5. Компоновка самолета

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, на базе 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.

В связи с этим процесс компоновки объединяет в себе три параллельно текущих и взаимосвязанных процесса: аэродинамическую компоновку, объемно-весовую компоновку и конструктивно-силовую компоновку (последняя в данной работе не рассматривается).

5.1. Аэродинамическая компоновка

Задачей аэродинамической компоновки является определение формы, размеров и взаимного положения частей самолета, омываемых воздушным потоком. Основой для решения этой задачи в дипломной проекте являются:

• выбранная схема и эскиз общего вида проектируемого самолета (см. Раздел 2);

• геометрические параметры и характеристики самолета (см. Раздел 3 и 4).

Результатом аэродинамической компоновки является чертеж общего вида самолета.

Проектируемый самолет представляет двухместный моноплан с низко расположенным крылом, трехколесном шасси с носовой опорой и одним двухконтурным турбореактивным двигателем АЛ-55.

Крыло трапециевидной формы в плане с углом стреловидности по передней кромке χ_п.к= 25º. Крыло оснащено щелевыми закрылками и элеронами.

Фюзеляж обтекаемой формы, имеющей эллипсовидное сечение, с расположенными по бокам перед крылом воздухозаборниками двигателя, которые плавно переходят в фюзеляж.

Хвостовое оперение классического типа с трапециевидной формой киля и стабилизатора, которые крепятся к хвостовой части фюзеляжа. На киле установлен руль направления, на стабилизаторе – рули высоты, на которых установлены триммеры.

Снизу хвостовой части фюзеляжа расположен тормозной щиток, который управляется летчиками по их усмотрению.

Силовая установка самолета представлена одним двухконтурным турбореактивным двигателем АЛ-55 с боковыми дозвуковыми воздухозаборниками, расположенными по бортам фюзеляжа. В изначальном варианте устанавливается нерегулируемое сопло, хотя не исключена установка двигателя АЛ-55 с управляемым вектором тяги (УВТ). Применение двигателя с УВТ позволит существенно повысить несущие свойства и маневренные характеристики самолета.

На основе выбранных ранее форм и параметров самолета определим следующие геометрические параметры и характеристики самолета (данные геометрические параметры использовались в разделе 4 при определении основных аэродинамических характеристик самолета).

Геометрия крыла

Площадь крыла	S = 13,5 м2
Размах крыла	l = 8,216 м
Удлинение крыла	= 5
Корневая хорда	b0 = 2,422 м
Концевая хорда	bk = 0,865 м
Сужение крыла	η= 2,8
Бортовая хорда	bборт= 2,207 м
Относительная толщина профиля крыла	= 0,1
Стреловидность по передней кромке крыла	χп.к= 25º
Стреловидность по задней кромке крыла	Χз.к= 5º

Здесь следует отметить следующее замечание по крылу.

В ходе проработки агрегата, в качестве которого выбрана отъемная часть крыла, изменилась геометрия крыла, а именно появились наплывы в связи с размещением в ОЧК основных стоек шасси. Данное конструктивное решение связано с выбранной КСС крыла, которая подробно рассматривается в разделе 7.

Выше приведены данные для крыла без наплыва (кроме площади, которая взята для всего крыла с подфюзеляжной частью).

Для расчета центровки самолета, которая будет осуществлена ниже, необходимо знать среднюю аэродинамическую хорду крыла и ее начало относительно передней кромки.

Для крыла с наплывом (сложное крыло в плане) САХ и координата ее носка рассчитывается по формулам:

Рис. 9.1 поясняет используемую формулу.

Рис. 5.1 Определение САХ крыла сложной формы в плане

САХ и координата ее носка частей крыла находятся по формулам:

,

В итоге получим, что

b_A = 1994мм, х_А= 594 мм.

Геометрия фюзеляжа

Длина фюзеляжа	lф = 10,3 м
Эквивалентный диаметр фюзеляжа	dф экв = 1,546 м
Удлинение фюзеляжа	ф= 6,66

Здесь

,

где S_м.ф– площадь миделя фюзеляжа (берется максимальное ее значение).

.

Геометрия ГО

Площадь ГО	= 3,812 м2;
Размах ГО	lГО= 4 м
Корневая хорда ГО	b0ГО = 1,358 м
Бортовая хорда ГО	bборт.ГО = 1,179 м
Концевая хорда ГО	bkГО = 0,548 м
Относительная площадь ГО
Стреловидность по передней кромке ГО	=28º
Сужение ГО	= 2,48
Удлинение ГО	λГО= 4,2
САХ ГО,	bAГО= 1,01 м

Здесь также хорошо бы знать L_ГО– плечо горизонтального оперения. ЗаL_ГОприближенно принимают длину проекции на продольную ось самолета отрезка, соединяющего заданную точку на САХ крыла (обычно в диапозоне центровок самолета) с точкой, лежащей на 1\4 САХ горизонтального оперения (ГОСТ 22833-77). И обычно заL_ГОпринимают расстояние между ЦТ самолета и фокусом ГО. Так как на данном этапе ЦТ самолета неизвестен, то возьмемL_ГОпо статистике (см. [1, стр. 189]). Имеем для маневренных самолетов

.

Примем в первом приближении, что , тогда

м.

Геометрия ВО

Площадь ВО	= 2,57 м2;
Размах (высота) ВО (до фюзеляжа)	LВО= 1,9 м
Корневая хорда ВО (в месте стыка с фюзеляжем)	b0ВО = 1,88 м
Концевая хорда ВО	bkВО = 0,78 м
Относительная площадь ВО
Стреловидность по передней кромке ВО	=42º
Сужение ВО	= 2,41
Удлинение ВО	λВО= 2,81
САХ ВО,	bAВО= 1,551 м

Определение положения фокуса самолета

Здесь – фокус крыла, который может быть найден для дозвуковых скоростей по формуле (см. [1, стр. 378])

,

где – фокус профиля со средней толщиной крыла.

Средняя относительная толщина крыла определяется как

,

где S_м.кр– площадь крыла при виде спереди (мидель), м².

Для конического трапециевидного крыла

,

где – относительная толщина профиля крыла в корневой части;– относительная толщина профиля крыла в концевой части.

Примем, что .

Тогда

Угол стреловидности по ½ хорде крыла χ= 15º, тогда

= 0,05…0,07 в зависимости от выноса носовой части фюзеляжа относительно крыла. Примем = 0,05.

в нашем случае для "нормальной" схемы берется со знаком "+".

Сдвиг фокуса за счет ГО определяется как

,

где k_ГО– коэффициент торможения потока у ГО,k_ГО≈ 0,87 для ГО на хвостовой части фюзеляжа;ε^α– производная скоса потока по углу атакиα,ε^α≈ 0,75 для маневренных самолетов;А_ГО– статический момент площади ГО относительно центра масс самолета, может быть определена по формуле:

Можно принять также, что . Тогда

В итоге