1. Конструкторская часть

1.1 Разработка конструкции лонжерона второго нижнего звена рн транспортного самолета

1.1.1 Описание самолета

В данной выпускной работе рассматривается лонжерон второго нижнего звена РН транспортного самолёта (рисунок №1.1).ТТХ данного самолета указаны в таблице №1.1.

Таблица №1.1 – Тактико-технические характеристики самолета

Размах крыла	31,89 м
Длина самолета	28,07 м
Высота самолета	8,65 м
Площадь крыла	98,62 кв.м
- Масса пустого самолета - Масса максимальная взлетная	19050 кг 34500 кг
Внутреннее топливо	12950 кг
Тип двигателя	2 ТРД Прогресс (Лотарев) Д-36 (Д-436)
Тяга	2 х 6500 кгс (2 х 7510 кгс)
Максимальная скорость	800 км/ч
Крейсерская скорость	600 км/ч
Практическая дальность	4800 км
Дальность действия	800 км
Практический потолок	11800 м
Экипаж	3-4 чел
Полезная нагрузка	10000 кг.

Основные характеристики вертикального оперения:

S_во = 16,1 м²;

S_рн =2,47 м²;

в_{конц рн} =1,6 м;

в_{корн рн} =2,2 м;

Оперение – это несущие поверхности, являющиеся органами устойчивости и управляемости самолета. Оно состоит из горизонтального и вертикального оперения.

Вертикальное оперение предназначено для обеспечения поперечной путевой устойчивости и управляемости самолета. Эти задачи решаются образованием на оперении переменных по величине и направлению аэродинамических сил, необходимых для обеспечения заданных режимов полета.

Вертикальное оперение состоит из неподвижного киля и подвижного руля направления.

Обеспечение высокой эффективности оперения для получения необходимых характеристик устойчивости и управляемости самолета на всех режимах полета, определяемых ТТТ к самолетам в зависимости от их назначения и условий применения, при наименьшей массе оперения является основным требованием к оперению.

Рисунок №1.1 – Эскиз самолета в трех проекциях с указанным 2м нижним звеном Р.Н.

1.1.2 Определение нагрузок, действующих на во.

Расчетная уравновешивающая нагрузка ВО при односторонней остановке двигателя определяется по формуле

, (1.1.1)

где: – коэффициент безопасности;

– тяга двигателя (Р = 65000 Н):

h = 2.62 м – расстояние от оси двигателя до центра масс самолета;

= 12.1 м – расстояние от центра масс самолета до центра давления: аэродинамической нагрузки ВО;

Расчетная маневренная нагрузка ВО, являющаяся основной и максимальной, имеет место при мгновенном отклонении летчиком руля направления и определяется по приближенной зависимости

(1.1.2)

кг/м³ (1.1.3)

Скоростной напор на максимальной скорости:

(1.1.4)

где: м²- площадь вертикального оперения

- коэффициент безопасности

Н=6 км высота полета;

Нагрузку от воздействия неспокойного воздуха вычисляют по формуле

(1.1.5)

где: с = 1.3 - коэффициент

Окончательно принимаем:

= (1.1.6)

(1.1.7)

Определяем погонную нагрузку по формуле:

(1.1.8)