Обоснование проектных данных

Самолеты нормальной схемы имеют ГО, расположенное за крылом. Эта схема получила господствующее распространение на самолетах гражданской авиации.

Основными достоинствами нормальной схемы являются:

-   возможность эффективного использования механизации крыла;

легкое обеспечение балансировки самолета с выпущенными закрылками;

размещение оперения за крылом, позволяющее выполнить носовую часть фюзеляжа короче, что не только улучшает обзор пилоту, но и уменьшает площадь ВО, так как укороченная носовая часть фюзеляжа вызывает появление меньшего дестабилизирующего путевого момента;

-   возможность уменьшения площадей ВО и ГО, так как плечи ГО и ВО значительно больше, чем у других схем.

 

Выбор и обоснование проектных параметров

 

Формирование технического задания на проект

Техническое задание на проект самолета составляется студентом на базе задания на курсовой проект, собранной статистической информации и должно содержать следующие группы параметров, и характеристик: тип воздушных линий, состав экипажа и количество бортпроводников, состав оборудования, требования по комфорту, летно-технические характеристик (масса коммерческой нагрузки, расчетная дальность полета, крейсерская скорость и высота полета, скорость отрыва при взлете, скорость захода на посадку, посадочная скорость).

Состав экипажа назначается, исходя из требований по обеспечению безопасности полетов и обеспечения заданного комфорта, c учетом статистических данных однотипных самолетов.

Взлетно-посадочные характеристики, не указанные в задании, назначаются на основании статистических данных и характеристик аэродрома базирования, c учетом ориентировочной взлетной массы проектируемого самолета.

Выбор и обоснование схемы самолета

Схема самолета определяется взаимным расположением агрегатов, их количеством и формой. От схемы и аэродинамической компоновки самолета зависят его аэродинамические и технико-эксплуатационные свойства. Удачно выбранная схема позволяет повысить безопасность и регулярность полетов, и экономическую эффективность самолета. Выбору схемы проектируемого самолета предшествуют изучение и анализ схем самолетов, принятых в качестве прототипов. Обоснованию подлежат:

расположение крыла и оперения относительно фюзеляжа, а также выбор их формы;

расположение двигателей, их количество и тип, если это не указано в задании на проектирование;

тип и расположение опор шасси;

Проектируемый самолет выполнен по схеме низкоплан которая с точки зрения аэродинамики и компоновки наименее выгодная, так как в зоне сопряжения крыла с фюзеляжем нарушается плавность обтекания и возникает дополнительное сопротивление из-за интерференции системы «крыло-фюзеляж».

Данный недостаток можно существенно уменьшить постановкой зализов, обеспечивая диффузорного эффекта. С компоновочной точки зрения низкоплан имеет более высокое расположение нижнего обвода фюзеляжа над поверхностью земли. Это усложняет процесс выгрузки-погрузки грузов, багажа, а также посадку-высадку пассажиров. Необходимость сохранять более высокое положение фюзеляжа связано у самолетов схема «низкоплан» с обеспечением условия некасания концом крыла при посадке с креном поверхности ВПП, а также с обеспечением безопасной работы СУ при размещении двигателей на крыле.

Схему низкоплан наиболее часто используют для пассажирских самолетов, так как она обеспечивает большую по сравнению с другими вариантами безопасность при аварийной посадке на грунт и воду. При посадке на грунт с убранным шасси крыло воспринимает энергию удара, защищая пассажирскую кабину. При посадке на воду самолет погружается в воду по крыло, которое сообщает фюзеляжу дополнительную плавучесть и упрощает организацию работ, связанных с эвакуацией пассажиров.

Важным достоинством схемы низкоплан является наименьшая масса конструкции, так как основные опоры шасси чаще всего связаны с крылом и их габариты и масса меньше, чем у высокоплана.

Данный самолет проектируется по нормальной схеме, то-есть ГО расположено за крылом. Эта схема получила господствующее распространение на самолетах ГА.

Основными достоинствами нормальной схемы являются:

·  возможность эффективного использования механизации крыла;

·   легкое обеспечение балансировки самолета с выпущенными закрылками;

·   размещение оперения за крылом, позволяющее выполнить носовую часть фюзеляжа короче, что не только улучшает обзор пилоту, но и уменьшает площадь ВО, так как укороченная носовая часть фюзеляжа вызывает появление меньшего дестабилизирующего путевого момента;

·   возможность уменьшения площадей ВО и ГО, так как плечи ВО и ГО значительно больше, чем у других схем.

Естественно, что рассматриваемой схеме характерны и недостатки:

·  ГО создает отрицательную подъемную силу почти на всех режимах полета, что приводит к уменьшению подъемной силы всего самолета;

·   ГО функционирует в возмущенном воздушном потоке за крылом, что отрицательно сказывается на его работе.

В данной схеме самолета двигатели размещаются под крылом, что обеспечивает выше указанные преимущества. Поэтому при компоновке двигателей под крылом необходимо увеличивать высоту шасси для обеспечения нормируемого расстояния от обвода винтов до поверхности земли.

Важнейшей задачей при проектировании самолета является максимальное уменьшение расходов топлива, как за счет аэродинамической компоновки, так и за счет рационального выбора типа силовой установки.

Нормы летной годности гражданских самолетов требуют, чтобы пассажирский самолет, при отказе 50% двигателей в полете, мог продолжить горизонтальный полет с меньшей высотой и скоростью. Оптимальное количество двигателей на самолете зависит от его массы, дальности полета, класса аэродрома базирования, параметров двигателя и определяется окончательно для каждого типа самолета расчетом не последующих этапах. На данном этапе количество двигателей ориентировочно задается по статистическим данным, с учетом степени повышения давления двигателей.

Выбор схемы крыла

К числу основных параметров крыла относятся профиль и относительная толщина C, стреловидность χ по 0, 25 хорд, удлинение λ, сужение η , угол поперечного V крыла и удельная нагрузка на крыло Р, форма крыла в план Аэродинамические характеристики крыла и значительной мере определяются формой крыла в плане. Параметры профиля (Х_с, f ) и относительная толщина крыла (C₍), как показывает практика самолетостроения, зависят от числа М крейсерского полета - Мк

Если у проектируемого самолета Мк < 0, 6, то для его крыла наиболее целесообразно применять несимметричные («несущие») профили с закругленной передней кромкой и со сравнительно передним (на 20…30% хорды) положением максимальной толщины С которая в корневой части крыла может составлять 15…18%, а на конце крыла - 10…12% хорды.

Следует учитывать, что все перечисленные выше мероприятия, направленные на увеличение Мкрит полета, неблагоприятно сказываются на жесткостных и весовых характеристиках крыла, а также приводят к заметному снижению максимальных значений коэффициента подъемной силы С_Уmax. Стреловидность крыла является средством увеличения критического числа Маха полета, увеличение стреловидности крыла не только смещает на большие скорости полета начало волнового кризиса, но и смягчает его протекание, уменьшает прирост сопротивлений, улучшает характеристики устойчивости и управляемости самолета на околозвуковых скоростях. Кроме того, стреловидность крыла повышает критическую скорость флаттера и дивергенции. Однако с увеличением угла стреловидности снижаются С_ymax и K_max крыла, уменьшается эффективность взлетно-посадочной механизации. Из-за боковых перетеканий пограничного слоя к концам стреловидного крыла у него появляется тенденция к концевому срыву потока на больших углах атаки, следствием которого может быть потеря поперечной управляемости и продольная неустойчивость самолета при посадке. Стреловидность усложняет производство и увеличивает вес крыла.

Указанные обстоятельства обуславливают «экономное» применение стреловидности, т.е. угол стреловидности крыла околозвукового самолета выбирается обычно по минимуму, определяемому величиной заданной скорости (числа Мк) крейсерского полета.

Удлинение крыла является параметром, существенно влияющим на величину индуктивного сопротивления и максимального качества крыла и самолета. Кроме того λ влияет на весовые и жесткостные характеристики конструкции крыла.

Дозвуковые транспортные самолеты имеют крылья с нулевой и малой стреловидностью. Удлинение таких крыльев лежит в довольно широком диапазоне, λ = 8…12, причем большие значения удлинения относятся, как правило, к крупноразмерным самолетам с большой расчетной дальностью полета. Повышенные значения удлинения крыла иногда выбираются и для самолетов с небольшой дальностью полета в связи со стремлением улучшить их взлетно-посадочные характеристики.

Для приближенной оценки удлинения крыла проектируемого самолета может быть использована формула: λ = 10, 5 • соs² χ . Полученное значение удлинения корректируется на основании данных о параметрах крыла самолетов-аналогов.

Сужение крыла оказывает противоречивое влияние на аэродинамические, весовые и жесткостные характеристики крыла.

Увеличение сужения η благоприятно сказывается на распределении внешних нагрузок, жесткостных и весовых характеристиках крыла. Оно приводит также к увеличению строительной высоты и объемов центральной части крыла, что облегчает размещение топлива и различных агрегатов, а возрастание площади крыла, обслуживаемой механизацией, заметно повышает ее эффективность.

Однако увеличение сужения имеет и отрицательные стороны. Главная из них - тенденция крыла с большим сужением к концевому срыву Потока при одновременном снижении эффективности элеронов. В связи о указанными обстоятельствами сужение прямых крыльев дозвуковых самолетов заполняется обычно небольшим и составляет величину η = 2…2, 5, что обеспечивает близкое к минимуму индуктивное сопротивление крыла и высокие значения С_{У max пос}.

Угол поперечного V крыла, как известно, служит средством обеспечения степени поперечной устойчивости самолета. Его величина и знак зависят глазным образом от схемы самолета, а для самолетов со стреловидными крыльями - еще и от угла стреловидности. Для прямых крыльев дозвуковых самолетов значения угла поперечного V лежат в диапазоне от + 5°…7° - для схемы низкоплана, до -1°… - 2° - для высокоплана. Стреловидность увеличивает поперечную устойчивость крыла и поэтому стреловидным крыльям следует придать отрицательное поперечное V. Однако компоновочные и другие требования (например, посадка с креном) могут обусловить положительное V стреловидного крыла. Это повлечет установку в системе управления автоматических демпферов рыскания и потребует некоторого увеличения площади вертикального оперения.

Выбираем следующие основные параметры крыла:

λ = 9, 75; η = 3, 43; C =0.14; χ _0.25 =7°.

Выбор схемы фюзеляжа

Аэродинамические и весовые характеристики фюзеляжа существенно зависят от его формы и размеров, которые определяются такими геометрическими параметрами, как форма поперечного сечения, удлинение λ _ф и диаметр фюзеляжа D_ф. Следует заметить, что удлинение и длина фюзеляжа уточняются при последующей компоновке самолета из условий обеспечения необходимых объемов для размещения экипажа, пассажиров и грузов, а также приемлемых плеч Lво и Lго горизонтального и вертикального оперения самолета. Удлинение фюзеляжа и его частей (носовой λ _нч и хвостовой λ _хч) выбираются из соображений аэродинамики и веса фюзеляжа.

При выборе Л_ф проектируемого самолета можно ориентироваться на следующие статистические данные современных самолетов.

При Мк < 0, 7:

λ _ф = 7…8 - пассажирские самолеты ММЛ и ВМС;

λ _ф = 8…9 - средние магистральные самолеты.

При Мк < 0, 9:

λ _ф = 9…10 - самолеты большой пассажировместимости;

λ _ф = 10…13 - дальние магистральные самолеты.

Окончательные их значения уточняются при выполнении компоновочного чертежа фюзеляжа.

Диаметр фюзеляжа пассажирских самолетов определяется в основном числом пассажирских кресел, размещаемых в одном поперечном ряду, и классом кабины, от которой зависит ширина кресел с подлокотниками, в также ширина и количество проходов.

Предварительную оценку диаметра фюзеляжа следует выполнять, опираясь на статистические данные, приведенные в табл. 4, 5, и параметры прототипов.

Выбираем следующие основные параметры фюзеляжа: для расчетов принимаем диаметр D_ф = 3, 66 м, λ _ф = 10, 35.

 

Компоновка самолёта

 

Процесс компоновки объединяет в себе следующие взаимосвязанных процессы: аэродинамическую, объемно-массовую и конструктивно-силовую компоновку, центровочный расчет. Выполнение каждого из этих условий направлено на получение высокой экономической эффективности самолета.

Аэродинамическая компоновка должна обеспечивать выполнение аэродинамических требований, которое сводится к решению задач по обеспечению:

большого диапазона скоростей V от взлетно-посадочных до V_max максимальных с минимальным временем перехода от одной к другой скорости на первоначальном и конечном режимах полета самолета;

максимального аэродинамического качества самолета в крейсерском полете с заданной скоростью. Это требование предусматривает обеспечение минимального сопротивления самолета и, в частности, минимальных потерь на балансировку;

при взлете и посадке возможно большей величины С_y самолета;

на всех режимах полета самолета нормируемых (требуемых) запасов устойчивости и управляемости;

на самолете наиболее благоприятных условий для работы силовой установки, определяемых оптимально возможными потерями на входе воздуха в двигатели и на выходе газов из выходных сопл двигателей;

безопасного выхода самолета на предельные режимы полета (например, большие скорости или большие углы атаки), не приводящие к флаттеру, бафтингу, штопору, глубоким срывам и другим крайне опасным явлениям.

⇐ Предыдущая123Следующая ⇒

Поделиться: