СОДЕРЖАНИЕ ВВЕДЕНИЕ 1. РАЗРАБОТКА ОБЩЕГО ВИДА САМОЛЕТА 4 Обработка статистики по аналогам 6 Определение параметров проектируемого самолета 8 Летно-технические данные проектируемого самолета 16 Выполнение чертежа общего вида 2. РАЗРАБОТКА КОМПОНОВКИ САМОЛЕТА 20 Оценка конструктивной аэродинамики схемы самолета –
Перечень коммерческой нагрузки и ее размещение на самолет嬬 ¬_22 Разработка компоновочного чертежа 3. РАСЧЕТ И ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЦЕНТРОВКИ САМОЛЕТА 25 Расчет центровки – Расчет центровочного чертежа 27 ЗАКЛЮЧЕНИЕ 29 СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ ¬ 30 ПРИЛОЖЕНИЯ 31 ВВЕДЕНИЕ На долю авиационных грузоперевозок приходится примерно 15% всего валового объема
грузооборота. Это обусловлено определенными преимуществами авиационных перевозок, перед другими видами транспортирования грузов и пассажиров. Так самолеты могут перевозить крупногабаритные изделия машиностроения, ракетостроения и самолетостроения в не демонтированном состоянии, что при использовании других видов транспорта невозможно. Но для того, чтобы перевозить грузы и особенно пассажиров самолеты должны обладать высокими эксплуатационными характеристиками: надежностью, экономичностью, безопасностью полетов.
Все эти условия накладывают более жесткие требования к отрасли самолетостроения, а значит к точности проектирования, изготовления всех деталей, узлов самолета. Именно поэтому авиастроение является одной из наиболее быстро развивающихся областей науки и промышленности, требующей постоянного совершенствования и использования новейших достижений теории конструкции, технологии и материаловедения. 1. РАЗРАБОТКА ОБЩЕГО ВИДА САМОЛЕТА
Целью данной работы является освоение проектирования самолета и агрегатов, а также подбор аэродинамической схемы, выбор основных геометрических параметров самолета. Определение воздушной нагрузки на горизонтальное оперение. Произвести проектировочный расчет горизонтального оперения, а также расчет кронштейна. В данной курсовой работе будет рассмотрено проектирование самолёта, а именно: разработка общего вида, обработка статистики, определение параметров и летно-технических данных, а также разработка компоновки самолета, что включает в себя оценку конструктивной аэродинамической схемы, разработка центровочного чертежа, расчет и определение центровки. Как объект проектирования, современный самолет представляет собой сложную техническую систему с развитой иерархической структурой, большим числом элементов и внутренних связей, возрастающих примерно пропорционально квадрату число элементов. [4]
Проектирование самолёта представляет собой процесс разработки технической документации, обеспечивающей возможность промышленного изготовления самолёта, отвечающего заданным тактико-техническим требованиям (ТТТ) заказчика, входящим в техническое задание (ТЗ) на проектирование. Поэтому процесс проектирования самолёта является итерационным и в целом включает в себя несколько этапов: предварительное, эскизное и рабочее проектирование.
Результатом первых двух этапов явилась информация о характеристиках и параметрах самолёта, его аэродинамической, конструктивной и весовой компоновках. На последнем этапе выпускается вся техническая документация, необходимая для изготовления и испытаний спроектированного самолёта. По итогам этого этапа принимается решение о запуске спроектированного самолёта в серийное производство. В процессе серийного производства не заканчивается совершенствование конструкции самолёта.
