--PAGE_BREAK--
1.3. ПРОЕКТИРОВАНИЕ КРЫЛА
Определяем концевую хорду крыла:
м
Выбираем сужение крыла:
Определяем корневую хорду крыла:
Определяем среднюю аэродинамическую хорду крыла:
1.4. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ
Определяем площадь горизонтального оперения:
величина сред. а/д хорды крыла
м
коэффициент статического момента
м
м
2
Определяем размах оперения:
м
Определяем среднегеометрическую хорду оперения:
Выбираем сужение горизонтального оперения:
,
где — сужение горизонтального оперения.
Определяем корневую хорду оперения:
Определяем концевую хорду оперения:
,
1.5. ПЛОЩАДЬ РУЛЕЙ ВЫСОТЫ
Определяем площадь рулей высоты:
= 0,2…0,4– относительная площадь руля высоты
м
1.6. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ВЕРТИКАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ
Определяем площадь вертикального оперения:
— коэффициент статического момента
плечо ВО
Определяем размах оперения:
м
Определяем среднегеометрическую хорду оперения:
Выбираем сужение вертикального оперения:
где — сужение вертикального оперения.
Определяем корневую хорду оперения:
Определяем концевую хорду оперения:
1.7. ПЛОЩАДЬ РУЛЕЙ НАПРАВЛЕНИЯ
м2
– относительная площадь руля высоты
Определяем корневую и концевую хорды:
м
м
1.8. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ФЮЗЕЛЯЖА
длина фюзеляжа
удлинение фюзеляжа
lн.ч– удлинение носовой части фюзеляжа
lхв.ч – удлинение хвостовой части фюзеляжа
диаметр фюзеляжа
площадь наибольшего сечения
по статистике = 10
1. м
2. Определяем длину фюзеляжа:
м
3. Определим диаметр фюзеляжа
м
4. Определим длину носовой части фюзеляжа
м
5. Определим длину хвостовой части фюзеляжа
м
5. Определим длину средней части фюзеляжа
6. Определяем площадь миделевого сечения фюзеляжа:
.
продолжение
--PAGE_BREAK--
Фюзеляж является силовой базой – опорой для основных частей самолета, т.к. к нему крепятся и в силовом отношении на нем замыкается крыло, оперение, шасси силовые установки расположенные в фюзеляже. Кроме того в нем размещается экипаж, топливо, пассажиры, вооружение, двигатели, оборудование и грузы.
Так как фюзеляж является строительной базой самолета то главными внешними нагрузками будут силы передающиеся на него от прикрепленных частей самолета (крылья, шасси, оперение, силовые установки). Эти силы определяются из расчета данного агрегата при соответствующих отношениях эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Кроме того на фюзеляже действуют сосредоточенные массовые силы от масс грузов и агрегатов, расположенных внутри фюзеляжа, а так же распределенные массовые силы от массы собственной конструкции фюзеляжа. Для определения таких нагрузок необходимо знать ускорения либо перегрузки любой точки фюзеляжа. С этой целью производится динамическое уравновешивание всего самолета в целом.
На поверхности фюзеляжа возникают местные аэродинамические силы разряжения и давления. Аэродинамические нагрузки фюзеляжа при симметричном обтекании в основном являются самоуравновешенными в поперечном сечении и поэтому влияют только на местную прочность. Величины этих нагрузок определяется путем продувок или по рекомендации норм прочности. В отдельных местах воздушные нагрузки с учетом внутреннего давления могут достигнуть величины 105 Па.
Фюзеляж должен обеспечивать восприятие всех нагрузок передающихся на него от других частей самолета, во всех расчетных случаях, задаваемых нормами прочности.
Для расчета фюзеляжа на прочность необходимо знать распределение перерезывающих сил Qpy, Qpz, изгибающих моментов Мpz, Мpyи крутящего момента по его длине.
Имея значение этих силовых факторов можно провести подбор толщины обшивки и размеры поперечного сечения продольных элементов.
2.1.Определение внешних нагрузок фюзеляжа от оперения
Рассмотрим нагрузки, передающиеся на фюзеляж со стороны горизонтального и вертикального оперения.
На горизонтальное оперение могут действовать следующие нагрузки: а) уравновешивающая нагрузка, б) маневренная нагрузка, в) нагрузка от полёта в неспокойном воздухе, но для расчета фюзеляжа нам нужно знать только уравновешивающую и маневренную нагрузку для случая А’.
Для вертикального оперения принимаются следующие случаи нагружений: а) маневренная нагрузка, б) нагрузка от полёта в неспокойном воздухе, в) демпфирующая нагрузка, г) случай остановки двигателя по одной стороне.
Определение уравновешивающей нагрузки.
Уравновешивающая нагрузка определяется для расчетного случая A’ по формуле
где =-0,15 –коэффициент аэродинамического момента самолета без ГО
ba =1,24 м– среднеаэродинамическая хорда крыла
Lго=3 м– расстояние от центра масс до центра давления аэродинамических сил ГО
Определение маневренной нагрузки. Маневренная нагрузка ГО по нормам прочности рассматривается в двух случаях и может быть выражен через условную удельную нагрузку на крыло.
В первом из них для случаев A’, В и С маневренная нагрузка суммируется с уравновешивающей нагрузкой:
где k1= 0,265– коэффициент заданный Нормами прочности,
S– площадь крыла,
Sго– площадь горизонтального оперения.
2.2. Распределение массовых сил вдоль фюзеляжа
Относительную массу конструкции самолета =0,32. Она также может быть представлена в виде:
, где
– относительная масса крыла,
– относительная масса фюзеляжа,
– относительная масса оперения,
– относительная масса шасси.
