Самолет (стр. 2 )

В качестве самолета аналога выбираем ближнемагистральный пассажирский самолет Ту-134. Также, аналогом по месту установки двигателей и конструкции оперения является ближне - и среднемагистральный пассажирский самолет EmbraerE-195. Отличительной конструктивной особенностью проектируемого ЛА является установка более совершенных двигателей Д-436Т1, имеющих в сравнении с двигателями Д-30 I серии ряд преимуществ:

-  меньшую массу, что позволяет увеличить полезную нагрузку на 630 кг;

- меньший удельный расход топлива, который позволил снизить количество топлива при максимальной коммерческой нагрузке с 9600 кг до 7600 кг;

- большую мощность, что позволяет снизить длину разбега самолета на взлете.

В отличие от Ту-134, в проектируемом самолете была выбрана схема установки двигателей под крылом, аналогом такой схемы является самолет EmbraerE-195.Это позволило снизить массу конструкции  на 2528 кг, а именно:

- масса вертикального оперения(ВО) снижается примерно на 40-50%, так как в нём теперь не проходят органы управления горизонтального оперения (ГО) и на него не действуют силы от ГО, выигрыш в массе 598 кг;

- масса фюзеляжа снижается на 10-15% в следствие того, что масса двигателей воздействует непосредственно на крыло, а не на сам фюзеляж, выигрыш в массе 930 кг;

- масса крыла снижается на 10-15%, так как вес двигателей, действующий вниз, теперь компенсирует часть подъемной силы, выигрыш в массе 1080 кг;

- в связи с использованием нового более лёгкого оборудования его масса снизилась примерно на 560 кг.

2.1 Составление уравнения баланса масс самолета

Предполагаемые масса самолета, силовой установки, топлива, коммерческой нагрузки, оборудования должны удовлетворять следующему уравнению:

Мо=Мк+Мсу+Мт+Моб +Мпн,

гдеМо – масса взлетная;

Мк – масса конструкции

Мсу – масса силовой установки;

Мт – масса топлива;

Моб – масса оборудования;

Мпн – масса полезной нагрузки.

Мк= Мкр+ Мф+ Моп+ Мш,

где Мкр – масса конструкции крыла;

Мф – масса фюзеляжа:

Моп – масса оперения;

Мш – масса шасси.

Задаем массы узлов ЛА.

Массу топлива принимаем при полной заправке топлива [3]:

Мт =8600 кг.

Массу полезной нагрузки при данной заправке принимаем [3]:

Мпн = 8200 кг.

Массу двигателей принимаем:

Мдв=Мдв·n + Mагр= 1450· 2 = 2900 кг,

где  Mдв  – масса одного двигателя, n-число двигателей.

Исходные массы для расчётов брались из [3]:

Мк=14980 кг;

Мдв=2900 кг;

Мт= 8600 кг;

Моб= 6420 кг;

Мпн = 8200 кг.

В связи с отсутствием точных значений, задаем массы остальных узлов ЛА в соответствии с рекомендациями:

Мкр= М0·0,1258=5170кг;

Мф=М0· 0,0997=4100кг;

Моп=М0·0,0258=1060кг;

Мш=М0·0,0452=1860кг.

Моб = М0 - Мк – Мдв - Мпн - Мт,

Моб = 41100– 14980 – 2900 – 8200 – 8600= 6420 кг

Проверка:

М0 =Мк + Мдв +Мпн + Мт + Моб,

М0= 14980 + 2900+ 8200+ 8600+ 6420 = 41100 кг

2.2 Балансировочная схема самолета

Расчетным является случай горизонтального полета самолета.

Центры давлений крыла и самолёта не совпадают, так как к подъёмной силе крыла добавляется подъёмная сила фюзеляжа и других элементов самолёта.

Зная положение центра масс самолёта и точки приложения подъёмных сил, составляем балансировочную схему (рисунок 1).

Рисунок 1 - Схема сил действующих на самолет

Из условия равновесия видно, что

,

где L1и L2- расстояния от центров приложения подъемных сил крыла и горизонтального оперения до центра масс самолета.

L2=LГО= 14,76 м определяем графически (рисунок 1)

В качестве аналога принимаем профиль крыла B-12% [4] и угол установки крыла 30 9’[1].

Тогда:

=0,19 ∙ bсах=0,19 ∙ 4,32=0,82 м;

=0,32 ∙ bсах =0,32 ∙ 4,32=1,38 м;

Сy=0,327[4];  V=Vкрейс=222,2 м/с [1];

Н

Где с - плотность воздуха на высоте H=10км.

Н

Проверка условия равновесия самолета:

428389-24629-41200*9,8=0

Условие выполняется.

3 Внешняя и внутренняя компоновки проектируемого ЛА

По схеме проектируемый самолет представляет собой моноплан с низкорасположенным стреловидным (в плане) крылом.

Самолет снабжен двумятурбореактивными дви­гателями Д-436Т1 с тягой по 7500кгс каждый.

