- •Введение
- •Основные требования
- •1. Основные статистические и исходные данные
- •2.Расчёт основных параметров самолета в два приближения
- •2.1. Расчёт взлётной массы самолёта в первом приближении
- •2.1.1. Расчёт и выбор стартовой удельной нагрузки на крыло
- •2.1.2. Расчёт и выбор стартовой тяговооружённости
- •Данные о двигателе
- •2.2. Расчёт взлётной массы самолёта во втором приближении
- •Слагаемые массы m0
- •2.2.3. Расчёт площади крыла и стартовой тяги двигателей
- •2.3. Определение масс составных частей самолёта
- •Массы основных элементов самолёта.
- •3. Компоновка самолёта.
- •3.1. Аэродинамическая компоновка.
- •3.1.1 Определение геометрических характеристик самолета
- •Геометрические размеры
- •3.2. Объёмно-весовая компоновка и центровки самолёта
- •3.2.1. Цели компоновки
- •3.2.2. Определение места сах на фюзеляже
- •3.2.3. Расчёт центровки самолёта
- •Центровочная ведомость самолёта
- •3.3. Конструктивно-силовая компоновка
- •3.3.1 Описание компоновки.
- •3.4 Определение и оценка основных характеристик
- •3.4.1. Расчетные нагрузки.
- •3.4.2. Нагружение крыла при полете в неспокойном воздухе.
- •3.4.3 Нагружение хвостового оперения.
- •3.4.3.1 Уравновешивающая нагрузка
- •3.4.3.2 Уравновешивающая нагрузка для во
- •Заключение.
3.2. Объёмно-весовая компоновка и центровки самолёта
3.2.1. Цели компоновки
Центровка самолёта зависит от варианта загрузки и остатка топлива. Она может меняться в пределах от предельно передней , когда необходимо обеспечить достаточность ЦПГО для балансировки самолёта, до предельно задней , когда должно выполняться условие:
где - расстояние от начала САХ до фокуса самолёта в долях САХ, вычисленное по формуле как сумма фокуса крыла и приращения фокуса от фюзеляжа и оперения:
- ГО на фюзеляже;
Значение предельно-передней центровки определяется по формуле:
;
- минимальный запас продольной статической устойчивости
;
В пределы от до должны войти центровки самолёта, рассчитанные для всех вариантов загрузки и остатка топлива.
3.2.2. Определение места сах на фюзеляже
Величина и место САХ ( ) на крыле определяются графически. Место установки крыла на фюзеляже вдоль оси Х определяется расстоянием Ха от носка фюзеляжа до начала САХ при известных массах и координатах центров масс снаряжённых крыла и фюзеляжа и при заданном значении центровки.
;
;
;
;
;
3.2.3. Расчёт центровки самолёта
Для расчёта центровки составляется центровочная ведомость (табл. 1.8) и вычерчивается центровочная схема (рис. 1.2) в профильной и половине плановой проекциях. Нумерация масс и их координаты в ведомости и на схеме совпадают.
для нормальной взлетной массы:
а) с выпущенными шасси: б) с убранными шасси:
для самолёта без целевой нагрузки и топлива:
;
.
для самолёта без топлива, но с целевой нагрузкой:
.
для самолёта с полным запасом топлива, но без целевой нагрузки (перегоночный вариант):
;
.
для самолета с одним летчиком:
Центровочная ведомость самолёта
Таблица 1.8.
№ |
Составная часть, груз |
mi, кг |
Хi, м |
∑mi*Xi, кг*м |
|
1. Конструкция планера |
|
|
|
1 |
Крыло |
1592,91 |
7,22 |
10787,2 |
2 |
Фюзеляж |
1915,084 |
6,82 |
12201,86 |
3 |
ГО |
183,9 |
12,296 |
2178,88 |
4 |
ВО |
194,97 |
11,715 |
2196,67 |
5в |
Передняя стойка шасси выпущена |
77,71 |
3,6 |
244,94 |
5у |
Передняя стойка шасси убрана |
77,71 |
4,1 |
283,8 |
6в |
Основные стойки шасси выпущены |
310,838 |
7,18 |
2092,56 |
6у |
Основные стойки шасси убраны |
310,838 |
6,82 |
1980,66 |
|
2. Силовая установка |
|
|
|
7 |
Двигатели |
2600 |
7,8 |
20280 |
|
3. Оборудование |
|
|
|
8 |
Оборудование в хвостовом отсеке |
300 |
11 |
3300 |
9 |
Оборудование в носовом отсеке |
488 |
2,2 |
1073,6 |
10 |
Оборудование в среднем отсеке |
1300 |
5,8 |
7540 |
|
5. Топливо заправлено (слито) |
|
|
|
11 |
Бак №1 |
1500 |
6,9 |
10350 |
12 |
Бак №2 |
757 |
7,3 |
5526,1 |
13 |
Бак №3 |
1200 |
7,46 |
8952 |
|
6. Целевая нагрузка есть (снята) |
|
|
|
14 |
1,3 точки подвески |
657 |
6,92 |
4546,463 |
15 |
2,4 точки подвески |
463 |
7,6 |
3528,076 |
16 |
5 точки подвески |
280 |
2,4 |
672 |
17 |
Экипаж (два летчика) |
200 |
3,80 |
760 |
18 |
Экипаж (один летчик) |
100 |
4,8 |
480 |
№ |
Сумма: |
∑mi, кг |
∑Xi, м |
∑mi*Xi, кг*м |
1 |
с выпущенными шасси |
14019,95 |
122,887 |
94304,05 |
2 |
с убранными шасси |
14019,95 |
123,027 |
94231 |
3 |
без целевой нагрузки и топлива |
9162,946 |
85,63 |
60524,92 |
4 |
без топлива |
10562,95 |
102,57 |
69271,46 |
5 |
без целевой нагрузки |
12619,95 |
105,95 |
85484,46 |
6 |
без первого летчика |
13919,95 |
123,89 |
93951 |
Вывод:
Объёмно-весовая компоновка обеспечивает размещение основных агрегатов, топлива, оборудования и целевой нагрузки в заданных аэродинамических формах самолёта. Получены следующие значения предельных центровок:
допустимые: = 0,232; = 0,282;
эксплуатационные: = 0,233; = 0,278.