2.3. Определение масс составных частей самолёта

После окончательного определения взлётной массы вычисляют абсолютные массы частей самолёта с разбивкой по элементам для внесения в центровочную ведомость. Данные сводятся в табл. 1.6:

Массы основных элементов самолёта.

Таблица 1.6.

№ п/п	Агрегат	Элемент	Масса, кг
1	Планер	Крыло	1592,91
		ГО	183,903
		ВО	194,965
		Фюзеляж	1915,084
		Основные стойки шасси	388,548
		Носовая стойка	77,71
2	Силовая установка	Двигатели	1733,056
		Агрегаты силовой установки	866,48
3	Топливо	Бак №1	1500
		Бак №2	757
		Бак №3	1200
4	Оборудование	РЭО	334
		Навигационное	276
		Эл. Оборудование	294
		Управление	190
		Специальное	221
		Броня	600
		Гак	57
		Антенна	116
5	Целевая нагрузка	1,3 точки подвески	657
		2,4 точки подвески	463
		5 точки подвески	280
6	Служебная нагрузка	Экипаж	200

3. Компоновка самолёта.

3.1. Аэродинамическая компоновка.

Целью аэродинамической компоновки является определение конфигурации самолёта, её описание и изображение на чертеже.

Аэродинамической компоновкой самолёта называется рациональный выбор внешних форм частей самолёта и их взаимного расположения, обеспечивающий получение необходимых аэродинамических характеристик.

По аэродинамической компоновке самолет представляет моноплан нормальной схемы с высокорасположенным крылом малой стреловидности, переставным стабилизатором, килем, трехопорным убирающимся в полете шасси и двумя ТРД, расположенными в мотогондолах по обеим сторонам фюзеляжа. Большое лобовое сопротивление компенсируется высоким значением подъемной силы. Передняя кромка крыла скругленная, дозвуковая. С целью предотвращения концевых срывов потока и получения больших углов атаки крыло имеет:

• Геометрическую крутку (-3º49ﺍ);

• Изменяющуюся по размаху кривизну профиля от 1,6% в корневом до 2,2% в концевых сечениях крыла;

• Специальный выступ («зуб»), расположенный приблизительно посередине консоли крыла;

Выступ на крыле создает вихрь, который выполняет роль воздушной перегородки, препятствующей перетеканию пограничного слоя вдоль размаха и его набухания на концах крыла, в результате чего срыв потока затягивается до больших углов атаки. При рассмотрении аэродинамических характеристик учитываются использование механизации крыла и положение переставного стабилизатора. Выделяют три конфигурации самолета:

- Взлетно-посадочную, угол отклонения предкрылков δпред =12º, внутренних секций закрылков δз=40º, внешних секций закрылков δз=35º, стабилизатора δст =8º.

- Маневренную, δпред=9º, внутренних и внешних секций закрылков δз=20º, δст=3º.

- Полетную δпред=0º, δз=0º(убраны), δст=0º.

Округлая форма фюзеляжа способствует плавному обтеканию его потоком. Уменьшение сечений центральной части фюзеляжа, постепенно сходящихся на конце, способствует уменьшению лобового сопротивления. Шасси самолёта трёхопорное с передней вспомогательной опорой. Основные стойки убираются в гондолы двигателя, управляемая носовая стойка в фюзеляж - назад. Система управления безбустерная обратимая.

В результате выбрана аэродинамическая схема самолёта, которая изображена на чертеже общего вида.