Крыло чертежи_1 / Фюзеляж / 561479

Размещено на http://www.allbest.ru/

4.плечо горизонтального оперения откладываю от точки,

удаленной на 0.25 bАГО от носка САХ горизонтального оперения;

5.находим положение носка САХ крыла (от центра масс откладываю размер xT );

6.по координате x A находим положение носка корневой хорды

крыла;

7.строим крыло самолета.

Рис.1.8. Построение общего вида

1.8 Выбор, обоснование, разработка и увязка конструктивно-силовых схем (КСС) агрегатов самолета

Выбор конструктивно-силовой схемы крыла.

Для приближѐнного выбора КСС крыла воспользуемся понятием условного лонжерона, ширина пояса которого составляет 0.6 хорды крыла в расчѐтном сечении. В задании берется корневую хорду b0. Толщину условного пояса лонжерона определяем по формуле

У (P0 S za 2mi g Zi mкр g Za ) nP ,

0.96C b02 P

P0 – удельная нагрузка на крыло при взлете, P0 550 даН/м2;

S – площадь крыла, S 240,8 м2;

Размещено на http://www.allbest.ru/

Za – координата средней аэродинамической хорды от продольной оси самолета по размаху крыла, Za 8.9 м;

mi – масса груза, расположенного на крыле, на каждой консоли крыла располагается двигатель массой m 3821кг и шасси m 6150 кг.

Zi – координата центра масс груза, расположенного на крыле, от продольной оси самолета по размаху крыла, Zдв= 7м, Zш=4м.

np – коэффициент расчетной перегрузки, np 3 ; mкр – масса крыла, 12975кг.

С – относительная толщина профиля крыла, С 0,12; b0 – корневая хорда крыла, b0 8.65 м;

p – разрушающее напряжение пояса лонжерона, p 330 МПа – в

предположении, что лонжерон выполнен из алюминевого сплава Д16Т;

y (5390 240,8 8,9 2 9,81(3981 7 21968 10) 12975 9.81 8.9) 3 5,86 мм;

0.960.12 8.652 330 106

Конструктивно - силовую схему крыла можно выбрать также по критерию интенсивности моментной нагрузки, действующей на крыло.

Величина интенсивности моментной нагрузки для корневого сечения крыла определяется по выражению

где Н=0.8 Нmax - расчѐтная высота профиля сечения.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Так как толщина условного лонжерона больше 3 мм, а перерезывающий момент больше 10…15 МПа, следовательно выбираем кессонное крыло(рис.1.10).

Выбранная схема имеет такие преимущества: более выгодно по массе; для кессонного крыла характерны более гладкая поверхность и менее вероятны явления реверса элеронов, дивергенция и флаттер; более жесткое на изгиб и кручение, что способствует получению более стабильных характеристик устойчивости и управляемости.

Но есть и недостатки:

- стыковка отъемной части гораздо сложнее – соединение по всему контуру кессона.

Продольный набор состоит из двух лонжеронов, расположенных на 20% и 70% хорд, которые крепятся посредством моментных узлов к шпангоутам 36 и 41 и стрингеров, среднее расстояние между которыми составляет 200 мм. Поперечный набор состоит из нервюр, расположенных по потоку. Такое расположение наиболее предпочтительное по требованиям аэродинамики, имеет такие преимущества: воздушный поток нервюрами не искажается, заданный профиль крыла выдерживается более точно; удобнее крепить узлы навески элеронов, закрылков

Нервюры 1,3,6,8,10,11,14,17,20,23,25,28силовые. Силовые нервюры служет для восприятия сосредоточенных сил и моментов от агрегатов, крепящихся к крылу. Нерюры №8,10 предназначены для крепления двигателей. К нервюрам 3,6,11,14,17,20,23,25,28 осуществляется крепление узлов навески закрылков, интерцепторов, предкрылков и элеронов.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис.1.9.КСС крыла

Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа.

Выбираем балочно-стрингерный фюзеляж. Такая схема имеет следующие преимущества: отсеки герметизированы (кроме хвостовой части), повышенные характеристики усталостной прочности материала. Тип фюзеляжа – полумонокок. Продольный набор состоит из стрингеров со средним шагом 200 мм(шаг стрингеров по длине самолета меняется ). Поперечный набор состоит из 81 шпангоутов с шагом 500 мм. Усиленными являются шпангоуты: 1,5,6,9,11,13,21,22,28,36,41,42,64,66,69,71,75. Шпангоуты №1,5 предназначены для крепления фонаря, 16,13 – отсек носовой стойки шасси, 9,11,21,22,64,66 – крепление входных дверей, 28,36-

передача сил и моментов с крыла самолета, 41,43 – отсек основной стойки шасси, 69,71,75 – креплении ВО и ГО. Для иллюминаторов, люков и аварийного выхода на крыло, которые нарушают целостность основных силовых элементов и ослабляют конструкцию, делаем отбортовку и для дверей устанавливаем специальные бимсы. Для восприятия сил с ВО кроме силового шпангоута ставим балку.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис.1.10.КСС фюзеляжа

Выбор констуктивно-силовой схемы оперения.

