Расчет основных параметров оперения

Добавил:

Studfiles2 Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.

Вуз:

Российский государственный технологический университет им. К.Э. Циолковского (МАТИ)

Предмет:

Конструкция и Проектирование Летательных Аппаратов

Файл:

Проектирование и конструкция летющего аппаратов.pdf

Скачиваний:

122

Добавлен:

01.05.2014

Размер:

13.1 Mб

Скачать

☆

<<< < Предыдущая 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 1516 / 2716 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 > Следующая >>>

		63
МАТИ	Пухов Андрей Александрович кафедра “Автоматизированного проектирования ЛА” 02.05.2005	63
МАТИ	Расчет основных параметров оперения
МАТИ
МАТИ

АГО =

S ГО × L ГО

S кр × B САХ

ВВО

= S ВО × L ВО

S кр × L

Условия балансировки

Определение потребного статического момента Аго
Задача	решается			методом
граничных		линий		из	условия
квазиустановившегося					полета.
Первая		граничная			линия
определяется			из		условия		σn = xT −xH
балансировки			при	посадке		с
полностью				выпущенной
механизацией крыла. Этот режим
характеризуется				большим			xH
значением	Супос при			предельном
отклонение		органов		управления.			x F
Вторая		граничная			линия
определяется			из		условия
обеспечения			балансировки			в
горизонтальном			полете			при
предельно задней центровке и σnmin							= 0

m (α,δ

)= 0

Су αГО

= m Z 0 + (X T

(1 − ε

m Z

− X TБГО

= 0

∑

прод.

)Су пос . − К ГО АГО

Су

)Су + Су ГО ϕ Р

m Z 0 + (

−

)Супос. +

C мех. (

−

)

mZ 0

+ (

−

)Су

2Cуα

АГО =

X T

X TБГО

X T

X Fмех .

X T

X TБГО

;

АГО

кр

Су

α ϕ + Cу

Суα

(1 − ε

πλ

ГО Р

мех.

К ГО

)Су + Су ГОϕ Р

Су

кр.эф.

Z 0

= −0,125

Суα

= 0,088

град.

; X

TБГО

= 0,29; Су

пос.

= 3

1,69

=1,77;

ГО

= 0,95 ϕпос. = −50 (ϕmax. = −70 );

δпос. = −150 (δmax. = −250 )= −0,244;

ГО

− 0,125 + (0,25 − 0,29 )1,77

Задаемся :

= 0,25;

АГО

= 0,52

ХТ

0,95(1,77 + 0,088(− 0,244 ))

Задаемся :

= 0,35;

АГО

− 0,125 + (0,35 − 0,29 )1,77

= 0,17

ХТ

0,95(1,77 + 0,088(− 0,244 ))

МАТИ

Пухов Андрей Александрович

кафедра “Автоматизированного проектирования ЛА”

02.05.2005

Расчет основных параметров оперения

МАТИ

Строим первую граничную линию. Вторая граничную линия определяется условием устойчивости по перегрузке σn на расчетном крейсерском режиме

М = 0,8 , Н = 11км , G = 96378кг.

ϖZ

СуαГО

(1 − ε α )+ mϖZ Z

= X

−

− К

Для

σn =mZCу + mZ

≤σnmin

TБГО

ГО

Суα

min

μ mϖZ Z

неманевренных

μ =

C ГПV

АГО

(X T − X TБГО

)− σ n

−

самолетов:

σ nmin = −0,15

mϖZ Z = −4,4

ba g

;

К ГО

СуСуαГОα (1 − ε α )

96378

0,25 − 0,29 −

− 4,4

σnmin = 0

CуГП = 0,7M 2 pH S

0,7 ×0,82 ×2314 ×170

= 0,547

Задаемся

: X T

= 0,25 ;

АГО ′

0,95

604 ,31

= −0,0344

C ГПV 2

0,547 ×236

0,35 − 0,29 −

− 4,4

μ =

X TБГО = 0,29

Задаемся

: X T

= 0,35 ;

АГО

′

604 ,31

= 0,0708

ba g

5,14

×9,8

= 604,31;

0,95

Наносим вторую граничную линию на график и сдвигаем ее влево наσnmin

= −0,15 . Между граничными линиями откладываем диапазон центровок:

xT =

0,1. Получаем значение потребного АГО xТпп = 0,2;

xТпп = 0,3

практически величину АГО увеличивают на 10-12% в целях обеспечения устойчивости и

управляемости на всех режимах полета АГОпракт. =0,77. Потребная относительная площадь горизонтального оперения для :xТср = 0,25

Определение зависимости отклонений (расходов) органа продольного

SГО

АГО

1,2

= 0,27

управления на единицу нормальной перегрузки

LГО

′

− xТср

4,73 −0,25

4,5

-0,01 0

0,2

0,4

0,6

0,8

LГО = 22м;

SГО = 0,27 170 = 45,5м²

nу

(M )

-0,02

f =ϕ

3,5

-0,03

тCуCу

-0,04

nу

= −

Г.П

2,5

-0,05

тZ

-0,06

1,5

-0,07

Су

0,3

0,6

0,83

0,9

расп.

Сугп

3,51

0,878

0,459

0,39

-0,08

nу

доп.

-0,09

mzCy

-0,085

-0,1

0,5

-0,1

СуГ.П.

mzϕ

-3,44

-3,58

-3,68

-3,72

0,2

0,4

0,6

0,8

ϕn

-0,08673

-0,02085

-0,0106

-0,01048


																			65
МАТИ								Пухов Андрей Александрович		кафедра “Автоматизированного проектирования ЛА”							02.05.2005		65
МАТИ		Статистические данные по оперению
МАТИ





		Тип		Горизонтальное оперение								Вертикальное оперение
самолета			Аго	Sго	λго	χго	ηго		Sрв	Вво		Sво		λво		χво	ηво	Sрн
					λго	χго	ηго		Sрв					λво		χво	ηво	Sрн
Фоккер F-28			0,972	0,255	3,83	27,5	2,08		0,197	0,091	0,203		1,00		40			0,187
ВАС 111			0,908	0,256	3.38	25	1,67		0,274	0,048	0,132		0.91		41			0,254
DC-9-10			1,147	0,295	4,93	31,5	2,84		0,280	0,081	0,192		0,95		43,5			0,270
АЗООВ			1,068	0,267	4,13	32,5	2,00		0,295	0,102	0,204		1,62		40		2,3	0,243
L-1O11			0,928	0,371	4,00	35	3,00		0,215	0,083	0,196		1,83		35			0,186
B747-200			1,000	0,267	3,60	37	3,80		0,185	0.099	0,196		1,38		44		3,15	0,229-
		A340	0,730	0,205	5,36	28	2,43		0,290	0,065	0,126		1,64		39		2,67	0,300
	АЗЗО		0,870	0,195	5,20	28	2,75		0,320	0,055	0,122		1,55		39		2,67	0,360
		A320	1,05	0,254	5,00	28	3,00		0,310	0,081	0,193		1,67		34		3,00	0,320
		A310	1,22	0,292	4,15	32	3,00		0,280	0,078	0,176		1,60		35		2,86	0,320
В767-200			1,00	0,274	4,63	32	4,40		0,245	0,079	0,161		2,00		37		3,50	0,320
DC-10-30			0,74	0,264	4,87	34	2,90		0,285	0,081	0,221		1,92		40			0,145
	Як-42									0,047	0,155		0,97		44,5		1,71	0,283
	Ту-134		0,90	0,267	4,54	38	2,46		0,209		0,174		0,93		40		1,73	0,288
	Ту-204		1,202	0,260	5,14	33	3,03			0,099		0,201		1,68		35	2,77

		66
МАТИ	Пухов Андрей Александрович кафедра “Автоматизированного проектирования ЛА” 02.05.2005	66
МАТИ	Состав системы управления
МАТИ
МАТИ

СУ разрабатывается в соответствии с требованиями АП-25. Исходя из ЛТХ, характеристик устойчивости и управляемости и условий эксплуатации проводится анализ конструктивных решений СУ

•определение состава схемы системы управления;

•компоновка рычагов управления, механизмов, приводов и проводок

•проектирование кинематики механизации.

