Критерии выбора общей схемы самолёта

Проектирование самолёта в нулевом приближении

Вар. 13

Выполнил: студент гр. А

Проверил:

ст. преподаватель Данов А. С.

Киев 2016

ОБЩИЙ ВИД САМОЛЁТА

Критерии выбора общей схемы самолёта

При проектировании нового самолёта возникает задача выбора его общей схемы. Это по существу является начальным этапом синтеза проекта самолёта. Формализовать принятые решения по этой проблеме в полной мере не представляется возможным. Однако в рамках уже реализованных или предлагаемых решений можно организовать формальный поиск наилучшего решения с точки зрения оценочного критерия и удовлетворения поставленным задачам ТТТ и ТЗ.

Под выбором общей схемы самолёта подразумевается не только выбор его аэродинамической схемы, хотя она и является определяющей в реализации принципа действия самолёта, но также схемы силовой установки, взлётно-посадочных устройств, размещения экипажа и целевой нагрузки и т.д.

Окончательный выбор общей схемы производим из ряда конкурирующих вариантов на основе оптимизации каждого из них и последующего всестороннего их анализа. В качестве оценочного критерия для самолёта принимаем его взлётную массу, а в качестве ограничений – лётно-технические характеристики, заданные ТТТ и ТЗ. При этом наилучшим вариантом общей схемы самолёта будет вариант с наименьшей взлётной массой при прочих равных условиях.

1.2. Сбор и обработка статистических данных. Разработка тактико-технических требований

При сборе статистических данных по заданному типу самолёта с источников информации были взяты следующие прототипы:

1) CL-610 RJ (Канада);

2) BAC-111 (Англия);

3) Fokker F-28 (ФРГ);

4) Fokker 614 (ФРГ-Нидерланды);

5) Каравелла3 (Франция);

6) BAC-111-222 (Англия).

Основным прототипом в качестве образца для проектируемого самолёта был выбран самолёт CL-610RJ. Анализ статистических данных дал возможность разработать ТТТ к проектируемому самолёту. Выбранные и заданные ТТТ и ТЗ занесены в

таблицу 1.1, где М_MAX – максимальное число М полёта; L – дальность полёта; n_ПАС – количество пассажиров; L_P – длина разбега при взлёте; Н_ПОТ – статический потолок;

V_КРЕЙС – скорость крейсерского полёта; Н_КРЕЙС – высота крейсерского полёта; V_Y – скороподъёмность; n_ЭК – число членов экипажа.

Статистические данные приведены на Рис. 1.1, Рис. 1.2, Рис. 1.3, Рис. 1.4, Рис. 1.5, Рис. 1.6. Собранные статистические данные занесены в таблицу 1.2, где V_МАХ – максимальная скорость полёта; Н_МАХ – высота полёта с максимальной скоростью; V_ПОС – посадочная скорость; V_ВЗЛ – взлётная скорость; L_РАЗБ – длина разбега при взлёте; L_ПРОБ – длина пробега при посадке; m₀ – взлётная масса самолёта; m_0МАХ – максимальная взлётная масса самолёта; m_ПОС – посадочная масса самолёта; m_ПУСТ – масса пустого самолёта; m_ОБ – масса оборудования; m_ГР.КОМ – масса коммерческой нагрузки; m_Т – масса топлива; m_К – масса конструкции; Р₀ – тяга двигателя; m_ДВ – масса двигателя; Ср – удельный стартовый часовой расход топлива; S – площадь крыла; l – размах крыла; – стреловидность крыла; - удлинение крыла; () - относительная толщина профиля крыла в бортовом (концевом) сечении; η – сужение крыла; L_Ф – длина фюзеляжа; D_Ф – диаметр фюзеляжа; λ_Ф – удлинение фюзеляжа; S_Ф – относительная площадь крыла занятая фюзеляжем; - относительная площадь элеронов; - относительная площадь горизонтального оперения; - вертикального оперения; р₀ – удельная нагрузка на крыло при взлёте; t₀ – стартовая тяговооружённость; γ_ДВ – удельный вес двигателя; К_{ГР.ПОЛЕЗН} – коэффициент полезной нагрузки; К_М – нагрузка на мидель.

Таблица 1.1. Тактико-технические требования и техническое задание

1.3 Разработка общего вида самолёта. Выбор и обоснование принятых компоновочных решений

По заданным тактико-техническим требованиям и техническому заданию самолёт относится к классу ближних магистральных самолётов с дальностью полёта 1500 км и рассчитан на перевозку 40 пассажиров на местах первого класса.

В качестве аэродинамической схемы выбираем «нормальную» балансировочную схему с хвостовым горизонтальным оперением. По расположению крыла относительно фюзеляжа выбираем схему-низкоплан. Достоинство низкорасположенного крыла заключается в возможности размещения в нём шасси и в обеспечении большей безопасности самолёта при аварийной посадке.

Принимаем количество двигателей установленных на самолёте равное двум. Размещение двигателей производим в хвостовой части фюзеляжа. Такое размещение позволяет обеспечить аэродинамически «чистое» крыло, максимально использовать размах крыла для размещения механизации, улучшить характеристики устойчивости самолёта, улучшить комфорт пассажиров за счёт уменьшения шума, повысить эксплуатационные характеристики силовой установки, создать лучшие условия аварийной посадки самолёта. По техническому заданию на самолёте установлены двухконтурные турбореактивные двигатели.

По форме крыла в плане для достижения больших значений критического числа М выбираем стреловидное крыло.

Вследствие компоновочных особенностей из-за расположения двигателей в хвостовой части фюзеляжа и необходимости выноса горизонтального оперения из зоны спутной струи, особенно за крылом, выбираем Т – образное оперение. Такое расположение усложняет конструкцию узлов крепления, требует усиления киля и следовательно дополнительных затрат массы. Однако при таком расположении ГО повышается эффективность ВО и увеличивается плечо ГО.

В качестве схемы шасси выбираем трёхопорное шасси с передней опорой. Что обеспечивает хорошую путевую устойчивость на разбеге и пробеге, эффективное использование тормозов колёс главных опор, плавный пробег при приземлении, почти горизонтальное положение продольной оси самолёта на стоянке.

По форме поперечного сечения фюзеляжа выбираем круглое сечение. Фюзеляж с круглой формой поперечного сечения имеет меньшую поверхность при заданном объёме по сравнению с другими сечениями, следовательно, меньшее сопротивление трения. Кроме того, круглое сечение является наиболее рациональным для фюзеляжей с герметичными отсеками, хотя с точки зрения размещения экипажа и пассажиров не считается наилучшим.

Не нашли, что искали? Воспользуйтесь поиском: