Вантажний середньо-магістральний літак підвищеної транспортної ефективності з можливістю експлуатації з ґрунтових ЗПС

- маса електро-, радіо-, приладного обладнання:

- маса електрообладнання:

- маса локаційного обладнання:

- маса навігаційного обладнання:

- маса обладнання радіозв'язку:

- маса паливної системи:

де mп - маса палива; kсх = 1 - коефіцієнт, що залежить від розташування двигунів відносно крила; А = 0,79;

- маса протипожежної системи:

де mсу - маса силової установки літака;

- маса системи протиобледеніння СУ:

- маса допоміжної силової установки:

Використовуючи результати розрахунку на ПЕОМ по програмі «Проект літака з ТГД» мас функціональних груп проектованого літака, і залежності наведені у цьому підрозділі складена відомість мас літака (табл. 1.3).

Таблиця 1.3

Відомість мас літака

№ п/п	Найменування елементу функціональної групи	Маса, кг	Відносна маса
1	2	3	4
Планер
1	Планер	37497,735	0,26307
2	Крило	13977,374	0,09806
3	Фюзеляж	14650,158	0,10278
4	Горизонтальне оперення	1412,562	0,00991
5	Вертикальне оперення	1416,838	0,00994
6	Носова опора	604,080	0,00424
7	Основні опори	5436,723	0,03814
Устаткування та управління
8	Устаткування та управління	18021,206	0,12643
9	Висотне обладнання	2579,956	0,01810
10	Обладнання кабіни	28,508	0,00020
11	Декоративна обшивка та ТЗІ	826,726	0,00580
12	Вантажне (швартувальне) обладнання	4247,662	0,02980
13	Система керування	712,695	0,00500
14	Гідросистема	2095,323	0,01470
15	Електроустаткування	4062,362	0,02850
16	Локаційне обладнання	527,394	0,00370
17	Навігаційне обладнання	798,218	0,00560
18	Обладнання радіозв'язку	399,109	0,00280
19	Приладове обладнання	926,504	0,00650
20	Інше устаткування	816,749	0,00573
21	Додаткове оснащення	260,846	0,00183
Силова установка
22	Силова установка	23802,588	0,16699
23	Паливна система	798,218	0,00560
24	Протипожежна система	2850,780	0,02000
25	Система протиобледеніння	712,695	0,00500
26	Допоміжна силова установка (ДСУ)	1268,597	0,00890
27	Оснащення двигунів	11403,120	0,08000
28	Силові вузли та гондоли двигунів	6769,177	0,04749
29	Порожній літак	79582,375	0,55832
Спорядження
30	Спорядження	1063,341	0,00746
31	Екіпаж	170	0,001192656
32	Супроводжуючі	85	0,000596328
33	Документація та інструменти	120	0,000841875
34	Вода, хімічні рідини	100	0,000701562
35	Масла та робочі рідини	420	0,002946562
36	Аварійно-рятувальне устаткування	168,341	0,001181017
37	Порожній споряджений літак	80645,715	0,56578
Паливо
38	Паливо	26892,833	0,18867
39	Паливо, що витрачається	23156,886	0,16246
40	Аеронавігаційний запас	3735,947	0,02621
Комерційне навантаження
41	Платне навантаження	35000,452	0,24555
42	Пасажири	0	0
43	Багаж пасажирів	0	0
44	Пошта та вантажі різного роду	0	0
45	Корисне навантаження	61893,285	0,43422
46	Злітна маса літака	142539	1

1.5 Компоновка літака

1.5.1 Оцінка відносної маси палива

1.5.1.1 Розрахунок питомої витрати палива

Геометричні характеристики крила визначаються виходячи із значень величин злітної маси і питомого навантаження на крило, визначених на підставі розрахунків на ПЕОМ по програмі «Проект літака з ТГД». [2, 5, 7, 9]

Площа крила проектованого літака:



Розмах крила:

Коренева хорда крила:

Кінцева хорда крила:

Бортова хорда крила:

Максимальна товщина профілю в кореневому перерізі крила:

Максимальна товщина профілю в кінцевому перерізі крила:

Крило проектованого літака виконане по кесонній силовій схемі з двома лонжеронами, складається з рознімних частин: центральної частини (центроплана) крила, середньої частини крила (СЧК) та знімної частини крила (ЗЧК).

Відносна координата розташування і-го лонжерона крила по хорді:

де хi - відстань по хорді від носка крила до і-го лонжерона; bi - хорда і-го перерізу крила.

Абсолютне значення відстані по хорді і-го перерізу від носка крила до і-го лонжерона розраховується по наступній формулі:

де - відносна координата розташування і-го лонжерона крила по хорді, що обирається з усталених значень, які використовуються у авіабудівництві, а також враховуючи дані літаків-прототипів.

Обрані наступні значення відносних координат розташування 1-го (переднього) та 2-го (заднього) лонжеронів крила по хорді відповідно:

Абсолютні координати переднього та заднього лонжеронів у кореневому перерізі крила:

Абсолютні координати переднього та заднього лонжеронів у кінцевому перерізі крила:

Розташування та значення середньої аеродинамічної хорди крила проектованого літака визначається графічним способом (див. рис. 1.3).

Отримане значення САХ:

Координати носка САХ визначаються графічним методом (див. рис. 1.3):

1.5.1.2 Геометричні характеристики елеронів

Визначення геометричних характеристик елеронів проводиться на підставі знайдених характеристик крила. При цьому використовуються усталені та найбільш вживані залежності, що застосовуються у сучасному авіабудівництві. [5]

Розмах елерона:

Хорда елерона в і-му перерізі:



Площа елерона:

Отримані значення розмаху та хорд елерона відносно невеликі, тому для забезпечення необхідної поперечної керованості літака застосовуються інтерцептори, що дублюють роботу елерона. За рахунок встановлення інтерцепторів вдалося забезпечити добру поперечну керованість при мінімальних геометричних параметрах елеронів, що дає можливість збільшити площу крила, яка обслуговується механізацією, а значить і покращити злітно-посадочні характеристики проектованого літака.

