Раздел 5. Компоновка самолета

Задачами этапа «Компоновка» в данном проекте являются:

• Окончательное определение форм и размеров агрегатов, характеризующих внешнюю конфигурацию самолета;

• Определение необходимых объемов (отсеков) для размещения целевой нагрузки и основных систем самолета;

• Определение потребного (для принятой степени продольной статической устойчивости) положения центра тяжести самолета;

• Проработка и взаимная увязка конструктивно-силовой схемы основных частей самолета.

Перечисленные задачи являются достаточно обособленными и в то же время взаимосвязанными. В связи с этим компоновку самолета необходимо рассматривать как три параллельно текущих и взаимосвязанных процесса:

• Аэродинамическая компоновка;

• Объемная компоновка и центровка самолета;

• Конструктивно-силовая компоновка.

5.1. Объемно-весовая компоновка.

По заданию необходимо спроектировать средне магистральный самолет для перевозки 100 пассажиров (для прототипа -Ту-334 максимальное количество пассажиров в одноклассной компоновке – 102 человека).

Ширина трёхместных блоков сидений:

Ширина прохода: ;

Высота кабины: ;

Шаг между рядами сидений: ;

Число рядов кресел: ;

Число кухонь: ;

Число туалетов: ;

Число гардеробов: .

На рисунке 5.1. представлено сечение фюзеляжа.

рис. 5.1. Сечение фюзеляжа самолета

Самолет оснащен:

2 аварийными выходами:

между шпангоутами 8 – 10 по правому борту;

между шпангоутами 40 –42 по правому борту;

2 входными дверьми:

между шпангоутами 8 – 10 по левому борту;

между шпангоутами 40 – 42 по левому борту;

2 служебными дверьми:

между шпангоутами 8 – 10 по правому борту;

между шпангоутами 40 –42 по правому борту;

2 багажными люками:

между шпангоутами 17 – 20 по левому борту;

между шпангоутами 38 – 40 по левому борту;

Определение форм и размеров, характеризующих внешний вид самолета

Примечание редактора: Далее, в соответствии с рекомендациями [1] определяем геометрические параметры агрегатов самолета (крыла, оперения, фюзеляжа, мотогондол, шасси), позволяющие построить его внешний вид. В курсовой работе допустимо принять эти параметры такими же, как у ближайшего прототипа. Положение САХ и фокуса самолета рассчитывается обязательно. В целях сокращения объема пособия, приведем лишь фрагмент расчета параметров крыла

Параметры крыла:

Угол стреловидности по линии ¼ хорд

Удлинение крыла

Площадь крыла Sкр = 88,7 м².

Сужение крыла в плане

Размах крыла:

(с учетом концевых крылышек – lкр = 29,9 м.)

Корневая хорда крыла:

Концевая хорда крыла:

Средняя аэродинамическая хорда:

Положение САХ относительно оси Z (по размаху крыла):

Бортовая хорда:

Положение САХ относительно начала корневой хорды:

Положение фокуса крыла:

В предыдущей формуле:

Положение фокуса самолета и предельные значения центровок:

где: - сдвиг фокуса за счет фюзеляжа

–

– сдвиг фокуса за счет ГО

- коэффициент торможения потока в области ГО

- изменение скоса потока в зоне ГО при единичном изменении угла атаки для самолетов

Предельно задняя центровка:

, так как степень продольной устойчивости для самолета с «Т»-образным оперением принята равной:

Предельно передняя центровка:

, здесь – допустимый разбег центровки в полете; принят равным 0,15. ХТПП = 0,164;

Расстояние от начала координат (носка фюзеляжа) до носка (САХ):

,

Расчет центровки самолета для различных случаев

Далее, с использованием центровочной схемы, аналогичной приведенной на рис. 3.13 и центровочной ведомости (табл. 5.1. см. ниже) определяем центровку самолета для различных полетных случаев по формулам:

Полностью загруженный самолет – взлет при крейсерском полете (m_цн+; m_т+):

Посадочный случай - посадка после крейсерского полета (m_цн=max; m_т=0):

Перегоночный случай – взлет при перегоне (m_цн=0; m_т=max):

Пустой снаряженный самолет – посадка после перегона (m_цн=0; m_т=0):

Полученные значения центровок (0,29; 0,225; 0,199; 0,30) удовлетворяют интервалу допустимых центровок [0,164 - 0,314]

Наконец, на основании полученных геометрических характеристик, вычерчивается компоновочный чертеж спроектированного самолета, который в Курсовой работе совмещает функции Общего вида, Габаритного чертежа, Компоновочной схемы. В этот обобщенный чертеж включается также таблица, в которой отражаются весовые и летно-технические характеристики спроектированного самолета. При этом приводятся, разумеется, расчетные (полученные в работе) значения ЛТХ, а не заданные в ТЗ. Пример подобного чертежа см.ниже.

Представленный чертеж должен включать три основные проекции самолета, подтверждающие соответствие проекта техническому заданию. Для этого, например для пассажирского самолета на плановой проекции фюзеляжа необходимо показать размещение необходимого числа кресел.

На компоновочном чертеже необходимо указать основные габаритные размеры самолета и габаритные и установочные размеры отдельных агрегатов. Должны быть «завязаны» в единую систему крыло, фюзеляж и шасси самолета. Установочные размеры других агрегатов (мотогондол, горизонтального и вертикального оперения и проч.) с целью упрощения чертежа можно опустить.

С целью выявления конструктивных и компоновочных особенностей спроектированного самолета на чертеже необходимо показать 4 – 5 поперечных сечений фюзеляжа, наиболее полно раскрывающих сущность принятых студентом решений. Для дозвукового пассажирского самолета наиболее типичными сечениями могут быть следующие:

По переднему (обзорному) радиолокатору;

По кабине, с указанием расположения кресел пилотов и фонаря;

По пассажирскому салону с указанием расположения кресел пассажиров и багжных полок;

По дистанции крепления крыла к фюзеляжу (конструкция);

По дистанции крепления мотогондолы к фюзеляжу (то же);

По дистанции крепления оперения (ВО и ГО) к фюзеляжу

Для других типов самолетов типичные поперечные сечения фюзеляжа выбираются исходя из их назначения, с учетом условий перечисленных выше.

Таблица 5.1 – центровочная ведомость самолета

№	Агрегат, система, груз	mi, кг	xi, м	mixi кг м
	I. Конструкция
1	Крыло	3167	13,66	43261
2	Фюзеляж	4927	12,65	62326
3	Горизонтальное оперение	512	28,53	14607
4	Вертикальное оперение	844	26,27	22171
5	Передняя стойка шасси	465	3,35	1558
6	Главные стойки шасси	1960	15,77	29332
	II. Силовая установка
7а	Двигатели (с мотогондолами)	5418	23,02	101702
7б	Системы двигателей и топливная	855	21	17934
	III. Оборудование и управление
8а	Оборудование в носовом отсеке	1800	0,5	900
8б	Оборудование в среднем отсеке	2550	3,35	8543
8в	Оборудование в хвостовом отсеке	1300	20,3	26390

109

Продолжение таблицы 5.1.

	IV.Снаряжение
9а	Экипаж	400	3,7	1480
	Пустой cнаряжённый самолёт	24198	172,1	329705
	V. Топливо
10а	Бак №1	5000	11,4	57000
10б	Бак №2	5000	16,73	83650
	Перегоночный cлучай	32098	200,23	470355
	VI. Целевая нагрузка
11а	В переднем отсеке	3000	9,7	29100
11б	В среднем отсеке	4000	13,9	55600
11в	В хвостовом отсеке	4000	18,1	72400
	Полностью загруженный самолёт	45198	241,93	627455,8
	Предельный посадочный случай	36097	214,5	540255,8

110