Силовые элементы оперения должны быть увязаны друг с другом силовыми элементами фюзеляжа. В конструкции ВО и ГО применим двухлонжеронные схемы. Выбранная схема имеет следующие преимущества: крутящий момент воспринимается замкнутым контуром, образованным стенками лонжеронов и обшивкой; изгибающий момент воспринимается двумя лонжеронами. Лонжероны крепим к шпангоутам №66 и №70 на специальной балке. Нервюры распологаем перпендикулярно переднему лонжерону. Шаг между нервюрами выбираем по тем же критериям, что и для крыла. На ВО нервюры распологаем с шагом 450мм. Аналогично распологаем нервюры и на ГО. Силовые нервюры имеют более мощные пояса, и их стенки подкреплены стойками. На ВО нервюры №4,11,15,19 служат для крепления РН. На ГО нервюры №5,9,13,116 служат креплением РВ. Стрингерный набор распологаем между лонжеронами. На ВО распологаем стрингеры со средним шагом 200мм, а на ГО – 180мм. Такой шаг намболее оптимален, так как более частое расположение стрингеров приведет к увеличению массы конструкции, что нежелательно. КСС оперения представлена на рис.1.12,1.13.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис.1.11. КСС ВО

Рис. 1.12. КСС ГО

Выбор конструктивно-силовой схемы шасси.

КСС шасси должна обеспечивать: наименьшую массу шасси, наименьший объем шасси убранном положении, простоту кинематической схемы механизмов выпуска и уборки. Шасси выполнено по классической для данного типа самолетов схеме: трехопорное с носовой стойкой (рис.1.14). Носовая стойка телескопическая ломающимся подкосом. Подкос разгружает стойку, уменьшает изгибающий момент и повышает жесткость. Колеса убираются против потока в фюзеляж. Стойка крепится к шпангоутам №6 и 13. Основная стойка аналогичной схемы, крепится к нервюре №6 крыла и к шпангоуту №44. Колеса убираются в фюзеляж.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис.1.13 Схема уборки-выпуска основной стойки шасси

1.9 Выводы

В качестве выводов приведем краткое описание самолета.

Аэродинамическая схема – нормальная (классическая).

По конструктивным признакам – моноплан.

Схема расположения крыла относительно фюзеляжа по высоте –

низкоплан.

Крыло стреловидное.

Механизация крыла содержит закрылки, предкрылки,

интерцепторы и элероны, на которых находятся триммеры.

Схема оперения -нормальная.

Схема шасси - трехопорное с носовой опорой.

Тип опорного элемента колесный.

Схема убирания главных стоек шасси – колеса убираются в

фюзеляж.

Схема фюзеляжа - нормальная.

Тип фюзеляжа – полумонокок.

Конструкция крыла - кессонное с 2-мя лонжеронами.

Тип силовой установки ТРДД. Два двигателя расположены на пилоне под крылом.

Размещено на http://www.allbest.ru/

2. Расчет аэродинамических и летных характеристик самолета

2.1 Расчет поляр и аэродинамического качества во взлетной,

посадочной и крейсерской конфигурациях

Для определения лѐтных и аэродинамических характеристик ЛА схема ЛА, основные геометрические и массовые параметры, а также характеристики двигателя известны, а аэродинамические характеристики ЛА

получены по програмным расчетам (см.приложение 1).

Построение приближенной взлетной и посадочной поляры.

При расчетах взлетных характеристик ЛА необходима его поляра,

построенная с учетом выпуска шасси, механизации крыла. Будем считать,

что выпуск шасси влияет только на величину сопротивления, увеличивая коэффициент лобового сопротивления на C хш . Механизация крыла при

взлете увеличивает C xm на C C ym - на C ym . Одновременно с выпуском

механизации смещается в отрицательную сторону значения 0 на 0 , что приводит до увеличения C ya max на Cya max Cya 0 , причем C ya max

достигается приблизительно на тех же углах , что и без механизации.

Таким образом получаем смещения:

Cya Cya ' 0 ; (2.1)

Cxa Cxm Cxm Cх м ех A Cya Cym 2 ; (2.2)

Определим влияние закрылков и предкрылков.

Закрылок однощелевой:

а 0.4; к 0.16; вз 0.3; Sкр. 240,8м2 ; Sмех. 38м2 ; Sмех. 0,22.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Предкрылок: впр. 0.713; Sмех. 28м2 ; Sмех. 0.24.

Определяем взлетную поляру: з. 30 ; пр. 18.5 .

Влияние закрылка:

Размещено на http://www.allbest.ru/

Строим зависимости Cya ( ) и Cхa (С уа ) (рис.2.1).

Рис.2.1 Зависимости Cya ( ) и Cхa (С уа ) .

Полетные поляры.

Для расчета летно-технических характеристик (ЛТХ) ЛА пользуються полетными полярами. Задаемся значениями высоты полета H (0,3,6,11 км).

Для каждой скорости M (0.2, 0.4, 0.6, 0.8, 1.2) и высоты H, с учетом расчетной массы ЛА, находим необходимое значение C уа г и C xai по формулам[15]

Полученные значения заносим в табл.2.3.

Табл.2.3