Елерони відхиляються за допомогою приводів, що живляться від гідравлічної системи літака. Кожен елерон обслуговується двома гідравлічними приводами достатньої потужності, тому використання аеродинамічної осьової компенсації недоцільне.

Значення кутів граничного відхилення елеронів обирається з міркувань забезпечення необхідної поперечної керованості проектованого літака і з врахуванням статистичних даних літаків-прототипів.

Кути граничного відхилення елеронів:

1.5.1.3 Компоновка та визначення геометричних параметрів механізації крила

Основною умовою при компоновці механізації є забезпечення необхідної несучої здатності крила, тобто коефіцієнтів підйомної сили, що заздалегідь визначені шляхом розрахунків на ПЕОМ по програмі «Проект літака з ТГД», що наведені у додатку В. Також, механізація повинна задовольняти прийняті раніше умови, а саме обраний ступінь механізації крила та його профіль. [2, 5, 7, 9]

Уточнення виду механізації крила та її геометричних параметрів проводиться на підставі наступної умови:

Максимальне значення коефіцієнта підйомної сили в посадочній конфігурації крила (відповідає критичному куту атаки) для конкретної компоновки механізації розраховується наступним чином:

де S1 - площа крила зайнята фюзеляжем, м2; S2 - площа крила, що обслуговується механізацією, м2; S3 - площа крила, що обслуговується елеронами, м2; Сy1 - коефіцієнт підйомної сили частини крила, зайнятої фюзеляжем; Сy2 - коефіцієнт підйомної сили частини крила, що обслуговується механізацією; Сy3 - коефіцієнт підйомної сили частини крила, що обслуговується елеронами.

Значення відповідних площ S1 , S2 , S3 визначаються зі схеми крила зображеній на рис. 1.4.

Коефіцієнти підйомної сили на ділянках крила, що обслуговуються механізацією наближено визначаються по наступній формулі:

де Сy max вих. пр - коефіцієнт підйомної сили вихідного профілю крила; - відносний приріст коефіцієнта підйомної сили за рахунок випуску механізації крила.

Заздалегідь прийнятий ступінь механізації крила (Z=1,276) забезпечується встановленням на кожній консольній частині крила наступних елементів механізації та системи керування літаком:

- по одному відхиляємому носку;

- по три секції керованих щілинних передкрилків;

- по дві секції двохщілинних висувних дволанкових закрилків;

- по три секції інтерцепторів;

- по одній секції елеронів.

Відносна хорда закрилків:

Відносна хорда передкрилків та відхиляємого носку:

Елементи механізації крила виконані по лонжеронній конструктивно-силовій схемі.

Довжина дільниці крила, що обслуговується закрилками:

де lзак = 1,035 м - розмах закінцівки крила, м.

Довжина ділянки крила, що обслуговується передкрилками та відхиляємими носками:

де nдв - кількість двигунів; lп - довжина ділянки крила, що виділяється для кріплення пілону двигуна, м.

Довжина ділянки крила, що займають інтерцептори:

1.5.2 Компоновка та розрахунок основних параметрів оперення

Для забезпечення необхідної та достатньої повздовжньої статичної стійкості літака, його центр мас повинен знаходитись попереду фокуса крила (фокус - умовна точка на САХ, до якої прикладається сумарне зосереджене навантаження від аеродинамічних сил, наприклад, зосереджена сила від зміни кута атаки), при чому відносна відстань між ними визначає ступінь повздовжньої стійкості літака, що математично виглядає наступним чином:

де - коефіцієнт моменту Мz (момент на пікірування або кабрирування); і - відносні координати ЦМ і фокуса відповідно. [2, 5, 7, 9]

Якщо , то літак має нейтральну повздовжню статичну стійкість.

Якщо - літак не стійкий у повздовжньому каналі.

Геометричні параметри горизонтального та вертикального оперень визначаються з урахуванням параметрів літаків-прототипів.

Площі горизонтального та вертикального оперень відповідно:

Площі рулів висоти та напрямку відповідно:

Рулі висоти та напрямку мають осьову аеродинамічну компенсацію. Площі аеродинамічної компенсації рулів висоти та напрямку відповідно:

Розмах горизонтального оперення і висота вертикально оперення відповідно:

Звуження горизонтального та вертикально оперень відповідно:

Подовження горизонтального оперення:

Подовження вертикального оперення:



Кінцеві хорди горизонтального та вертикального оперень відповідно:

Кореневі хорди горизонтального та вертикального оперень відповідно:

Середні аеродинамічні хорди (САХ) горизонтального та вертикального оперень визначаються графічним методом (див. рис. 1.5).

Знайдені величини САХ горизонтального та вертикального оперень відповідно:

Відносна товщина профілю горизонтального та вертикального оперень відповідно:

Стріловидність горизонтального та вертикального оперень по лінії ј хорд приймається з урахуванням необхідності забезпечення потрібної керованості літаком при можливій появі хвильової кризи на крилі, тому їх значення приймаються дещо більшими за стріловидність крила, оскільки збільшення стріловидності відтягує момент появи хвильової кризи на більші швидкості польоту.

Стріловидність горизонтального та вертикального оперень по лінії ј хорд відповідно:

1.5.3 Компоновка фюзеляжу

1.5.3.1 Геометричні та конструктивні параметри фюзеляжу

Основні геометричні параметри фюзеляжу визначені у пункті 1.1.5. Для фюзеляжу проектованого літака обрані наступні подовження:

- сума подовжень фюзеляжу ф ? 7,27;

- подовження носової частини фюзеляжу нос ? 1,2;

- подовження хвостової частини фюзеляжу хв ? 3,47;

- діаметр фюзеляжу Dф = 5,6 м;

- довжина фюзеляжу lф = 40,712 м;

- довжина носової частини фюзеляжу lнос = 6,72 м;

- довжина хвостової частини фюзеляжу lхв = 19,432 м.

Фюзеляж проектованого літака представляє собою цільнометалевий напівмонокок, що складається з повздовжнього (стрингери та балки), поперечного (шпангоути з кроком 500 мм) силових наборів та працюючої обшивки. [2, 5, 7, 9]

В фюзеляжі розміщені кабіна екіпажу та вантажна кабіна. Фюзеляж представляє собою герметичну кабіну.

Передня частина фюзеляжу починається радіопрозорим обтікачем радіолокаційного обладнання. У хвостовій частині фюзеляжу розміщений вантажний люк, який зачиняється рухомою рампою, герметичним щитком та створами. Під підлогою вантажної кабіни розташовані ніші для розміщення основних опор шасі, які зачиняються створами. Вздовж бортів фюзеляжу кріпляться обтічники основних опор шасі, призначення яких - аеродинамічно приховати основні опори для зменшення лобового опору літака.

1.5.3.2 Кабіна екіпажа

Кабіна екіпажа знаходиться у передній частині фюзеляжу над нішою основної опори шасі. В кабіні розміщені крісла екіпажа: командира ПС - зліва, другого пілота - з права. Компоновочна схема кабіни: пілоти - поруч, бортінженер - у центрального пульта. Екіпажу забезпечений гарний огляд позабортового простору. Встановлені мініатюрні штурвали. Основна маса органів керування і засобів відображення інформації розміщена на центральному і верхньому пультах, у центральній частині приладової дошки, тобто в зоні, що дає можливість забезпечити взаємодопомогу та взаємний контроль дій. [2, 5, 9, 15]

Крісла екіпажа забезпечують зручне положення пілотам при роботі і відпочинку в умовах польоту, а також безпеку у випадку аварійної посадки.

Крісла переміщаються по напрямних рейках. На крісла пілотів встановлені механізми примусового відкочування. При відкочуванні крісел у крайнє положення, вони зміщуються до борту. Крісла фіксуються в крайніх і проміжних положеннях.

Крісло бортінженера може знаходитись як у центрального пульта, так і у пульта передпольотної підготовки.

Крісла екіпажа обладнані електромеханізмами регулювання по висоті.

Лицювальні панелі в кабіні екіпажа закривають конструктивні елементи каркаса.

Інтер'єр кабіни екіпажа, архітектура і колірне рішення відповідаютьсучасним вимогам технічної естетики.

Для зберігання на борту літака посуду, буфетного інвентарю і продуктів харчування служать контейнери КБУ-10М.

Туалет виконаний у виді окремого приміщення і розміщений у технічному відсіку по правому борту.

1.5.3.3 Вантажна кабіна

Вантажний відсік літака займає більшу частину об'єму фюзеляжу і призначений для перевезення різноманітних вантажів. Літак забезпечує перевезення вантажів різних типів:

- самохідних і несамохідних машин на колісному і гусеничному шасі;

- дрібних вантажів у спеціальних ємностях, що не менші ніж 0,3Ч0,3Ч0,3 м;

- вантажів в авіаційних контейнерах типу 2G1C, 2F1C (УАК-5), УАК-2,5, 2М1С, 2А2С (LD-7), 2L3C (LD-5), або пакетованих на піддонах типу 2G1P, 2M1P (ПА-6,8), 2F1P (ПА-5,6), 2А1Р (ПА-4,5), 2В1Р (ПА-3,6), напівпіддонах типу 1Д1Р, а також у великогабаритних контейнерах за ДСТУ 18477-79;

- вантажі великих повздовжніх розмірів (труби, рейки та ін.) у відповідній тарі. [2, 5, 9, 15]

Літак має можливість перевозити на рампі вантажі масою до 5000 кг.

Для захисту екіпажа і супроводжуючих вантажу від його зсуву при аварійній посадці передбачено встановлення бар'єрних пристроїв.

Рольгангове устаткування забезпечує переміщення та закріплення вантажів у контейнерах і на піддонах у вантажній кабіні літака.

Завантаження, вивантаження і закріплення вантажів здійснюються транспортним устаткуванням вантажної кабіни.

Склад транспортного устаткування:

- верхнє завантажувальне устаткування;

- нижнє завантажувальне устаткування;

- швартувальне устаткування;

- рольгангове устаткування.

Верхнє завантажувальне устаткування складається з чотирьох тельферів, кожен вантажопідйомністю 3000 кг.

Нижнє завантажувальне устаткування складається з:

- двох лебідок тягою по 14,7 кН (1500 кгс) кожна;

- поліспастної системи;

- захисних настилів на підлогу і рампу.

Верхнє і нижнє завантажувальне устаткування в польоті не функціонує і розглядається як вантаж, закріплений у кабіні. Міцність закріплення в кабіні розрахована на всі польотні і посадкові випадки навантаження, включаючи аварійну посадку.

Швартувальне устаткування забезпечує кріплення вантажів у вантажній кабіні і складається з наступних елементів:

- швартувальних вузлів;

- швартувальних ланцюгових пристроїв;

- швартувальних сіток;

- швартувальних ременів;

- лямок, хомутів.

Склад рольгангового устаткування:

- роликові доріжки;

- замкові балки;

- бічні напрямляючі;

- торцеві замки.

Якщо вантаж транспортується у вантажній кабіні разом із супроводжуючим авіаспеціалістом, то вантажний відсік розглядається як відсік класу «В», в іншому випадку - як відсік класу «Е».

1.5.3.4 Люки та двері

У передній частині вантажної кабіни, на лівому та правому бортах встановлені дві бічні двері. Для входу в літак і виходу з нього використовуються ліві двері з бортовим трапом, що прибирається вручну і встановлюється на борту усередині фюзеляжу. Двері відкриваються назовні в напрямку польоту як вручну, так і дистанційно. [2, 5, 9, 15]

У хвостовій частині фюзеляжу встановлений вантажний люк, що закривається рухомою рампою, гермощитком і створами. Рампа виконує функцію трапа для завантаження різноманітних вантажів.

Крім аварійних люків, для аварійного покидання літака також використовуються кватирки ліхтаря, біля яких встановлені відповідні рятувальні засоби.

В районі вхідних дверей розміщений надувний трап і рятувальний пліт у зоні переднього лівого зализу крила.

У вантажній кабіні розташовані два нижніх і чотири верхніх бічних люки, що відкриваються вручну назовні.

Вікна (ілюмінатори), що встановлені на бічних дверях, усіх бічних люках і на обох бортах фюзеляжу, забезпечують добре освітлення денним світлом і огляд з вантажної кабіни.

Бічні двері і вантажний люк мають електрогідравлічні системи керування. На літаку встановлена електронна система індикації (ЕСІ), що відслідковує положення бічних дверей і вантажного люка, а також сигналізація, що попереджує пілотів про незакрите положення кожної із зовнішніх дверей і люків літака.

У конструкції всіх зовнішніх бічних дверей і люків, вантажного люка передбачені засоби для запобігання самовільного відкриття в польоті, а також фіксації дверей і люків у випадку аварійного приземлення чи приводнення літака.

1.5.4 Компоновка шасі

Схемам шасі проектованого літака, що була визначена у попередніх розділах - трьохопорне шасі з носовою опорою. Для компоновки шасі необхідно визначити відповідні параметри, що розраховуються по наступним залежностям.

Виніс основних опор шасі:

База шасі:

Виніс носової опори шасі:

Оскільки проектований літак - високоплан, на значення величини колії шасі накладається обмеження викликане кріпленням основних опор шасі до фюзеляжу. Значення величини колії шасі збільшене за рахунок виносу у сторони кронштейнів кріплення стійок основних опор, що покращує стійкість літака при переміщені по ЗПС. Прийняте наступне значення величини колії шасі:

При виборі коліс (типу пневматиків і тиску в них) необхідно керуватися, в першу чергу, призначенням проектованого літака (передбаченими умовами експлуатації і типом покриття ЗПС). Для забезпечення можливості експлуатації проектованого літака з ґрунтових ЗПС і покращення його проходимості, необхідно мінімізувати значення питомого навантаження на колеса шасі. Основні способи зменшення питомого навантаження на колеса шасі - встановлення більшої кількості коліс, при умові мінімізації відносної маси шасі, та зниження тиску у пневматиках для покращення проходимості. [2, 5, 7, 9]

Навантаження на колесо основної опори шасі:

де n = 6 - кількість основних або носових опор шасі; z = 2 - кількість коліс на одній основній або носовій опорі шасі.

Навантаження на колесо носової опори шасі:

де kд = 1,5 - коефіцієнт динамічності.

Підбір пневматиків коліс проводиться при умові виконання наступних нерівностей:

Для основних та носової опор шасі проектованого літака обрані гальмівні колеса з арочними пневматиками, які дають можливість задовольнити вимогу, щодо експлуатації літака з ґрунтових ЗПС. Основні параметри підібраних авіаційних коліс наведені в табл. 1.4.

Таблиця 1.4

Характеристики пневматиків коліс

Опора шасі	Тип пневматика	Розміри колеса, мм	Максимальне стояночне навантаження , Н	Тиск в пневматику Ч105 Па	Посадочна швидкість , км/год	Злітна швидкість , км/год
Носова	Арочний	1450Ч520А	127000	5	210	260
Основна	Арочний	1450Ч520А	127000	5	210	260

Максимальне стояночне навантаження підібраного колеса носової опори перевищує розрахункове значення більш ніж на 5%, тому стає можливим понизити тиск у пневматику колеса, що підвищить проходимість літака і нормалізує його спільну роботу з рідино-газовим амортизатором.

Кореговане значення тиску у пневматику колеса основної опори шасі розраховується наступним чином:

Кореговане значення тиску у пневматику колеса носової опори шасі розраховується наступним чином:

Шасі літака повинно бути спроектованим таким чином, щоб виконувалися наступні умови:

- кут перекидання на хвіст:

- кут виносу основних опор шасі:

- кут між площиною симетрії літака і основною опорою шасі відносно центра мас літака:

- кут перевалювання на носову опору при приземленні літака:

Усі перелічені вище умови до компонування шасі виконуються (див. креслення НАУ 08 16 00.00.00 ВЗ).

1.6 Центровка літака

1.6.1 Визначення центра мас спорядженого крила

Під масою спорядженого крила розуміють сукупність мас його конструкції, розміщеного в крилі обладнання, двигунів, мотогондол, пілонів і палива, розрахованого на політ з максимальним комерційним (платним) навантаженням на максимальну дальність. Завданням даного підрозділу є визначення центра мас спорядженого крила, для чого необхідно попередньо визначити центри мас характерних об'єктів крила - конструкція крила, його системи, робочі рідини та мастила, а також основні та носова опори шасі у випущеному положенні. [2, 5, 7, 9]

Початок координат, відносно якого визначаються центри мас, знаходиться у точці початку проекції САХ крила на площину XOY (див. рис. 1.7), при чому вісь X', що належить площині XOY і направлена проти польоту літака, паралельна будівельній вісі літака, яка теж належить площині XOY. Вісь X' утроє разом з проекцією САХ крила на площину XOY кут установки крила (3°).

Повздовжні координати центрів мас характерних об'єктів крила:

- координата центра мас конструкції крила:

- координата центра мас паливної системи знаходиться в центрі мас конструкції крила:

- координата центра мас управління літаком (30% від усієї маси управління:

- координата центра мас електрообладнання крила:

- координата центра мас протиобліднювальної системи крила (70% від усієї маси протиобліднювальної системи):

- координата центра мас гідросистеми крила (70% від усієї маси гідросистеми):

Координати центра мас пілонів, двигунів, гондол і палива у баках визначаються графічно по центровочному кресленню крила (див. рис. 1.7);

Повздовжні координати основних та носової опори шасі, тобто відстані відносно центра мас літака визначені у пункті 1.5.4 даного розділу, а їх координати відносно носка САХ крила визначаються з врахуванням координати центра мас літака, що приймається попередньо: С = 0,34bСАХ.

Координати центрів мас палива у кожному баку знаходяться:

- по хорді крила - на середині кесону;

- по розмаху крила - на відстані z від внутрішньої, відносно площини симетрії літака, стінки бака:

де lб - довжина стінки паливного бака по розмаху лонжерона, м.

Відносна маса палива, яке можливо розмістити у фюзеляжі (центроплані крила):

де - повна відносна маса палива; - відносна маса палива, яке можливо розмістити в крилі.

Відносна маса палива, яке можливо розмістити в крилі:

де в = 220+15зкр - коефіцієнт, що залежить від звуження крила зкр ; лкр - подовження крила; p0 - навантаження на крило при зльоті; - середня відносна товщина крила; m0 - злітна маса літака.

В даному випадку усе паливо, що витрачається на політ із визначеними параметрами розміщене у баках-кесонах консолей крила. Місткість усіх паливних баків (разом з центропланним) дозволяє вмістити 37500 кг палива (с = 775 кг/м3).

Координати центра мас спорядженого крила визначається по наступним формулам:

Результати виконаних розрахунків по визначенню координат центрів мас окремих вантажів, агрегатів і крила в цілому, зведені у ценровочну відомість мас спорядженого крила (табл. 1.5). Центровка по Y необов'язкова.

Таблиця 1.5

Центровочна відомість мас спорядженого крила

№ п/п	Найменування об'єктів	Маса mi, кг	Координата центра мас , м	Момент маси , кг·м
1	2	3	4	5
1	Крило (конструкція)	13977,374	3,416	47739,7
2	Паливна система	798,218	3,416	2726,3
3	Силова установка	21735,772	-0,02	-434,7
4	Мастила та робочі рідини	240	0,605	145,2
5	Управління літаком (30%)	213,809	4,706	1006,1
6	Електрообладнання 30%	1218,709	0,759	925
7	Протиобліднювальна система (70%)	1264,178	0,759	959,5
8	Гідросистема (70%)	1466,726	4,706	6902,1
	Споряджене крило без палива та шасі	40914,787	1,466	59969,3
9	Передня опора - «Випущено»	604,08	-10,288	-6215
10	Основна опора - «Випущено»	5436,723	4,099	22283
Закінчення табл. 1.5
11	Паливо (з аеронавігаційним запасом)	26892,833	3,714	99881,2
11.1	Паливо в баках №1,2	10000	2,692	26920
11.2	Паливо в баках №3,4	10000	3,818	38180
11.3	Паливо в баках №5,6	6892,833	5,046	34781,2
	Разом	73848,423	2,382	175918,5

6.1.2 Визначення центра мас спорядженого фюзеляжу

Під масою спорядженого фюзеляжу розуміють сукупність мас його конструкції, обладнання та управління розміщеного у фюзеляжі, спорядження та комерційного навантаження. [2, 5, 7, 9]

Початок координат знаходиться у точці проекції передньої крайньої точки фюзеляжу на будівельну горизонталь (вісь) літака.

Координати центрів мас характерних об'єктів фюзеляжу визначаються по схемі фюзеляжу зображеній на рис. 1.8 - «Центровочне креслення фюзеляжу».

Координати центра мас спорядженого фюзеляжу визначаються по наступним формулам:

Результати виконаних розрахунків по визначенню координат центрів мас окремих вантажів, агрегатів і фюзеляжу в цілому, зведені у ценровочну відомість мас спорядженого фюзеляжу (табл. 1.6). Центровка по Y необов'язкова.

Таблиця 1.6

Центровочна відомість мас спорядженого фюзеляжу

№ п/п	Найменування об'єктів	Маса mi, кг	Координата центра мас , м	Момент маси , кг·м
1	2	3	4	5
1	Фюзеляж	14650,158	19,6	287143,1
2	Горизонтальне оперення	1412,562	36,3	51276
3	Вертикальне оперення	1416,838	36,1	51147,8
4	Локатор	52,739	1,6	84,4
5	Радіолокаційне обладнання	474,655	2,9	1376,5
6	Приладне обладнання	926,504	2,6	2408,9
7	Аеронавігаційне обладнання	798,218	2,2	1756,1
8	Обладнання радіозв'язку	399,109	3,8	1516,6
9	Управління літаком 70%	498,887	24,52	12232,7
10	Електрообладнання 70%	2843,653	17,5	49763,9
11	Гідро-газові системи 30%	628,597	18,8	11817,6
12	Мастила і робочі рідини	180	18,8	3384
13	Висотне обладнання	773,987	13,5	10448,8
14	Протиобліднювальна система 30%	541,791	35,9	19450,3
15	Нетипове обладнання	807,595	5,7	4603,3
16	Вантажне обладнання	4247,662	17,84	75778,3
17	Обладнання кабін літака	28,508	17,84	508,6
18	Допоміжна силова установка	1268,597	13,5	17126,1
19	Теплозвукоізоляція	578,708	19,6	11342,7
20	Декоративна обшивка	248,018	20,2	5010
21	Туалет	70	6,4	448
22	Вода, хімічні рідини	100	6,4	640
23	Бортовий інструмент та документація	120	6,5	780
24	Крісла екіпажу	120	3,8	456
25	Крісла супроводжуючих	30	5,7	171
26	Кисневе обладнання	50	4,1	205
27	Аварійно-рятувальне обладнання	168,341	9,5	1599,2
	Споряджений фюзеляж без комерційно-го навантаження і льотного складу	33435,126	18,617	622474,9
28	Супроводжуючі	85	5,8	493
29	Екіпаж	170	3,9	663
30	Вантажі	35000,452	17,78	622308
	Разом	68690,578	18,138	1245938,9

1.6.3 Визначення центра мас спорядженого літака

Завданням даного пункту є визначення положення крила літака відносно його фюзеляжу, тобто необхідно знайти відстань між носком фюзеляжу і носком САХ крила. Центр мас літака визначається відносно САХ крила, тобто відносно її носка. Центр мас спорядженого літака визначається відносно повздовжньої вісі літака (вісь Х). Центровка літака по висоті (по вісі Y) необов'язкова. [2, 5, 7, 9]

Центр мас спорядженого літака визначається відносно початку координат, що знаходиться у точці проекції носка (передньої крайньої точки) фюзеляжу на будівельну горизонталь (вісь) літака.

Для визначення центра мас спорядженого літака необхідно скласти рівняння рівноваги моментів відносно крайньої передньої точки (носка) фюзеляжу:

де mсп.ф, mсп.кр - маси спорядженого фюзеляжу та спорядженого крила відповідно, кг; m0 - максимальна злітна маса літака, кг; Xф - координата центра мас спорядженого фюзеляжу відносно проекції носка фюзеляжу на будівельну горизонталь фюзеляжу, м; - координата центра мас спорядженого крила відносно носка проекції САХ на площину XOY, м; ХА - координата носка САХ крила відносно носка фюзеляжу, м; С - відстань від носка САХ до центра мас спорядженого літака, м.

Для літаків-високопланів значення С лежить у межах (0,28…0,34)bСАХ . Для проектованого літака прийняте наступне значення відстані між носком САХ крила і центром мас спорядженого літака:

С = 0,34 bСАХ = 0,34·7,590 = 2,5806 м,

тоді

Повздовжня координата центра мас спорядженого літака:

1.6.4 Розрахунок варіантів центровки

Кінцева компоновка літака і визначення центровки літака - єдиний нерозривний процес. Для забезпечення бажаного степеню статичної повздовжньої стійкості і керованості літака його центр тяжіння повинен знаходитися у визначеному діапазоні значень по довжині САХ крила. [2, 5, 7, 9]

У процесі експлуатації літака положення його центра тяжіння може змінюватися: у даному конкретному польоті - по мірі витрати палива, а також за рахунок різних варіантів завантаження літака. Задня допустима центровка при цьому повинна бути гранично така, щоб забезпечувався мінімально необхідний запас статичної стійкості літака, що визначається характером його призначення.

Гранично допустима передня центровка літака визначається ефективністю його органів повздовжнього керування (балансування). Чим більша ефективність органів повздовжнього керування, тим ширше буде допустимий діапазон центровок літака.

Після компоновки крила та фюзеляжу літака необхідно виконати розрахунок його допустимих центровок, тобто відносних положень центра мас літака від носка САХ крила (відносних координат), виражених у відсотках:

Варіанти центровок і їх допустимий діапазон визначається з урахуванням наступних умов:

- сума мас спорядженого фюзеляжу і спорядженого крила повинна дорівнювати злітній масі літака:

- плече горизонтального оперення (відстань між центром мас літака і центром тиску ГО) повинно перевищувати потроєну довжину САХ крила:

В результаті проведених розрахунків складаються звідна центровочна відомість (табл. 1.7) та перелік варіантів центровки проектованого літака (табл. 1.8).

Таблиця 1.7

Звідна центровочна відомість

№ п/п	Найменування об'єктів	Маса mi, кг	Координата центра мас , м	Момент маси , кг·м
1	2	3	4	5
1	Споряджене крило (без палива і шасі)	40914,787	16,810	687785,4
2	Носова опора шасі - «ВИПУЩЕНО»	604,08	5,056	3054,3
3	Основні опори шасі - «ВИПУЩЕНО»	5436,723	19,443	105706,6
4	Паливо:	26892,833	19,059	512537,8
	- що витрачається:	бак №1,2	10000	18,037	180364,8
		бак №3,4	10000	19,163	191624,8
		бак №5,6	3156,886	20,391	64370,4
	- аеронавігаційний запас	3735,947	20,391	76177,8
5	Споряджений фюзеляж (без льотного складу та комерційного навантаження)	33435,126	18,617	622474,9
6	Супроводжуючі	85	5,8	493
7	Вантажі	35000,452	17,78	622308
8	Екіпаж	170	3,9	663
9	Носова опора шасі - «ПРИБРАНО»	604,08	3,576	2160,2
10	Основні опори шасі - «ПРИБРАНО»	5436,723	19,443	105706,6

Таблиця 1.8

Варіанти центровки літака

№ п/п	Найменування об'єктів	Маса mi, кг	Координата центра мас , м	Момент маси , кг·м	Центровка , %
1	2	3	4	5	6
1	Злітна маса (шасі випущено)	142539	17,925	2555023	34
2	Злітна маса (шасі прибрано)	142539	17,919	2554129	33,917
3	Посадочний варіант (шасі випущено)	119382,114	17,747	2118663	31,653
4	Перегоночний варіант (шасі прибрано, без комерційного навантаження)	107538,549	17,964	1931821	34,513
5	Стоянковий варіант (без комерційного навантаження, палива, екіпажа, шасі випущено)	80390,715	17,652	1419021,2	30,396

Діапазон гранично допустимих центровок проектованого літака:

1.7 Технічний опис конструкції літака

1.7.1 Аеродинамічна компоновка літака

Літак (рис. 1.9) являє собою високоплан із крилом помірної стріловидності (14° по лінії ј хорд), з герметичним фюзеляжем, палубним хвостовим оперенням і шасі трьохопорної схеми. [15]



Рис. 1.9. Схема технологічного членування планера літака:

1 - передній обтічник; 2 - носовий відсік фюзеляжу (Ф-1); 3 - середній відсік фюзеляжу (Ф-2); 4 - хвостовий відсік фюзеляжу (Ф-3); 5 - центральна частина крила (ЦЧК); 6 - середня частина крила (СЧК); 7 - знімна частина крила (ЗЧК); 8 - передкрилки; 9 - інтерцептори; 10 - закрилки; 11 - елерони; 12 - стабілізатор; 13 - рулі висоти; 14 - кіль; 15 - рулі напрямку; 16 - передній зализ крила; 17 - задній зализ крила; 18 - обтічник шасі; 19 - мотогондола; 20 - шасі

Крило середнього подовження (l = 9,5) має критичний профіль П-208 і складається з прямокутного центроплану і двох стріловидних консолей трапецевидної форми в плані.

На передній крайці крила встановлені носок, що відхиляється (від борту фюзеляжу до гондоли внутрішнього двигуна) і щілинний висувний передкрилок. На задній крайці встановлені елерони. Механізація задньої крайки крила складається з двохщілинних висувних дволанкових закрилків і трьох секцій інтерцепторів на кожнім напівкрилі.

Фіксоване горизонтальне оперення встановлене на фюзеляжі. Кермо висоти - дволанкове з осьовою аеродинамічною компенсацією.

Вертикальне оперення складається з кіля і дволанкового трьохсекцiйного руля напрямку.

Шасі прибираємого типу складається з однієї стійки передньої опори і двох трьохстiйкових основних опор. Усі стійки шасі прибираються у ніші, розташовані в нижній частині фюзеляжу.

Чотири маршові турбогвинтовентиляторні двигуни типу Д-27 з гвинтовентиляторами СВ-27 (СГ-27) встановлені на крилі. Гвинтовентилятор - багатолопатевий дворядний гвинт із протилежним напрямком обертання лопатей.

1.7.2 Конструкція планера

1.7.2.1 Фюзеляж

Фюзеляж літака (рис. 1.10) являє собою суцільнометалевий напівмонокок з подовжнім набором зі стрингерів і балок, поперечним набором зі шпангоутів і працюючою обшивкою з посиленням в зонах вирізів під люки, двері, ліхтар та устаткування літака. [15]

Рис. 1.10. Фюзеляж літака

Поперечний переріз мiдельної частини фюзеляжу - коло.

Фюзеляж умовно розділений по довжині на носовий, середній і хвостовий відсіки (частини).

У носовому відсіку фюзеляжу міститься носовий обтічник, а в хвостовій частині - закінцівка з хвостовим обтічником.

У носовому відсіку фюзеляжу між шпангоутами №2-13 розташована кабіна екіпажа, що відділена перегородкою від вантажної кабіни. У передній частині кабіни екіпажа розташований ліхтар із кватирками, у верхній частині розміщується аварійний люк. Вхід у кабіну екіпажа здійснюється з вантажної кабіни по сходам через люк у підлозі кабіни екіпажа. Під підлогою кабіни екіпажа розташований технічний відсік, у якому міститься ніша передньої опори шасі, що закривається створами, і шахта з нижнім аварійним люком, що відкривається назовні.

Скло ліхтаря кабіни екіпажа забезпечує достатній огляд пілотам у польоті. Лобові стекла і їхнє кріплення витримують нормований удар птаха.

У середньому і частково у носовому та у хвостовому відсіках фюзеляжу між шпангоутами №12 і 57 розташована вантажна кабіна, у якій міститься вантажна підлога між шпангоутами № 12 і 50, що складається із силового настилу із шістьма рядами рейок з пазом і ряд гнізд під швартовочні вузли. У настилі підлоги розташовані два люки для доступу в підпільний простір. Поріг вантажної підлоги з вузлами навіски рампи вантажного люка розташований по шпангоуту №50.

У середньому відсіку фюзеляжу розташований центральний силовий відсік, що включає зону стикування центроплана крила з фюзеляжем по силових шпангоутах №29-35, і нішу основних опор шасі між шпангоутами № 32-41. На низах силових шпангоутів кріпляться вузли навішення стійок шасі, а на лівому борті міститься відсік кріплення турбоагрегату допоміжної силової установки.

У передній частині вантажної кабіни, на лівому та правому бортах встановлені дві бічні двері. Для входу в літак і виходу з нього використовуються ліві двері з бортовим трапом, що прибирається вручну і встановлюється на борту усередині фюзеляжу. Двері відкриваються назовні в напрямку польоту як вручну, так і дистанційно.

У вантажній кабіні розташовані два нижніх і чотири верхніх бічних люки, що відкриваються вручну назовні.

Вікна (ілюмінатори), що встановлені на бічних дверях, усіх бічних люках і на обох бортах фюзеляжу, забезпечують добре освітлення денним світлом і огляд з вантажної кабіни.

На стелі вздовж кабіни встановлені дві рейки для електротельферів.