Повышается качество авиационных материалов, совершенствуется технология изготовления, а вместе с ней и конструкция, снижается масса самолёта и увеличивается его эффективность. Поэтому и на этом этапе необходимо уметь выполнять оценку теперь уже конструктивно-технологических решений по выбору рационального варианта конструкции самолёта и технологии его изготовления. Рис. 1.1 Блок-схема алгоритма проектирования самолёта 1.1. Обработка статистики по аналогам Проектирование самолёта. При проектировании самолёта, как правило, учитываются достижения отечественного и зарубежного самолётостроения последних лет, обобщается предыдущий опыт проектирования, постройки и эксплуатации самолётов. На основании этого опыта проектируется самолёт, соответствующий современному уровню развития науки и техники. При этом большое значение приобретает сбор, обработка и анализ статистических данных современных
самолётов. Для сбора статистических данных были использованы данные самолётов, аналогичных проектируемому самолёту и имеющих близкие лётно-технические характеристики и условия эксплуатации. Самолёты, имеющие технические характеристики наиболее близкие к ТТТ проектируемого самолёта, называют прототипами. Последние имеют такие же типы и количество двигателей, близкие значения массы коммерческой (боевой)
нагрузки или числа пассажиров, похожие аэродинамические схемы, значения крейсерской или максимальной скорости и дальности полёта. Основные данные прототипов могут быть определены по справочникам и периодическим изданиям. В качестве прототипов были выбраны новые самолёты, находящиеся в настоящее время в массовой эксплуатации или намеченные к серийному выпуску. Все данные по самолётам-прототипам были внесены в таблицу 1. Недостающие геометрические размеры определяются по схеме прототипа в трёх проекциях.
Таблица 1.1 использована для вычисления ряда относительных величин, по которым определяются в I приближении характеристики и параметры проектируемого самолёта. После изучения и анализа данных таблицы 1.1, один из самолётов, в наибольшей степени удовлетворяющий требованиям ТЗ, был принят за основной прототип и стал исходным для проектируемого самолёта. По аналогам задают в первом приближении значения в основном относительных геометрических параметров крыла, оперения и фюзеляжа. Таким образом, выбор самолётов-прототипов является очень важным этапом начала синтеза проекта самолёта. Таблица 1.1. Анализ прототипов самолётов Параметры и характеристики АН-28 (СССР) Дорнье LTA (ФРГ) Ан-14(СССР) Взлетная масса, кг 5800 6500 3750 Число и тип двигателей 2 ТВД 2ТВД 2 ПД Взлетная тяга (даН) или мощность, кВт(л.с.) 1385(1880) 1304(1770)
Стартовая тяго- (энерго)вооруженность (0,33) 0,2 (0,272) Число членов экипажа и пассажиров 2/15….19 2…3/24 1…7 Площадь крыла, м2 39,8 33,93 39,72 Нагрузка на крыло при взлете, кг/ м2 145,7 192 Размах крыла, м 22,06 17,81 21,99 Длина самолета, м 12,98 16,6 11,31 Удлинение крыла 12,23 9,34 Масса пустого самолета, кг(%) 3500 (60) 3544 (54,6)
Скорость полета, км/ч 350 410 220 Высота полета, км ≤ 3 8…10 Дальность полета с наибольшей целевой нагрузкой, км 1300 1500 Разбег, м 190 675 Пробег, м 180 Посадочная скорость, км/ч 115 На начальном этапе проектирования самолёта выбор его схемы основывается на данных семейства прототипов, при этом геометрические параметры берутся приближёнными с использованием относительных статистических
коэффициентов таблицы 1.1 и качественных оценок. 1.2. Определение параметров проектируемого самолета Определение основных параметров самолёта выполняют в следующей последовательности. Исходные данные для проектирования: Коммерческая нагрузка ; Крейсерская скорость ; Высота полета ; Дальность полета ; Коэффициент перегрузки ; Взлетная дистанция .