Относительную массу крыла принимаем по статистике для легких пассажирских самолетов [1, с.131]: =0,11.
Относительную массу фюзеляжа определяем по формуле Шейнина для дозвуковых магистральных самолетов [1, с.136]:
Коэффициент положения двигателей k1принимаем по формуле:
k1=3,63-0,333 .dф=3,63-0,333 .0,96=3,31
Показатель степени i,учитывающий размеры фюзеляжа, принимаем равным 0,743(когда dф≤4м).
Коэффициент положения стойки главного шасси k2=0,01, коэффициент места уборки колес главного шасси k3=0,004, коэффициент транспортировки багажа k4=0. Тогда относительная масса фюзеляжа:
=2,95.6,7.0,962 .2857-0,743+0,01+0,004+0=0,06
Относительную массу оперения рассчитываем по формуле [1, с.141]:
Коэффициент скорости полета kvопределяем:
kv=0,643+1,02 .10-3.Vкрейс=0,643+1,02.10-3 .280=0,93
Коэффициент маневренности kм=1. Тогда относительная масса оперения:
Определяем абсолютные значения масс элементов конструкции самолета:
=0,11.2857=314 кг; Gкр=3140 Н,
=0,06.2857=171 кг; Gф=1710 Н,
=0,012. 2857=34 кг; Gоп=340 Н,
=0,01.2857=29 кг; Gш=290 Н.
Для построения эпюры массовых сил фюзеляжа рассматриваем фюзеляж как балку, опирающуюся на лонжероны крыла и нагруженную массовыми распределенными силами от конструкции фюзеляжа (qф) и распределенными массовыми силами от грузов, экипажа, пассажиров, расположенных в фюзеляже (qгр). Тогда суммарная распределенная нагрузка, действующая на фюзеляж, запишется в виде:
, где ,
Площадь боковой проекции фюзеляжа и груза, а также высоты фюзеляжа Hiопределяем, разбив фюзеляж на отдельные части.
Площадь боковой проекции фюзеляжа и груза, а также высоты фюзеляжа Hi определяем, разбив фюзеляж на отдельные части.
№ сеч.
Xi, м
Hi, м
Sбокi, м2
, Н/м
, Н/м
, Н/м
0
0
0
0,44
0
0
0
1
0,8
0,92
9469
12298
-21767
0,92
2
1,6
1,56
11308
24311
-35619
1,56
3п/л
2,4
2,175
15151
46547
-61698
0,72
4
2,8
2,175
18976
64710
-83686
0,76
5п/л
3,15
2,175
20801
87280
-108081
3,7
6
4,85
2,175
-101723
-35321
137044
3,7
7
6,55
2,175
-73582
-5739
79321
3,7
8п/л
8,25
2,02
-56802
-1319
58121
2,84
9п/л
9,75
1,56
-4320
0
40320
2,12
10
11,65
0,92
-19329
0
19329
1,16
11
13,56
0
0
0
0
Табл. 3.1.1. Построение эпюр массовых сил
21,62 м2
Определяем площадь боковой проекции, занимаемой оборудованием кабины экипажа:
м2
Определяем площадь боковой проекции, занимаемой туалетом:
м2
Определяем площадь боковой проекции, занимаемой салоном самолета:
м2
Определяем площадь боковой проекции, занимаемой багажом:
м2
Определяем вес оборудования и управления:
Gоб.упр.=mоб.упр.*g=300*10=6500 Н
Определяем вес багажа из условия m’баг = 20 кг/чел:
Gбаг= mбаг*g=40*10=400 Н
Определяем вес оборудования и управления в кабине экипажа:
Gоб.эк.=mоб.эк.*g=128*10=1280 Н
Определяем вес оборудования туалета:
Определяем вес салона:
Gсал= (mсиден.+mком.)*g=(10+600)*10=6100 Н
Тогда распределенные массовые силы по отсекам фюзеляжа:
Сечения 0 – 3л
Сечения 3п – 5л
Сечения 5п – 8л
Сечения 8п – 9л
Сечения 9л – 11
Распределение массовых сил вдоль фюзеляжа
Для построения эпюр перерезывающих сил необходимо определить положения центров масс самолета по оси Х [1, с.204]:
Для этого принимаем:
· центр масс оборудования и управления кабины экипажа:
Xоб.упр.эк. = 1,2 м
· центр масс туалета:
Xтуал. = 2,78 м
· центр масс салона самолета:
Xсал. = 5,7 м
· центр масс багажного отсека:
Xбаг. = 9 м
· центр масс передней опоры шасси:
Xп.ш. = 1,05 м
· центр масс задних опор шасси:
Xз.ш. = 5,7 м
· центр масс ГО:
XГО = 13,5 м
· центр масс ВО:
XВО = 13,13 м
· центр масс хвостового отсека фюзеляжа:
Xхв. = 11,66 м
Масса кабины экипажа с учетом экипажа (2 человека):
mкаб.эк. = mоб.эк + 2*100 = 128 + 200 = 328 кг.
Масса салона самолета с учетом интерьера, сидений, пассажиров:
mсал = mсиден. + mком. = 180 + 1200 = 1380 кг.
Массы передней и задних опор шасси принимаем:
mпер.ш. = 69 кг,
mзадн.ш. = 138 кг.
Тогда положение центра масс самолета определяется по формуле:
Определяем центровку самолета по формуле [1, с.204]:
продолжение
--PAGE_BREAK--