Компоновка и расчет параметров основных структурных единиц самолета
Курсовой проект - Транспорт, логистика
Другие курсовые по предмету Транспорт, логистика
?но 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 ? по 0,25 хорд, удлинение ?, сужение ?, 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 (Хс,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 СУmax. 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 Сymax и Kmax 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 м