1) Определяем удельную массу топлива из формулы: , где – расчётная дальность полёта, Мкрейс – крейсерское число М, , где – скорость звука на высоте 8000 м, – крейсерское аэродинамическое качество самолёта, ; – средняя за полёт величина удельного расхода топлива двигателями, , получаем . 2) Определяем удельную нагрузку на крыло из условий посадки самолета: , где – берётся по статистики для эффективной механизации крыла при , . 3) Определяем удельную нагрузку на крыло из условия обеспечения заданной крейсерской скорости полёта: , где – коэффициент подъёмной силы при крейсерской скорости полёта, – скоростной напор. 4) Производим выбор величины удельной нагрузки на крыло: . 5) Определяем тяговооруженность самолета из условия набора высоты при одном отказавшем двигателе: , где ; ; . 6) Определяем тяговооруженность самолета из условия обеспечения горизонтального полета: , где – коэффициент, учитывающий степень дросселирования двигателя, – коэффициент, учитывающий разность
плотности воздуха на земле и на высоте 3800 м, – коэффициент, учитывающий влияния тяги двигателей от скорости полета, . 7) Определяем тяговооруженность самолета из условия обеспечения заданной длины разбега при взлёте: , . Выбор тяговооруженности самолета: . 8) Определяем взлетную массу самолета в первом приближении: , где – относительная масса конструкции, – относительная масса силовой установки, – относительная масса оборудования, – относительная масса
топлива. Зная выбранные величины удельной нагрузки на крыло и тяговооруженности, получим основные параметры самолета: площадь крыла, взлетную тягу двигателей. После этого выбираем удлинение, стреловидность, сужения, длину горизонтального и вертикального оперения, площади горизонтального и вертикального оперения, длину фюзеляжа. 9) Определяем площадь крыла: . 10) Определяем взлетную тягу двигателей: .
Количество двигателей: . 11) Определяем размах крыла: Выбираем удлинение крыла по статистике , отсюда определяем размах крыла: Выбираем сужение крыла: , где – сужение крыла. Определяем среднегеометрическую хорду крыла: . Определяем корневую хорду крыла: . Определяем концевую хорду крыла: . Определяем среднюю аэродинамическую хорду крыла: 12) Определяем длину фюзеляжа: =6…9 = 6 – удлинение фюзеляжа Определяем диаметр фюзеляжа: , Определяем длину носовой и хвостовой частей фюзеляжа: Среднюю длину фюзеляжа принимаем: , , , , где н.ч = 1,2…2,0 – удлинение носовой части фюзеляжа, хв.ч. = 2…3 – удлинение хвостовой части фюзеляжа. 13) Определяем площадь оперения: , , , где = 0,15…0,3 – относительная площадь горизонтального оперения;
= 0,08…0,2 – относительная площадь вертикального оперения. Определяем размах оперения: , , где = 2,0…4,5 – удлинение горизонтального оперения; = 0,8…1,2 – удлинение вертикального оперения. Выбираем сужение горизонтального оперения: , , где – сужение горизонтального и вертикального оперений. Определяем среднегеометрическую хорду оперения: , . Определяем корневую хорду оперения: , . Определяем концевую хорду оперения: , .
14) Определяем базу шасси: . Определяем вынос передней опоры шасси: . Определяем вынос главной опоры шасси: . Определяем колею шасси: , где H – высота от центра масс до нулевой точки земли. Построение эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов.При построении эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов крыло рассматривается как балка на двух опорах. Опорами являются стыковочные шпангоуты фюзеляжа.
