	Zотс, м	, кг	Zгр, м
1-е сечение	0,197	0,25	0,22	0,13	1,33	1,5	431,1	0,301
2-е сечение	0,15	0,197	0,17	0,1	5,1	1,1	206,7	1,0215
3-е сечение	0,12	0,159	0,14	0,083	8,84	0,4	28,6	1,426

Поперечная сила и изгибающий момент, действующие в расчетном сечении крыла

Если предположить, что аэродинамическая нагрузка и масса конструкции крыла распределены равномерно по его площади, то можно использовать следующие формулы для определения поперечной силы и изгибающего момента в расчетном сечении крыла:

, (3.1)

, (3.2)

где - коэффициент эксплуатационной перегрузки; - коэффициент безопасности; - площадь крыла самолета; - площадь «отсеченной» части крыла; - взлетная масса самолета; - масса конструкции «отсеченной» части крыла; zотс - расстояние от расчетного сечения до точки приложения равнодействующей аэродинамических и массовых нагрузок; - массы агрегатов и грузов, расположенных на «отсеченной» части крыла; - расстояние от расчетного сечения до центров тяжести ; - длина «отсеченной» части крыла; - хорда в расчетном сечении; - концевая хорда крыла.

Q = 471422 Н, М = 711359 Н м.

Поперечная сила воспринимается стенками лонжеронов и распределяется между ними пропорционально изгибной жесткости лонжеронов. В четырехлонжеронном крыле значения поперечной силы, воспринимаемой лонжеронами, в первом приближении могут быть определены по формулам:



; (3.3)

где H1, H2, H3, H4 - строительные высоты лонжеронов. Т.к. мы рассчитываем первый лонжерон, то:

Н.

Изгибающий момент распределяется между лонжеронами пропорционально их изгибной жесткости и в четырехлонжеронном крыле может быть определен как:

, (3.4)

Принимаем М1 = 115990 Н м.

Аналогично рассчитываем 2-е и 3-е сечение.

2-е сечение:	3-е сечение:
Q = 279658	Q = 76839
М = 3309772	М = 31110,5
М1 = 48487,4	М1 = 4739,21

3.3 Уточнение конструктивно-силовой схемы агрегата

Лонжероны крыла представляют собой сборные тонкостенные балки, регулярная часть которых состоит из поясов и стенок, подкрепленных стойками. К зонам нерегулярностей относятся зоны соединений, вырезов и отверстий, монолитных утолщений и усиливающих накладок, галтельных переходов и т.д.

Пояса лонжеронов являются геометрически сложными элементами конструкции лонжерона с переменными толщинами по размаху. Их изготавливают из прессованных профилей таврового или уголкового сечения механическим фрезерованием. Соединяются они между собой в местах перестыковки и стыковых узлов с помощью заклепочных и болтовых соединений.

При конструировании лонжеронов на этапе эскизного проектирования учитываются прочностные и деформационные характеристики применяемой конструкции, определяются допускаемые напряжения, обеспечивающие заданный ресурс. Лонжерон проектируется в системе кессона. Пояса проектируют, учитывая взаимную связь с панелями. Для элементов конструкции верхней поверхности крыла определяющими является допускаемые напряжения при работе конструкции на сжатие. Допускаемые напряжения в значительной мере зависят от характеристик материала, геометрических характеристик поясов. Для элементов конструкции нижней поверхности крыла в качестве допускаемых принимаются напряжения, обеспечивающие потребные характеристики статической прочности, заданного ресурса и живучести конструкции.

Значения изгибающего и крутящего моментов, поперечных и продольных сил изменяются по размаху крыла. Для обеспечения равнопрочности лонжеронов по длине толщину и ширину полок и ребер поясов выполняют переменными по размаху. Толщина полки изменяется от 15 до 3 мм, а толщина ребра - от 10 до 3 мм. Значения ширины полок и высоты ребер поясов лонжеронов находятся в пределах от 20 до 70 мм. Пояса лонжеронов имеют переменный угол малки. В зонах соединений пояса с подкрепляющими стойками, кницами, узлами навески механизации и элементов крепления систем, входящих в конструкцию крыла, высота и толщина вертикального ребра увеличены для компенсации ослаблений, вызванных отверстиями.

Стенки сборных лонжеронов выполняются из листового материала (алюминиевого сплава 1163Т) механическим или химическим фрезерованием по контуру и толщине. Они имеют монолитные утолщения в зонах продольных и поперечных стыков, вырезов и отверстий, зонах присоединения подкрепляющих стоек, силовых нервюр, присоединений узлов навески агрегатов и систем.

Конструкцию стенок лонжеронов выбирают, учитывая коэффициент напряженности , где - поперечная сила, - высота стенки лонжерона.

Параметры регулярной зоны стенок лонжерона выбирают из условия обеспечения статической прочности под действием разрушающих напряжений.

Подкрепляющие стойки стенок лонжерона изготавливаются из прессованных профилей таврового или уголкового сечения, и дорабатываются механическим фрезерованием. Стойки выполняют с малковками и подсечками. Геометрические параметры стойки выбирают в зависимости от геометрических параметров обслуживаемой зоны стенки, силовых факторов, действующих на стойки, назначения стоек, компоновки крыла. Стойки могут располагаться с той же стороны относительно ребра пояса, что и стенка, или с противоположной стороны. В последнем случае стойка требует подштамповки.

В стенках лонжеронов выполняют вырезы и отверстия для установки элементов конструкции трубопроводов топливной системы, элементов системы управления, кронштейнов навески механизации крыла и других агрегатов. Для обеспечения заданной усталостной долговечности поясов и стенок в зонах отверстий, вырезов, стыков соединений и т.д. потребный уровень напряжений обеспечивают посредством местных утолщений, усиливающих накладок, фрезерованных окантовок, реже - упрочнением потенциально опасных зон механическими и термическими методами.

Продольные соединения пояса лонжеронов и панелей крыла находятся в условиях растяжения - сжатия, вызванного изгибом крыла, а также передают потоки касательных усилий, возникающие от изгиба и кручения крыла. Эти соединения выполняют, как правило, двух-трехрядными односрезными, при помощи болтов и заклепок.

3.4 Выбор материалов для элементов конструкции агрегата

По массе лонжероны составляют от 25 до 50 % массы крыла, или 4 - 5 % взлетной массы самолета. Количество лонжеронов зависит от конструктивно-силовой схемы и степени нагруженности крыла. Расположение лонжеронов и, соответственно, ширина кессона обычно определяются на этапе общего проектирования при аэродинамической компоновке крыла с учетом геометрических параметров механизации передней и задней кромок крыла, обеспечения потребного объема топливных баков. Пояса лонжеронов воспринимают изгибающий момент и работают на растяжение - сжатие, стенки служат для передачи перерезывающей силы и работают на сдвиг. Стойки служат для обеспечения высокого уровня критических напряжений потери устойчивости клетки стенки лонжерона. Соединения стенок с поясами и стойками выполняют заклепочными или болтовыми.

Анализ особенностей конструкции лонжеронов показал, что основные силовые элементы регулярной части лонжеронов - пояса, стенки, подкрепляющие стойки - выполняются преимущественно из алюминиевых сплавов, таких, как 1161Т, 1973Т2, 1163Т, 1933Т3. Нижние пояса (растянутая зона) изготавливаются из сплавов 1161Т, 1163Т. Эти сплавы имеют меньший предел прочности при растяжении, в то же время они обладают лучшими усталостными характеристиками по сравнению с материалами верхних поясов 1973Т2 (сжатая зона).



3.5 Проектировочный расчет геометрических параметров конструктивно-силовых элементов агрегата в регулярных и нерегулярных зонах с учетом заданного ресурса [10]

3.5.1 Проектирование поясов балочного лонжерона

Определим показатель интенсивности нормальных сил:

М / Н3 = 115590/0,1973 = 15,171269 МПа.

По величине выбираем конструкционный материал: 1163Т.

Модуль нормальной упругости Е = 72000 МПа;

Предел прочности = 450 МПа;

Предел текучести = 340 МПа;

Предел пропорциональности = 210 МПа;

Объемная плотность = 2780 кг/м3;

Величины расчетных напряжений в поясах лонжеронов для ресурса в 20000 полетов равны:

, .

По заданному уровню расчетных напряжений необходимо определить максимальное значение отношения .

Для сжатого пояса с учетом данных: b/д = 4;

Для растянутого пояса с учетом данных: b/д = 4,5;

Величина д/h определяется из условия прочности по выражению (для двутаврового сечения);

; (3.5)



Определим величину д/h, которая для растянутого пояса принимает значение д/h = 0,075, как и для сжатого пояса - 0,076.

Зная Н, найдем толщины поясов:

Верхнего:

мм.

Нижнего:

мм.

Ширина полки сжатого пояса:

мм.

Ширина полки растянутого пояса:

мм.

Толщину «лапок» из конструктивно-технологических соображений назначают равной от 1,5 до 2,0 толщины обшивки или стенки. Ширину «лапок» выбирается из условия прочности заклепочного шва, чтобы расстояние от оси заклепки до каждого из краев было не меньше двух диаметров.

Дополнительно необходимо проверить полученные значения размеров «лапок» на соответствие условиям прочности, жесткости и технологичности:

Условие прочности -, (3.6)

Условие жесткости - (3.7)

Условие технологичности - 3,0 мм для дюралюминиевых сплавов. С учетом этих условий:

6 мм.



Аналогично рассчитываем 2-е и 3-е сечения.

2-е сечение	3-е сечение
мм	мм
мм	мм
мм	мм
мм	мм

3.5.2 Проектирование стенок лонжерона

В конструктивном выполнении стенки лонжеронов крыла состоят из собственно стенок и подкрепляющих стоек.

Найдем расстояние между центрами тяжести поясов лонжерона:

hэф = 182 мм;

Определим параметр нагруженности на балку: