Системы, узлы и агрегаты пассажирского самолёта
Дипломная работа - Транспорт, логистика
Другие дипломы по предмету Транспорт, логистика
?лумонокок. Продольный набор состоит из стрингеров со средним шагом 200 мм(шаг стрингеров по длине самолета меняется ). Поперечный набор состоит из 81 шпангоутов с шагом 500 мм. Усиленными являются шпангоуты: 1,5,6,9,11,13,21,22,28,36,41,42,64,66,69,71,75. Шпангоуты №1,5 предназначены для крепления фонаря, 16,13 - отсек носовой стойки шасси, 9,11,21,22,64,66 - крепление входных дверей, 28,36- передача сил и моментов с крыла самолета, 41,43 - отсек основной стойки шасси, 69,71,75 - креплении ВО и ГО. Для иллюминаторов, люков и аварийного выхода на крыло, которые нарушают целостность основных силовых элементов и ослабляют конструкцию, делаем отбортовку и для дверей устанавливаем специальные бимсы. Для восприятия сил с ВО кроме силового шпангоута ставим балку.
Рис.1.10.КСС фюзеляжа
Выбор констуктивно-силовой схемы оперения.
Силовые элементы оперения должны быть увязаны друг с другом силовыми элементами фюзеляжа. В конструкции ВО и ГО применим двухлонжеронные схемы. Выбранная схема имеет следующие преимущества: крутящий момент воспринимается замкнутым контуром, образованным стенками лонжеронов и обшивкой; изгибающий момент воспринимается двумя лонжеронами. Лонжероны крепим к шпангоутам №66 и №70 на специальной балке. Нервюры распологаем перпендикулярно переднему лонжерону. Шаг между нервюрами выбираем по тем же критериям, что и для крыла. На ВО нервюры распологаем с шагом 450мм. Аналогично распологаем нервюры и на ГО. Силовые нервюры имеют более мощные пояса, и их стенки подкреплены стойками. На ВО нервюры №4,11,15,19 служат для крепления РН. На ГО нервюры №5,9,13,116 служат креплением РВ. Стрингерный набор распологаем между лонжеронами. На ВО распологаем стрингеры со средним шагом 200мм, а на ГО - 180мм. Такой шаг намболее оптимален, так как более частое расположение стрингеров приведет к увеличению массы конструкции, что нежелательно. КСС оперения представлена на рис.1.12,1.13.
Рис.1.11. КСС ВО
Рис. 1.12. КСС ГО
Выбор конструктивно-силовой схемы шасси.
КСС шасси должна обеспечивать: наименьшую массу шасси, наименьший объем шасси убранном положении, простоту кинематической схемы механизмов выпуска и уборки. Шасси выполнено по классической для данного типа самолетов схеме: трехопорное с носовой стойкой (рис.1.14). Носовая стойка телескопическая ломающимся подкосом. Подкос разгружает стойку, уменьшает изгибающий момент и повышает жесткость. Колеса убираются против потока в фюзеляж. Стойка крепится к шпангоутам №6 и 13. Основная стойка аналогичной схемы, крепится к нервюре №6 крыла и к шпангоуту №44. Колеса убираются в фюзеляж.
Рис.1.13 Схема уборки-выпуска основной стойки шасси
.9 Выводы
В качестве выводов приведем краткое описание самолета.
Аэродинамическая схема - нормальная (классическая).
По конструктивным признакам - моноплан.
Схема расположения крыла относительно фюзеляжа по высоте - низкоплан.
Крыло стреловидное.
Механизация крыла содержит закрылки, предкрылки, интерцепторы и элероны, на которых находятся триммеры.
Схема оперения -нормальная.
Схема шасси - трехопорное с носовой опорой.
Тип опорного элемента колесный.
Схема убирания главных стоек шасси - колеса убираются в фюзеляж.
Схема фюзеляжа - нормальная.
Тип фюзеляжа - полумонокок.
Конструкция крыла - кессонное с 2-мя лонжеронами.
Тип силовой установки ТРДД. Два двигателя расположены на пилоне под крылом.
2. Расчет аэродинамических и летных характеристик самолета
.1 Расчет поляр и аэродинамического качества во взлетной, посадочной и крейсерской конфигурациях
Для определения лётных и аэродинамических характеристик ЛА схема ЛА, основные геометрические и массовые параметры, а также характеристики двигателя известны, а аэродинамические характеристики ЛА получены по програмным расчетам (см.приложение 1).
Построение приближенной взлетной и посадочной поляры.
При расчетах взлетных характеристик ЛА необходима его поляра, построенная с учетом выпуска шасси, механизации крыла. Будем считать, что выпуск шасси влияет только на величину сопротивления, увеличивая коэффициент лобового сопротивления на . Механизация крыла при взлете увеличивает на , а - на . Одновременно с выпуском механизации смещается в отрицательную сторону значения на , что приводит до увеличения на , причем достигается приблизительно на тех же углах , что и без механизации. Таким образом получаем смещения:
(2.1)
(2.2)
Определим влияние закрылков и предкрылков.
Закрылок однощелевой:
.
Предкрылок:
Определяем взлетную поляру: .
Влияние закрылка:
;
Табл.2.1
Суа 0,20,40,60,811,21,41,488Сха0,06098130,0671820,0775160,0919830,1105850,1333190,1601880,173319
; ; ;
Определяем посадочную поляру:
Влияние закрылка:
; ; ;
Табл.2.2
Суа 0,20,40,60,811,21,41,488Сха0,0832140,0894140,0997480,1142160,1328170,1555520,182420,195552
Строим зависимости и (рис.2.1).
Рис.2.1 Зависимости и .
Полетные поляры.
Для расчета летно-технических характеристик (ЛТХ) ЛА пользуються полетными полярами. Задаемся значениями высоты полета H (0,3,6,11 км). Для каждой скорости M (0.2, 0.4, 0.6, 0.8, 1.2) и высоты H, с учетом расчетной массы ЛА, находим необходимое значение и по формулам[15]
Полученные значения заносим в табл.2.3.
Табл.2.3
Н=0МqCyаCx0ACxаK0.22837.11.8049260.01620.05170.1846969.770.411348.40.4512310.01530.051630.0258521