Самолетрассчитан для полётов на расстояния до 2000 км. Крейсерская скорость полета 800 км/час.

Основными элементами конструкции самолета являются фюзеляж, крыло, оперение (вертикальное и горизонтальное), шасси, силовая установка.

3.1Элементы ЛА

Планер самолета РСС собирается из следующих основных агрегатов:

1. фюзеляжа, изготовленного из трех частей: носовой до шп. № 15; средней, включающей шп. № с 15А по 55 с герметичным днищем; хвостовой от шп. № 55А до шп. № 65. На носовой части фюзеляжа установлена нога шасси, на средней — гондолы двигателей, а в хвостовой — хвостовое оперение и ВСУ;

крыла, изготовленного из пяти частей. На крыле установлены средства механизации, главные ноги шасси с обтекателями и маршевые двигатели; хвостового оперения, состоящего из киля, руля направления, стабилизатора и руля высоты.

Фюзеляж. Каркас всех частей фюзеляжа собирается из шпан­гоутов, стрингеров, лонжеронов продольных и поперечных балок и других элементов. Каркас обшивается листами обшивки.

Шп. № 4, 6, 8, 11, 13, 15, 28, 34, 37, 47, 48, 51, 55, 55А, 60, 63 и 64 — силовые, шп. № 2, 5 и 9 — усиленные, а остальные — типовые, Всего шпангоутов 72.

Стрингеры каркаса фюзеляжа расположены равномерно по окружности сечения фюзеляжа и проходят по всей длине его, пре­рываясь в местах его вырезов под центроплан, окна, двери и люки. В местах соединения отдельных частей фюзеляжа стрингеры кре­пятся к фитингам стыковочных шпангоутов. Стрингеры верхней части фюзеляжа выполнены из сплава Д16-Т, а нижние — из спла­ва В95.

Лонжероны фюзеляжа установлены между шп. № 5...9 и 34...44. Первые обеспечивают крепление фонаря кабины пилотов и рас­положены в верхней части фюзеляжа. Вторые устанавливаются в нижней части его и усиливают зону установки центроплана и упрощают крепление заднего обтекателя крыла.

Крыло кессонного типа двухлонжеронное, состоит из прямо­угольного центроплана, двух средних частей, двух отъ­емных частей, обтекателей. Центроплан, средняячасть крыла (СЧК) и отъемная часть крыла (ОЧК) имеют два лонжерона, большое количество стрингеров, нервюр (часть которых усилена) и обшивку. Носки всех частей съемные, а хвостовые части приклепанные. Носки имеют основную обшивку из листа Д16 тол­щиной 1,2 мм и внутреннюю обшивку из гофрированного листа, об­разующего поперечные каналы для прохода горячего воздуха си­стемы противообледенения крыла.

Стрингеры крыла выполнены из сплава В95 и Д16-Т и имеют трапециевидное и двутавровое сечения. Все нервюры, кроме нервюр разъемов и разделяющих внутренние объемы частей крыла на отдельные баки отсеки, выполняются штамповкой из листов Д16 с отбортованными отверстиями.

Обтекатели (гондолы) шасси служат для размещения в убран­ном положении главных ног шасси. Каждая гондола со­стоит из лонжеронов, балок, стрингеров и шпангоутов. К эле­ментам каркаса гондолы приклепывается обшивка из Д16А-Т тол­щиной 1 мм. Нижние части гондолы имеют вырез для прохода ног шасси при уборке и выпуске их.

Вырезы закрываются  передним  щитком,  двумя  боковыми  и двумя задними створками.

Закрылки. Самолет оснащен четырьмя выдвижными двухщелевыми закрылками: двумя внутренними, расположенными между бортами фюзеляжа и гондолами шасси, и двумя внешними, распо­ложенными между гондолами шасси и разъемами частей  крыла. Внутренние закрылки расположены вдоль балки средней части крыла перпендикулярно направлению полета и перемещаются на­зад по специальным рельсам, выполненным по форме дуги окруж­ности. Внешние закрылки размещены вдоль заднего лонжерона СЧК под углом к полету, а перемещаются так же, как и внутренние, в направлении потока. Такое движение внешних закрылков обес­печивается перемещением их по направляющим рельсам, выпол­ненным в форме винтовой линии.

Интерцепторы предназначены для торможения самолета при пробеге его после посадки и при прерванном взлете. Они пред­ставляют собой клепанные щитки, отклоняющиеся вверх против потока воздуха на угол 52°. Интерцепторы шарнирно крепятся к хвостовой внешней части СЧК. Каждый интерцептор состоит из лонжерона, нервюр, верхней и нижней обшивок и других деталей.

Элеронысостоят из четырех секций. На каждой внутренней секции установлен триммер-флетнер, а на внешней — флетнер. Ка­ждая секция элерона состоит из лонжерона, съемного носка, верхней и нижней обшивок и других деталей. Весовая балансировка элерона обеспечивается литыми стальными грузами. Элерон имеет осевую аэродинамическую компенсацию, равную 29,6%.