Компоновка самолета

Размещено на http://www.allbest.ru/

Аэродинамическая компоновка

Задачей аэродинамической компоновки является определение формы, размеров и взаимного расположения частей самолета, омываемых воздушным потоком.

Габариты самолета

Шасси:

Шасси самолета трехопорное с носовой опорой, убирающееся. Носовая стойка телескопическая со спаренными колесами, убирается вперед фюзеляжа. Основные опоры убираются в обтекатели под фюзеляжем.

Колея, (м) - 4

База, (м) - 5,9

Площадь миделя обтекателей,

0,663х2=1,326

Угол опрокидывания, (град.) - 11

Угол выноса колес основных опор, (град.) - 14

Положение фокуса самолета:

где:

где: - “нормальная схема” c T - образным оперением.

- статический момент.

- неманёвренный самолёт c T - образным оперением.

где:

- удлинение крыла.

- сужение крыла.

- угол стреловидности по Ѕ хорд.

Объёмная компоновка и центровка самолёта

Определение диапазона потребных предельно задних и предельно передних центровок

где: - пассажирские и транспортные самолёты с двигателями на крыле.

где: - неманёвренные самолёты.

Определение эксплуатационных положений центра тяжести самолёта для случаев загрузки:

Координата центра тяжести:

Значение центровки (относительно носка САХ):

где: м - расстояние от начала координат (носка фюзеляжа) до носка САХ.

м - средняя аэродинамическая хорда.

а) Полностью загруженный самолёт (взлётный вес): 9,51 м.

б) Пустой снаряжённый самолёт (без целевой нагрузки и топлива): 9,21 м.

в) Предельно посадочный случай (целевая нагрузка на борту, топлива нет): 9,27 м.

г) Перегоночный случай (полный запас топлива, целевой нагрузки нет): 9,29 м.

Предельно-передняя центровка:

Предельно-задняя:

Диапазон центровок: 0,13

Конструктивно-силовая компоновка

Фюзеляж

Конструкция фюзеляжа - полумонокок, состоит из трех основных секций: носовой, средней и хвостовой.

Кабина экипажа, пассажирская кабина располагаются в герметизированной части фюзеляжа.

В передней части фюзеляжа расположены: по левому борту - аварийный выход размером 510х910 мм и по правому борту грузовой люк размером 960х1300 мм. Под крылом по правому борту фюзеляжа имеется аварийный выходы размером 510х910мм, так же оп правому борту в хвостовой части расположен аварийный выход размером 720х1380. Входная дверь располагается в хвостовой части фюзеляжа по левому борту, размером 760х1700.

Носовая часть фюзеляжа до шпангоута № 7 включает в себя:

- радиопрозрачный отклоняемый обтекатель антенны РЛС;

- переднюю гермоперегородку;

- отсек передней опоры шасси;

- фонарь кабины экипажа;

- пол кабины экипажа;

- перегородку по шп. № 7 с дверью в кабину экипажа.

В средней части фюзеляжа от перегородки по шп. № 7 до гермоперегородки по шп. № 31, располагается пассажирская кабина.

В зоне воздушных винтов конструкция фюзеляжа выполняется усиленной, с целью достижения допустимых уровней вибраций и шума. По обоим бортам нижней части фюзеляжа установлены обтекатели, которые закрывают узлы крепления стоек основных опор шасси, стойки и колёса в убранном положении. В правом обтекателе устанавливается ВСУ.

Хвостовая часть фюзеляжа с оперением является единой подсборкой, в которой килевые лонжероны объединены с силовыми шпангоутами крепления киля.

Фюзеляж будет выполнен в основном из алюминиевых сплавов, панели пола и зализ крыла с фюзеляжем - из композиционных материалов.

Конструкция фюзеляжа будет разработана с учетом панельной сборки и широкого применения прессовой клепки. Обшивка будет выполнена из алюминиевых сплавов с дополнительным усилением дублерами и рамками в зоне дверного, люковых и оконных проемов. Обшивка, дублеры и рамки образуют слоистую конструкцию и соединены между собой с применением склейки.

