Методичка Курс проект. Методические указания для студентов по специальности 160201 самолето и вертолетостроение
![]()
|
Рисунок 2.2. Схема шасси с носовым колесомугол опрокидывания самолета = 10…18° определяется из положения самолета на посадке, когда = пос - закл - , a по = Су max - и пос = + + закл, где = 1...3 гарантирует невыход самолета на критический посадочный угол атаки, при котором начинается срыв потока с крыла; угол выноса главных опор не позволяет самолету при посадке переваливаться на хвост, поэтому = + (1...3); база шасси b обеспечивает хорошие эксплуатационные качества самолета при маневрировании по аэродрому и зависит от длины фюзеляжа самолета b = (0,35...0,4)lф , а также от выноса главных опор шасси назад b = (8...16)е; вынос главных опор шасси назаде выбирается из условия легкого отрыва передней опоры шасси на разбеге и для прямых и стреловидных крыльев е = (0,15...0,2)bА, а с учетом стояночной нагрузки на переднюю опору шасси е = (0,06...0,12)b; вынос передней опоры шассиа = (0,94…0,88)b выбирается из условия стояночной нагрузки на опору, которая, составляет 6...12% от взлетной массы самолета; высотаh влияет на угол опрокидывания самолета и определяет расстояние от земли до конструкции самолета не менее 200...250 мм при полном обжатии пневматиков и амортизаторов; колея шасси В обеспечивает устойчивость движения самолета по аэродрому и предотвращает опрокидывание самолета по линии 1-2 (см. рисунок 2.2). Отрезок п определяется из подобия треугольников 1-4-5 и 1-3-2: ![]() а условие неопрокидывания самолета определяет колею шасси: ![]() где тр = 0,85 - коэффициент бокового трения. Приближенно можно принять B 2h, но максимальная В 12 м, т. к. В не должна превышать ширину рулежной дорожки аэродрома, т. е. при проектировании надо стремиться уменьшать h - высоту центра масс (ЦМ) от поверхности аэродрома. При выборе базы b и колеи В следует определить возможность разворота самолета на заданной ВПП на 180° [1, с. 529]. Выбор типа и числа опор шасси, размеров и числа колес, устанавливаемых на опорах, зависит от проходимости и взлетно-посадочных характеристик самолета [1, раздел 19.3]. 2.2.2 ВЫБОР МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА Механизация крыла предназначена для решения следующих задач: -увеличения коэффициента аэродинамической подъемной силы крыла су при взлете, посадке и полете в условиях сильной турбулентности атмосферы; -предотвращения потери боковой устойчивости и управляемости, обеспечения эффективности элеронов на больших углах атаки; -уменьшения подъемной силы крыла для изменения глиссады снижения самолета и эффективности торможения колес на пробеге; -обеспечения поперечной управляемости. Для решения последних двух задач применяются интерцепторы, тормозные щитки (на крыле и фюзеляже) и элерон-интерцепторы. Для решения первой задачи применяют обыкновенные поворотные щитки и закрылки, выдвижные щитки, однощелевые и многощелевые закрылки. Для самолетов с тремя и четырьмя двигателями применяют выдвижные многощелевые закрылки, для самолетов с двумя двигателями - выдвижные однощелевые или двухщелевые закрылки. Эффективность механизации (прирост су) определяется ее типом и параметрами - относительной хордой и размахом, углами отклонения, формой щели, а также параметрами крыла - удлинением, сужением, стреловидностью, профилем и его относительной толщиной. Для щитков и закрылков рекомендуются следующие значения относительной хорды и углов отклонения по потоку: - щитки bщ/bкр 0,25; щ = 55...60°; - закрылки bз/bкp 0,3; з = 40...50°; - выдвижные закрылки bз/bкp 0,3...0,4; bз = 50...60°. Размах механизации составляет 65...70% размаха крыла. Для решения второй задачи применяют предкрылки с профилированной щелью, щитки Крюгера, отклоняемые носки крыла с относительной хордой bпр/bкp 0,05...0,10 и углами кр 25...35°. В таблице 3.2. приводятся справочные значения максимального коэффициента аэродинамической подъемной силы суmax механизированного крыла самолета с умеренной стреловидностью. От выбора механизации крыла в сильной степени зависят потребные значения удельной нагрузки на крыло о и тяговооруженности ![]() 2.2.3 ВЫБОР УДЕЛЬНОЙ НАГРУЗКИ НА КРЫЛО Величина удельной нагрузки на крыло о существенно влияет на летные характеристики самолета, особенно взлетно-посадочные, крейсерского полета и маневренные. Согласно нормам летной годности гражданских самолетов, вып. 2 (НЛГС-2) [11] должны выполняться условия по взлету самолета: скорость в конце взлета Vвзл на высоте 10,7 м от ВПП должна быть Vвзл 1,2 Vmin взл - для самолетов с двумя и тремя двигателями; Vвзл 1,15 Vmin взл - для самолетов с четырьмя двигателями. При проектировании можно принять Vmin взл = 1,1 Vпoc. На основе статистических данных можно принять следующие величины посадочной скорости для самолетов: военных – Vпoc = 180...250 км/ч; транспортных – Vпoc = 120...160 км/ч; учебных и спортивных – Vпoc = 60...100 км/ч. |