Балки нагружены распределенной нагрузкой qΣ, которую определяем по формуле: Результаты расчетов приведены в таблице 1.2 Интегрируя численным методом (методом трапеций) эпюру qΣ получаем эпюру перерезывающих сил Qп и изгибающих моментов Мх: ; , где ; , где Δzi – расстояние между двумя соседними сечениями. Результаты расчетов приведены в таблице 1.3 Таблица 1.2
Расчет Qп и Мх № 0 0 0 1,900 2,390•104 2,390•103 2,151•104 21260 181475 170845 819902,5 1 1 0,111 1,856 2,334•104 2,334•103 2,101•104 20760 160215 149835 649057,5 2 2 0,222 1,811 2,279•104 2,279•103 2,051•104 20255 139455 129327,5 499222,5 3 3 0,333 1,767 2,223•104 2,223•103 2,000•104 19750 119200 109325 369895 4 4 0,444 1,722 2,167•104 2,167•103 1,950•104 19250 99450 89825 260570 5 5 0,556 1,678 2,111•104 2,111•103 1,900•104 18745 80200 70827,5 170745 6 6 0,667 1,673 2,055•104 2,055•103 1,849•104 17990 61455 52460 99917,5 7 7 0,788 1,589 1,999•104 1,999•103 1,799•104 17740 43465 34595 47457,5 8 8 0,889 1,544 1,943•104 1,943•103 1,749•104 17235 25725 12862,5 12862,5 9 9 1 1,500 1,887•104 1,887•103 1,698•104 – 0 – 0 Таблица 1.3 Расчет Мz № 0 0 0 1,900 0,760 0,380 0,950 9,538•103 9317,5 66071 1 1 0,111 1,856 0,742 0,371 0,928 9,097•103 8881,5 56753,5 2 2 0,222 1,811 0,724 0,362 0,906 8,666•103 8456 47872 3 3 0,333 1,767 0,707 0,353 0,883 8,246•103 8041 39416 4 4 0,444 1,722 0,689 0,344 0,861 7,836•103 7636,5 31375 5 5 0,556 1,678 0,671 0,336 0,839 7,437•103 7242,5 23738,5 6 6 0,667 1,673 0,653 0,327 0,817 7,048•103 6859 16496 7 7 0,788 1,589 0,636 0,318 0,794 6,670•103 6486 9637 8 8 0,889 1,544 0,618 0,309 0,772 6,302•103 3151 3151 9 9 1 1,500 0,600 0,300 0,750 5,945•103 – 0 1.3. Летно-технические данные проектируемого самолета В качестве прототипа проектируемого самолета выбираем самолет Ан-28 по причинам того, что на данный момент выбранный самолет превосходит свои аналоги по многом характеристикам. Ан-14 послужил основой для создания Ан-28, на котором установлены экономичные ГТД средней мощности ТВД-10Б. Появление самолета Ан-28 вызвано необходимостью расширения области применения транспортной авиации в пределах области и района (вплоть до села), доставки пассажиров и грузов в аэропорты, из которых совершают полеты скоростные самолеты. Модификации. «Сафари»- вариант с американскими двигателями Притт-Уитни РТ6А-65В, воздушными винтами фирмы Харцелл и электронным оборудованием фирмы
Юендикс-Кинг. Размеры. Размах крыла 22,06 м, длина самолета 13,10 м; высота самолета 4,90 м; максимальная высота фюзеляжа 2,14 м; площадь крыла 39,72 м2; пассажирская кабина: длина 5,26 м, максимальная ширина 1,74 м, максимальная высота 1,60 м. Число мест. Пассажиров 17 при шаге кресел 0,72 м. Благодаря складным креслам багажным полкам кабина может быть перекомпонована в грузовой или пассажиро-грузовой вариант менее чем за 3 мин. Двигатели. ТВД-10Б (2х706 кВт,
2х960 л.с), осуществляющие привод трехлопастных реверсивных воздушных винтов изменяемого шага АВ-24АН диаметром 2,80 м. Массы и нагрузки, кг: максимальная взлетная 6500; максимальная без топлива 5885; пустого снаряженного самолета 3900; максимальная коммерческая нагрузка 2000; запас топлива 1530. Летные данные. Максимальная крейсерская скорость на высоте 3000м-350 км/ч; экономическая крейсерская скорость на высоте 3000м-335 км/ч; скорость отрыва при взлете 135 км/ч; посадочная скорость с выпущенными
закрылками 140 км/ч; практический потолок 6000м; длина разбега 265 м; потребная длина ВПП для влета при температуре 30°С-580 м; длина пробега 175м; максимальная дальность полета на 30 мин полета с коммерческой нагрузкой 1500 кг-800км, с коммерческой нагрузкой 1000 кг-1400км; дальность полета с максимальной коммерческой нагрузкой без резервов топлива 560 км. Конструктивные особенности. Крыло подкосное с автоматическими предкрылками (для повышения сопротивляемости сваливанию), хвостовое оперение двухкилевое, стабилизатор с перевернутым фиксированным предкрылком («Ледобой» -для защиты носка стабилизатора от обледенения и для обеспечения безотрывного обтекания нижней поверхности стабилизатора при заходе на посадку). Крыло Ан-28 по сравнению с крылом Ан-14 (в дополнении к автоматическому предкрылку, исключающему сваливание при полетах на больших углах атаки) снабжено запантентованными автоматическими интерцепторами для уменьшения крена ( с 36 до 14°)
при отказе двигателя. Воздушные винты переходят автоматически переходят на большой шаг и не создают отрицательной тяги в случае отказа двигателя. На стабилизаторе установлен предкрылок, повышающий устойчивость и управляемость самолета, в том числе при отказе противообледенительной системы. Шасси неубирающееся, обеспечивает эксплуатацию самолета с грунтовых аэродромов с прочностью грунта 3,5 кгс/см2. Вход пассажиров и погрузка грузов осуществляется через дверь в хвостовой части фюзеляжа.
