Методичка Курс проект. Методические указания для студентов по специальности 160201 самолето и вертолетостроение
 Скачать 1 Mb.
|
Таблица 2.1Статистические данные самолетов
Окончание табл.2.1
Вначале решается вопрос о выборе балансировочной схемы самолета - нормальная, «утка», «бесхвостка».Затем выбираются формы основных агрегатов самолета и определяется их взаимное расположение. Выбор осуществляется в следующей последовательности: -схема размещения экипажа и целевой нагрузки; -конфигурация, положение и параметры крыла; -конфигурация и параметры фюзеляжа; -конфигурация, положение и параметры оперения; -схема и характеристики шасси; -тип силовой установки и ее размещение; -механизация крыла; -конструктивно-силовая схема самолета и ее увязка с aгpегатами, технологией производства и эксплуатации; -состав оборудования и управления для удовлетворения ТТТ; -констркктивно-технологическая схема членения и эксплуатационные разъемы самолета. Примеры схем самолетов показаны в приложении. 2.2.1.1 Выбор параметров крыла Внешние формы и относительные геометрические параметры крыла выбираются таким образом, чтобы обеспечить выполнение ТТТ и получить высокие летно-технические характеристики проектируемого самолета. Влияние параметров крыла на летные, весовые, экономические и другие характеристики анализируется в учебной литературе [1]. Для обоснованного выбора геометрических параметров крыла необходимо построить и. проанализировать статистические графики, связывающие такие параметры, как удлинение крыла λ, относительная толщина профиля крыла  , угол стреловидности х°, сужение крыла , удельная нагрузка о с основными летными характеристиками самолета – скоростью V, высотой Н и дальностью полета L.Для средней дальности полета рациональные λ = 6,5...7,5 Для околозвуковых самолетов рациональные = 0,10...0,12; умеренные значения х = 20...25°; значения = 2,5...4.В результате анализа проектировщик назначает количественные значения параметров λ, , х°, для проектируемого самолета.2.2.1.2 Выбор параметров фюзеляжа Экипаж, оборудование, целевая нагрузка должны быть размещены в фюзеляже, который должен иметь минимальную площадь миделевого сечения Sмид, минимальную площадь омываемой поверхности и минимальное лобовое сопротивление. Форма поперечного сечения фюзеляжа выбирается из условия размещения нагрузки, ее габаритов, высотности самолета, удобства погрузки-выгрузки грузов. Основной конструктивный параметр фюзеляжа - его удлинение λф = lф/Dф, где lф - длина фюзеляжа, Dф - его диаметр или диаметр круга, эквивалентного площади миделевого сечения. Н  Рис. 3.1. Формы и размеры фюзеляжа аружный диаметр фюзеляжа (рисунок 2.1) можно определить следующим образом. Если принять, что допустимая высота прохода в фюзеляже от пола кабины h1, высота стенки кабины у крайнего в ряду кресла h2 и толщина слоя теплозвукоизоляции (ТЗИ) фюзеляжа тзи, то Dф = 2h1 - -h2+2тзи. Обычно для пассажирских самолетов h1 = 1,6...2 м, h2 = 0,8...1,2 м, тзи = 0,01...0,2 м. Рисунок 2.1 Формы и размеры фюзеляжа Поэтому всегда можно подобрать такие значения h1 и h2, чтобы максимальный объем кабины использовался для размещения целевой нагрузки. Если задана площадь пола грузовой или пассажирской кабины Sп, то диаметр фюзеляжа можно определить  , где k = 0,55...0,65.Для дозвуковых самолетов ф = 7...9, для сверхзвуковых самолетов ф = 13...16. Диаметр фюзеляжа можно выбирать в зависимости от числа пассажирских кресел в ряду. Если число кресел в ряду меньше или равно 3, то Dф 2,4м, если в ряду 4 кресла, то Dф 2,9 м, если 5 кресел, то Dф 3,4 м, если 6 кресел с одним проходом, то Dф 3,8м. Для самолетов-аэробусов с числом кресел 7-8 в ряду с двумя проходами Dф = 5,2..,5,9 м, а с числом кресел 9-10 Dф = 6,2...6,8 м. Для повышения использования объема под полом пассажирской кабины на самолетах с Dф 3,4 м выгодно размещать багажники для стандартных контейнеров [1, с. 246], а с Dф < 2,9 м более выгодно «срезать» лишний объем под полом (см. рисунок 2.1) дугой R окружности, разместив багажники над полом в специальных багажных отсеках. 2.2.1.3 Выбор характеристик оперения Характеристики горизонтального и вертикального оперении определяют продольную и боковую (путевую) устойчивости и управляемости самолета. Продольная устойчивость и управляемость самолета обеспечивается эффективностью горизонтального оперения (ГО) и руля высоты (РВ), что достигается соответствующим плечом Lго (выносом от центра масс (ЦМ) и площадью ГО Sгo. При проектировании пользуются относительными значениями этих величин Lгo и Sгo, произведение которых составляет коэффициент статического момента ГО Аго =   ,где : = Sгo/S, = Lгo/bA.Для вертикального оперения ВО коэффициент статического момента Аво = SвоLво/Sl. Эффективность оперения должна обеспечиваться на любых углах атаки крыла и поэтому соответственно выбираются остальные характеристики: удлинение го и во, относительная толщина (обычно симметричного) более тонкого, чем на крыле, профиля  и  , стреловидность  и  , сужение го и во.При проектировании можно пользоваться следующими статистическими значениями: го = 3,5 ... 4,5; = = 0,08 ... 0,12; =  +3 … 5; го=2 ... 3,5; во = 0,8 ... 1,2; во = 1 ... 1,2 для нескоростных самолетов с большим удлинением крыла ( > 4,5); го = 2 ... 3; = = 0,03 ... 0,05; го = во = 1 ... 2; во = 1 ... 2 для скоростных (М > 1) самолетов.Для хорошей управляемости необходимо выбирать соответственно относительные площади рулей:  = Spв/Sгo;  = Spн/Sвo; = 0,3...0,4, = 0,35...6,45 для нескоростных самолетов; = = 0,2...0,3 для скоростных самолетов и относительные значения степени осевой компенсации на самолетах с безбустерными системами управления  = Sок/Sр = 0,2 ... 0,25. После предварительного выбора параметров и характеристик оперения уточняются значения статических моментов и плеч оперений (таблица 2.2).Таблица 2.2 Параметры оперения
Площади ГО и ВО можно определить по формулам:   Относительные площади горизонтального и вертикального оперений для современных самолетов лежат в пределах  = 0,15...0,3;  = 0,06...0,12.Средняя аэродинамическая хорда крыла  вычисляется в зависимости от сужения крыла и корневой хорды  , а bсрl = S.На данном этапе проектирования назначаются безразмерные параметры оперения, а размерные характеристики крыла, фюзеляжа, оперения вычисляются после расчета взлетной массы самолета. 2.2.1.4 Выбор характеристик шасси Большинство современных самолетов имеют трехопорную схему шасси с носовой опорой, а параметры схемы шасси определяют расположение опор относительно центра масс самолета при предельно задней центровке на взлете или посадке. Основными геометрическими и угловыми характеристиками схемы шасси с носовым колесом (и других схем см. [1]) являются следующие (рисунок 2.2): стояночный угол (угол между строительной горизонталью  фюзеляжа и поверхностью ВПП); для самолетов угол выбирается от 0 до 4°, чтобы на разбеге самолет имел минимальное лобовое сопротивление, сокращающее длину разбега;угол заклинения крылазакл = 0...4° выбирается из условия полета на основном режиме с минимальным лобовым сопротивлением;   | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
