- •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.
3.3. Конструктивно-силовая компоновка
3.3.1 Описание компоновки.
Целью конструктивно-силовой компоновки является создание конструктивно-силовой схемы, которая обеспечивает изготовление планера с заданными свойствами.
Самолет представляет собой двуместный моноплан нормальной схемы (т.е. крыло впереди оперения) с высоко расположенным крылом. Фюзеляж эллипсоидного сечения полумонокок сборно-клепанной конструкции. Особенностью конструкции фюзеляжа является применение цельносварной бронированной кабины, монолитных оребренных панелей в конструкции баков-отсеков фюзеляжа, а также бронеплит защищающих жизненноважные узлы и агрегаты самолета. Эксплуатационных разъемов фюзеляж не имеет. Однако в его конструкции предусмотрена возможность раздельной сборки отсеков. Компоновочно фюзеляж делится на головную часть, среднюю и хвостовую с гондолами двигателей. К фюзеляжу крепятся консоли крыла, ГО и ВО.
Фонарь кабины состоит из двух частей: неподвижной передней (козырька) и подвижной части, открывающейся вправо при эксплуатации. В передней части козырька установлен прозрачный бронеблок ТСК-137 из пяти стекол общей толщиной 65мм.
Гондола двигателя состоит из несъемной части, жестко состыкованной с помощью заклепок с фюзеляжем, и съемной части - хвостового кока. Эксплуатационные подходы к оборудованию и агрегатам двигателей осуществляются через верхние, нижние и боковые люки каждой мотогондолы, а также нижние большие люки, используются при монтаже и демонтаже двигателя.
Крыло состоит из двух консолей, каждая выполнена по кессонной схеме, т.е. основным силовым элементом является кессон, ограниченный лонжеронами и нервюрами. К кессону крепятся носовая и хвостовая части консоли. На каждой консоли можно расположить пять точек подвески по нервюрам. На четырех находятся балочные держатели БДЗ-25, обеспечивающие применение всех видов бомбардировочного, ракетного и артиллерийского вооружения, а также ПТБ. На пятой точке располагается пилон-держатель ПД-62-8, предназначенный для установки пускового устройства АПУ –60-1МД под ракету Р-60 (Р-60М). Все держатели крепятся непосредственно к крылу.
Шасси самолета трехопорное. Геометрические параметры шасси обеспечивают необходимый угол атаки на режимах взлета и посадки. Передняя опора выполнена со смещением влево от плоскости симметрии фюзеляжа на 250мм, убирается движением назад под кабину летчика.
Силовая установка: на самолете установлены два безфорсажных турбореактивных двигателя Р-195 с нерегулируемыми соплами и автономным электрическим запуском. Охлаждение двигателя и его отдельных агрегатов осуществляется набегающим потоком. Для повышения живучести управление двигателями разнесено по бортам фюзеляжа, кроме разводки бронированной кабины.
На компоновочном чертеже представлена конструктивно-силовая компоновка самолета в 2-х проекциях.
3.4 Определение и оценка основных характеристик
3.4.1. Расчетные нагрузки.
Предварительно вычисляются массы самолёта:
стартовая ;
(кг м/с);
полётная ; G=131019.4 (кг м/с);
посадочная
(кг м/с).