Оборудование. Пилотажно-навигационное оборудование обеспечивает всепогодную эксплуатацию самолета и днем и ночью и включает комбинированную курсовую систему «Гребень-1», автоматический радиокомпас АРК-15, радиовысотомер РВ-5 или А-037, маркерный приемник МРП-66. Имеются связная УКВ радиостанция «Баклан-5» и аварийная радиостанция Р-855УМ, самолетное переговорное устройство СПУ-6.
Установлена система кондиционирования воздуха в кабине. Имеются стартер и лебедка грузоподъемностью 500 кг, обеспечивающие автономность запуска двигателей и погрузочно-разгрузочных работ. Состояние. В серийном производстве. Дополнительные сведения. Ан-28 спроектирован для замены самолетов Ан-2 на местных авиалиниях стан СНГ. Летные испытания опытного самолета завершены в 1972г. В 1987 г принято решение о серийном выпуске самолета по лицензии в Польше на заводе в Малеце, и первый самолет польского производства совершил первый полет 22 июля 1984г. Советский сертификат летной годности получен в феврале 1986г. К началу 1992г. Заказано 187 самолетов, из которых поставлено 173. Предполагается организовать серийное производство самолета также на заводе в
Новосибирске. 1.4. Выполнение чертежа общего вида Окончательный чертеж общего вида самолета в трех проекциях был выполнен после компоновки и центровки самолета и уточнения его внешних форм и основных параметров, связанных с компоновкой. Основными данными для чертежа общего вида самолета явились: законченный компоновочный чертеж, предварительные чертежи общего вида, чертежи и эскизы крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и других частей проектируемого самолета, а также общие виды самолетов-прототипов, приведенные в журналах, альбомах,
описаниях, справочниках. Чертеж общего вида дал законченное представление о форме и основных размерах самолета в целом. Особое внимание при выполнении данного чертежа было уделено точности воспроизведения внешних форм всех агрегатов самолета. Чертеж общего вида оформил в полном соответствии с требованиями ЕСКД. Самолет на чертеже общего вида показал в трех проекциях: вид слева, вид сверху и вид спереди. На чертеже показал все элементы внешнего вида самолета: линии эксплуатационных разъемов крыла, фюзеляжа,
оперения, рули самолета, элероны, подвесной бак и т. д. Опоры шасси не убираются. На проекциях самолета нанесены все осевые линии, проставлены углы стреловидности, углы поперечного V-крыла и оперения, а также следующие основные размеры: габаритные размеры самолета, размах крыла и оперение, база и колея шасси, расстояние между двигателями, диаметр винта. В правом нижнем углу над штампом приведена таблица основных параметров самолета. рис. 1.1. Эскиз проектируемого самолета 2. Разработка компоновки самолета 2.1. Оценка конструктивной аэродинамики схемы самолета При разработке общего вида самолета за основу берется схема самолета-прототипа, т.е. количество, взаимное расположение и форма основных агрегатов – крыла, фюзеляжа, оперения, шасси, а также количество, тип и размещение двигателей и воздухозаборники самолёта остаются неизменными. Крыло. При сохранении относительных геометрических параметров и стреловидности
крыла будут изменятся площадь , размах и средняя аэродинамическая хорда. Площадь крыла определена ранее. Размах крыла находим при условии постоянства его удлинения λ I = По коэффициенту сужения определяют все характерные хорды крыла: средняя геометрическая хорда bcр=S/L центральная хорда и концевая хорда без учета площади наплывов, поскольку она составляет незначительную часть (несколько процентов) от всей площади крыла.
Большое значение при компоновке и центровке самолета играет величина средней аэродинамической хорды (САХ) и ее положение на крыле. САХ любого крыла называется хорда прямоугольного крыла, эквивалентного данному крылу по моментным характеристикам относительно оси Z , проходящей через начало центральной хорды данного крыла. Для трапециевидного крыла в плане величину и координаты ее положения, определяемые расстояниями передней
кромки САХ относительно носка можно найти по формулам [1] (1+ )) где – угол стреловидности крыла по передней кромке крыла. Для крыла, составленного из двух и более трапеций, при определении необходимо обратиться к [1]. Относительные площади элеронов, элевонов, интерцепторов и закрылков остаются такими же, как у прототипа. Фюзеляж. Основные геометрические параметры фюзеляжа характеризуют его форму и размеры. Форма поперечного сечения фюзеляжа ,как правило , соответствует назначению самолета. Количественно она характеризуется значениями или . в отличии от прототипа фюзеляж проектируемого самолёта может отличаться лишь длиной, необходимой для размещения заданного количества полезной нагрузки. Например, для пассажирского самолета следует воспользоваться рекомендациями/1,с 237/. Увеличивать или уменьшать длину фюзеляжа необходимо с помощью цилиндрических ставок, симметрично устанавливаемых относительно центра самолета. Оперение. Геометрические параметры оперения проектируемого самолёта по
отношению к прототипу должны обеспечивать сохранение неизменными характеристики устойчивости и управляемости самолёта. А это значит, что должны остаться неизменными значения коэффициентов и и относительные площади рулей ГО и ВО: Таким образом, у проектируемого самолета определение площадей ГО и ВО производится по формулам где индекс «пр» означает прототип. – изменение длины хвостовой части фюзеляжа, связанное с изменением величины полезной нагрузки, расположенной внутри фюзеляжа проектируемого
самолета. При этом относительные геометрические параметры оперения, а также углы стреловидности его плоскостей по отношению к прототипу остаются неизменными. Остальные геометрические размеры оперения – размах ГО и ВО: = ; = ; – хорды оперения: концевая и осевая хорды ГО: ; Концевая хорда ВО: : ; Бортовая хорда ВО: Шасси самолета.
Схема шасси проектируемого самолёта по отношению к прототипу остается неизменной. Однако геометрические параметры шасси получают изменения: -база шасси b=(b/ )пр -колея шасси B=(B/ )пр -высота шасси h= где – угол опрокидывания. 2.2. Перечень коммерческой нагрузки и ее размещение на самолете Массы и нагрузки, кг: максимальная взлетная 6500; максимальная без топлива 5885; пустого снаряженного самолета 3900; максимальная коммерческая нагрузка 2000; запас топлива 1530. Пассажиров 17 при шаге кресел 0,72 м. Благодаря складным креслам багажным полкам кабина может быть перекомпонована в грузовой или пассажиро-грузовой вариант менее чем за 3 мин. 2.3. Разработка компоновочного чертежа Компоновка самолета – это заключительный этап синтеза проекта самолета как на стадии предварительного проектирования, так и на стадии эскизного проектирования.
На этом этапе проект на базе выбранной схемы, выбранных и оптимизированных основных параметров самолета и определения весовых характеристик принимает законченную форму как по внешнему оформлению, так и по размещению внутри самолета основных грузов и объемов и установлению силовой конструктивной схемы всех частей самолета. [5] В связи с этим процесс компоновки объединяет в себе три параллельно текущих и взаимосвязанных процесса: аэродинамическую компоновку, объемно-весовую компоновку и конструктивно-силовую компоновку.
Задачи аэродинамической компоновки: Решая поставленную экономическую или тактическую задачу, самолет должен иметь минимальные размеры. В крейсерском полете с заданной скоростью самолет должен иметь максимальное аэродинамическое качество, чтобы обеспечить минимальный расход топлива. В связи с этим у самолета должно быть минимальное сопротивление и минимальные потери на балансировку. При взлете и посадке самолет должен обладать возможно большей величиной сумах (коэффициент аэродинамической
подъемной силы) при обеспечении нормируемых параметров безопасности. На всех режимах полета самолет должен обладать нормируемыми (требуемыми) запасами устойчивости и управляемости. На самолете должны быть обеспечены наиболее благоприятные условия для работы силовой установки, определяемые минимально возможными потерями на входе воздуха в двигатели и на выходе газов из выходных сопл двигателей. Выход самолета на предельные режимы полета (например, большие скорости или большие углы атаки) не должен сопровождаться опасными последствиями (флаттер, бафтинг, глубокий срыв, штопор и т.п.); должны быть предусмотрены меры, предупреждающие вход в такие режимы и допускающие выход из этих режимов на нормальные. Компоновочный чертеж представляет собой боковую проекцию самолета или продольный разрез самолета по оси симметрии в возможно большем масштабе. На этом чертеже наносятся все грузы, все агрегаты самолета. В процессе компоновки взаимное положение агрегатов и грузов может меняться, и поэтому процесс создания
компоновочного чертежа также итеративен, как и сам процесс компоновки. [5] 3. Расчет и определение центровки самолета 3.1. Расчет центровки Таблица 3.1 Весовая ведомость № Название Масса, кг 1 двигатель 400 2 передние стойки шасси 200 3 топливный бак 200 4 крыло 410 5 1-й пилот и оборудование 100 6 2-й пилот (пассажир) и оборудование 1200 7 фюзеляж 900 8 груз 500 9 ВО 100 10 задняя стойка шасси 300 11 ГО 180
Одной из важнейших задач компоновки самолета является определение центра масс (ц.м.) самолета и приведение его в такое положение относительно средней аэродинамической хорды крыла bА, при котором: В варианте наиболее заднего положения ц.м. обеспечивалось бы условие: х т.п.э – хF = mcy zдоп; X т.п.э = 1,9-2=-0,1 где х т – расстояние от центра масс самолета до носка САХ, хF – расстояние от фокуса самолета до носка САХ в варианте наиболее переднего положения ц.м. обеспечивалось
бы условие достаточности отклонения рулей высоты или стабилизатора для балансировки самолета на режиме взлета или посадки при отклонении механизации крыла. Этот процесс называется центровкой самолета. При центровочных расчетах определяющим является условие, согласно которому х т.п.э = хF + mcy zдоп где (mcy zдоп < 0). При проектировании принимаем для спортивных самолетов mcy zдоп = – 0,15. Центровка определяется по двум осям: горизонтальной ОХ и вертикальной ОY. За начало координат при расчете центровки был принят: – носок фюзеляжа, с тем, чтобы все координаты грузов были положительны и этим исключались бы ошибки при суммировании статических моментов. Ось ОХ совмещена со строительной осью (строительной горизонталью фюзеляжа). Расчету центровки обязательно предшествует составление весовой сводки или ведомости.
При центровочных расчетах первого приближения за исходные массы принимают массы второго приближения. Подсчитываются статические моменты массы основных элементов (грузов) относительно начала координат; частное от деления этих суммы этих статических моментов на сумму масс и дает координату положения ц.м. После подсчета Σ(mgx)i , Σ(mgy)i, Σ(mg)i получаем координаты центра масс (расчеты велись графическим путем): хт = Σ(mgx)i / Σ(mg)i хт=0
Yт = Σ(mgy)i / Σ(mg)i , Yт=0 а значение центровки определяется по следующей формуле: хт = (хт – хА ) / bА хт=0, где хА – расстояние от начала координат до начала bА. bА – средняя аэродинамическая хорда крыла. Обычно величина хт дается в процентах, для чего значение умножают на 100. Положение центра масс самолета по высоте y имеет большое значение при расчетах динамики движения самолета; знание его необходимо при определении необходимого положение колес основного шасси.
Положение центра масс самолета по высоте необходимо учитывать и в том случае, если он находится далеко от крыла. 3.2. Расчет центровочного чертежа При центровочных расчетах второго приближения : – уточняется весовая сводка самолета с разбивкой масс по более мелким группам; – в соответствии с принятой величиной mcy zmin пересчитывается центровка для обеспечения необходимого положения центра масс самолета. Центровка выполняется для следующих основных вариантов: а) максимально допустимая масса самолета с полной нагрузкой (коммерческой), баки заполнены соответствующим количеством топлива; б) максимально допустимая масса самолета с полной заправкой топливом и соответственно уменьшенной нагрузой; в) максимально допустимая масса самолета с полной заправкой топливом без нагрузки (перегоночный вариант); г) самолет с полной нагрузкой без топлива (предельный посадочный вариант); д) пустой самолет без нагрузки и топлива. В результате этих расчетов выявился диапазон разбега эксплуатационных и летных центровок.
В целях получения минимального диапазона центровок было размещено: – ц.м. топлива вблизи ц.м. самолета так, чтобы при расходе топлива центровка смещалась не более, чем на 5% bА; – сбрасываемые в полете грузы так, чтобы при их сбросе центровка менялась не более, чем на 3% bА; – переменные грузы (например, пассажиры) как можно ближе к ц.м. самолета, чтобы они давали минимальные изменения центровки в любых вариантах по количеству (массе) этих грузов. ЗАКЛЮЧЕНИЕ Проектирование самолета – это многогранный процесс разработки
нового самолета. Техническое задание по существу определяет цели проектирования самолетов. Оно служит отправной точкой в собственно проектировании самолета, осуществляемого на стадиях разработки технического предложения, эскизного проекта и технического проекта. Особое внимание было уделено основам проектирования, выбору порядка проведения проектировочных расчетов с целью оценки создаваемой конструкции, методологии разработки и принятия конструкторских решений.
При выполнении данного курсового проекта были получены навыки принятия самостоятельных решений. В ходе курсового проектирования был произведен анализ конструкций, осуществлен выбор прототипа и аналогов, были рассчитаны основные характеристики проектируемого самолета, а также была рассчитана центровка и общая компоновка. СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ 1. Проектирование самолётов: Учебник для вузов /С.М. Егер, В.Ф. Мишин и др.; Под ред. С.М. Егера. – 3-е изд М.: Машиностроение, 1983. – 616с. 2. Бадягин А.А Мухаммедов Ф.А. Проектирование лёгких самолётов. – М.: Машиностроение, 1978. – 208 с. 3. Лисейцев Н.К Максимов В.З. Расчёт взлётной массы и выбор основных параметров самолётов: Учебное пособие /Моск. авиац. ин-т. – М.: Изд-во МАИ,
1990. – 50 с. 4. Проектирование самолётов: Учебник для вузов /С.М. Егер, В.Ф. Мишин и др.; Под ред. С.М. Егера. – 4-е изд. – М.: Логос, 2005. – 648 с. (стр. 87…93, 175…182, 233…236 и др.) 5. Проектирование конструкций самолётов: Учебник для студентов вузов, обучающихся по специальности «Самолётостроение» /Е.С. Войт, А.И. Ендогур и др. – М.: Машиностроение,
1987. – 416 с. 6. И.М.Колганов. «Способ профилирования тонкостенных профилей и устройство для его осуществления». Патент №2236319 РФ, МПК7 В21 D 5/06, опубл. 20.09.2004, бюл. №26. 7. Internet www.aviacam.ru 8. Internet www.an-28.ru