СУ предназначена	СУ обеспечивает:	СУ состоит из:	СУ содержит
для:			контура:

изменения траектории	формирование управляющих сигналов при	системы управления элеронами (Э)	основной
движения по крену,	воздействии пилотов на органыуправления и		электродистанцио
курсуи тангажу	отклонение рулевых поверхностей		нный
			(РВ,РН,ПС,Э)
балансировки самолета	формирование управляющих сигналов как результат	системы управления рулем	Резервный
	обработки сигналов автопилота при автоматическом	направления (РН) и системы	электродистанцио
	управлении	управления рулем высоты (РВ)	нный (РВ,РН,ПС)

улучшения взлетно-	преодоление действующих на рулевые поверхности	системы управления перестановкой	основной
посадочных	аэродинамических и инерционныхнагрузок	стабилизатора (ПС)	механический (Э)
характеристик

торможения при	информационное обеспечение о работе системы	системы управления воздушными	Аварийный
пробеге	управления	тормозами (ВТ)	механический
			(ПС)

n“…%"…%L *%…23!				pеƒе!"…/L *%…23!
1				pеƒе!"…/L *%…23!
1
		`qxr			`"=!,L…/L ме.=…,че“,L %…23!
		n“…%"…%L		pеƒе!"…/L
		(ц,-!%"%L)		(=…=л%г%"/L)	`"=!,L…/L .ле2!%ме.=…,че“%L *%…23!
		"/ч,“л,2ель		"/ч,“л,2ель	`"=!,L…/L .ле2!%ме.=…,че“%L *%…23!
		"/ч,“л,2ель		"/ч,“л,2ель
		2		qdr
				qdr			6
		arj		p`		po	6
		arj		p`		po
	3	4			bo	5
	3	4				5
po		-!3ле"%L г,д!="л,че“*,L C!,"%д				1. l,…,-ш23!"=л
p`	-!3ле"%L =г!ег=2					2. d=2ч,* C%л%›е…, !/ч=г= 3C!="ле…,
`qxr		- ="2%м=2,че“*=	“,“2ем= ш23!"=ль…%г% 3C!="ле…,			3. pег3л 2%! …=2 ›е…, 2!%“%"
qdr	- “,“2ем= д,“2=…ц,%……%г% 3C!="ле…,					4. Š!%“%"= C!%"%д*=
arj	- Kл%* 3C!="ле…,		, *%…2!%л			5. o!3›,……= 2 г=
bo		- "“C%м%г=2ель…/L г,д!="л,че“*,L C!,"%д				6. p3ле"= C%"е!. …%“2ь

<<< < Предыдущая 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 1516 / 2716 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 > Следующая >>>

Соседние файлы в предмете Конструкция и Проектирование Летательных Аппаратов

#
01.05.20142.48 Mб33Как организовать работу над кандидатской диссертацией.pdf
#
01.05.20141.22 Mб823Конструкция самолета Як-42.pdf
#
01.05.20142.22 Mб61Общие сведения о самолете.pdf
#
01.05.20144.2 Mб74Основы инженерных расчетов на прочность.pdf
#
01.05.20143.33 Mб87Проектирование и конструкция летательных аппаратов.pdf
#
01.05.201413.1 Mб122Проектирование и конструкция летющего аппаратов.pdf
#
01.05.20143.33 Mб189Силовая установка самолета.PDF
#
01.05.20141.01 Mб34Системный подход.pdf
#
01.05.20145.19 Mб64Схема "летающее крыло".pdf
#
01.05.20141.05 Mб39Техника пилотирования.PDF
#
01.05.20147.05 Mб51Технологии автоматизированного аэродинамического проектирования.PDF

Расчет основных параметров оперения

Расчет основных параметров оперения

Статистические данные по оперению

Состав системы управления