У хвостовому відсіку фюзеляжу розташований вантажний люк, що складається із рампи з чотирма трапами, герметичних створів і двох гермощитків, що обмежують гермозону фюзеляжу, середньої, хвостової та двох бічних створів.

По силовим шпангоутам №64-70 виконане з'єднання кіля з фюзеляжем, а по шпангоутам №70, 72, 74 - консолей стабілізатора.

У зоні з'єднання фюзеляжу і крила розташований зализ з експлуатаційними люками і знімними панелями для доступу до устаткування.

На обох бортах фюзеляжу розташовані обтічники основних опор шасі, що мають створи в зоні ніші основних опор шасі і люки для обслуговування агрегатів і обладнання систем літака, а також створу відсіку ДСУ.

Бічні двері і вантажний люк мають електрогідравлічні системи керування. На літаку встановлена електронна система індикації (ЕСІ), що відслідковує положення бічних дверей і вантажного люка, а також сигналізація, що попереджує пілотів про незакрите положення кожної із зовнішніх дверей і люків літака.

У конструкції всіх зовнішніх бічних дверей і люків, вантажного люка передбачені засоби для запобігання самовільного відкриття в польоті, а також заклинювання дверей і люків у випадку аварійного приземлення чи приводнення літака.

На фюзеляжі передбачені вентиляція і дренаж усіх відсіків.

Між шпангоутами №2 і 57, включно з кабіною екіпажа, технічним відсіком і вантажною кабіною разом з агрегатами герметизації вантажного люка, фюзеляж виконаний герметичним із забезпеченням максимального перепаду робочого тиску повітря 55 кПа (0,55 кгс/см2). На фюзеляжі встановлені засоби захисту конструкції від пожежі в зоні ДСУ і передбачене посилення конструкції в зонах обертання повітряних гвинтовентиляторів.

1.7.2.2 Крило

Крило літака (рис. 1.11) складається з центроплана, лівої і правої консольних частин. [15]



Рис. 1.11. Схема технологічного членування крила

Центроплан (ЦЧК) включає:

- несучий кесон;

- вузли з'єднання з фюзеляжем;

- вузли з'єднання з консолями.

До складу кожної консольної частини (КЧК) входять:

- середня частина крила (СЧК);

- знімна частина крила (ЗЧК);

- незнімний носовий відсік;

- незнімний хвостовий відсік;

- закінцівка крила;

- вузли з'єднання з центропланом і вузли навіски керованих поверхонь.

На кожній консольній частині крила встановлені:

- по одному відхиляємому носку;

- по три секції керованих передкрилків;

- по дві секції двохщільових висувних закрилків;

- по три секції інтерцепторів;

- по одній секції елеронів.

Кесон крила - двохлонжеронної конструкції, виконаний з високоміцного алюмінієвого сплаву.

Головні з'єднувальні вузли крила включають:

- фітинги з'єднання з фюзеляжем;

- вузли з'єднання центроплана з СЧК;

- кронштейни навіски мотогондол;

- вузли з'єднання СЧК з ЗЧК;

- вузли навіски закрилків;

- вузли навіски передкрилків;

- вузли навіски відхиляємих носків;

- вузли навіски інтерцепторів;

- вузли навіски елеронів;

- кронштейни навіски закінцівок.

До складу конструкції центроплана входять:

- верхні і нижні панелі (чотири та п'ять панелей відповідно);

- передній і задній лонжерони;

- нервюри балочної конструкції;

- фітинги з'єднання з фюзеляжем;

- вузли з'єднання з СЧК.

Доступ усередину кесона здійснюється через люки-лази у верхніх панелях. Для забезпечення доступу в усі відсіки центроплана в нервюрі №3 виконаний люк-лаз.

Кесон центроплана являє собою вбудованим паливний бак. З'єднання елементів конструкції відповідає умові герметичності. Система ущільнювальних кришок оглядових люків-лазів виконана легко замінною і не вимагає додаткового застосування герметика.

До складу середньої частини крила входять:

- силові кесони;

- незнімні носові відсіки;

- незнімні хвостові відсіки.

Силовий кесон включає:

- передній і задній лонжерони;

- чотири верхніх і п'ять нижніх панелей монолітної конструкції;

- типові, силові і герметичні нервюри балочної конструкції;

- кронштейни навіски силових установок;

- вузли навіски керованих поверхонь;

- вузли з'єднання з центропланом і ЗЧК.

Силовий кесон СЧК утворює вбудований паливний бак. Кріплення, що з'єднує компоненти конструкції, забезпечує герметичність. Доступ усередину кесона СЧК здійснюється через люки-лази нижньої панелі. Для обслуговування агрегатів паливної системи на нижніх панелях баків-кесонів виконані люки-лази і звичайні технічні люки.

До складу кожної знімної частини крила входять:

- несучий силовий кесон;

- незнімний носовий відсік;

- незнімний хвостовий відсік;

- знімна закінцівка.

Силовий кесон включає:

- передній і задній лонжерони;

- три верхні і три нижні панелі монолітної конструкції;

- типові, силові і герметичні нервюри;

- вузли навіски передкрилків;

- вузли навіски елеронів;

- кронштейни навіски закінцівки.

Доступ у кесон здійснюється через люки-лази середньої панелі на нижній поверхні крила. Для обслуговування агрегатів паливної системи на середній нижній панелі також містяться люки-лази і люки.

Силовий кесон між нервюрами №27-36 утворить сухий відсік.

Закінцівка крила виконана збірною із застосуванням полімерних композиційних матеріалів (ПКМ). Закінцівка має чотири фітинги кріплення до ЗЧК. Проміжок між ЗЧК і закінцівкою закритий стрічкою з листового матеріалу. Скляний обтічник БАНВ виконаний легкозні...