Поперечный набор состоит из силовых и типовых промежуточных шпангоутов. Стрингеры будут выполнены из листового материала. Стыки крыла с фюзеляжем закрываются зализами.

Крыло

Крыло состоит из центроплана и двух консолей. Стык центроплана с консолями - разъемный.

Крыло (центроплан) крепится к силовым шпангоутам фюзеляжа № 17 и № 19 при помощи соединительных узлов, установленных на лонжеронах центроплана и на шпангоутах фюзеляжа.

Стыки крыла с фюзеляжем закрыты зализами.

На крыле (центроплане), в районе нервюр № 7, 8 и 9, установлены гондолы двигателей.

Конструкция крыла - двухлонжеронной схемы, обычной клепаной конструкции из алюминиевых сплавов.

Верхние и нижние панели силового набора крыла выполнены из листов обшивки с приклепанными к ним прессованными стрингерами. Толщина обшивки от 1 до 4 мм. Отдельные панели обшивки будут выполняться из более толстых листов толщиной 6-10 мм путем химического травления и механической обработки для получения местных усилений в местах поперечных стыков, крепления гондол двигателей, опор закрылков, арматуры топливной системы и т.д.

Максимальные габариты листов обшивки: ширина 1,2 м, длина 9,3м. Стрингеры длиной до 10 м. На консолях крыла предусмотрены технологические стыки листов обшивки и стрингеров по размаху.

Лонжероны и нервюры крыла - обычной балочной конструкции. Нервюры - балочного и ферменного типов.

Для крепления гондол двигателей, механизации крыла, поверхностей управления и т.д. в конструкции крыла будут применяться кронштейны, узлы и фитинги,

В конструкции носовой и хвостовой частей крыла будут применяться сотовые конструкции с обшивкой из композиционных материалов.

Силовой кессон крыла от оси симметрии (нервюра № 0) до нервюры № 18 будет загерметизирован под топливный бак-отсек.

Для доступа внутрь кессона крыла и технологической сборки, на верхней поверхности крыла предусмотрены съемные панели.

Основные элементы крыла:

Закрылки - двухщелевые с фиксированным дефлектором.

На каждом полукрыле располагается по одному неразъемному закрылку, занимающему по размаху участок полукрыла от борта фюзеляжа до 71,3% полуразмаха.

По хорде закрылок состоит из основного звена, неподвижно закрепленного на нем дефлектора и занимает 35,4% хорды крыла.

Максимальный угол отклонения закрылков равен 40°.

Закрылки навешиваются на крыло с помощью кронштейнов крыльевых и закрылочных, расположенных ниже контура крыла и закрытых обтекателями.

Закрылки - сборной конструкции, будут изготовляться из композиционных материалов, сотовых заполнителей, силовые элементы и кронштейны навески - из алюминиевых сплавов.

Элероны занимают концевые части консолей крыла от 71,3% до 100% полуразмаха крыла.

Углы отклонения элеронов: вверх 25°, вниз 17°.

Элероны имеют осевую компенсации площадью 28% от площади элерона и роговую - массовую компенсацию.

Конструкция элеронов аналогична конструкции закрылков.

Тормозные щитки состоят из четырех секций по две секции на каждой половине крыла.

Конструкция тормозных щитков будет выполнена из композиционных материалов, узлы навески - из алюминиевых сплавов.

Угол отклонения тормозных щитков равен 35°.

Оперение самолёт компоновка габарит характеристика

Хвостовое оперение Т-образной схемы, состоит из стреловидного вертикального оперения и установленного в его верхней части прямого горизонтального оперения.

Горизонтальное оперение трапециевидной формы в плане, имеет стреловидность около 9° по линии 1/4 хорд, выполнено из модифицированных профилей типа NACA-009 (с отогнутым вверх носком) и относительной толщиной по всему размаху с = 10,4%.

Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора, балансировочной поверхности и руля высоты с роговой компенсацией.

Балансировочная поверхность предназначена для балансировки (триммирования) самолета по тангажу при установке руля высоты в положение, близкое к нейтральному, на установившихся режимах полета.

Руль высоты предназначен для выполнения маневра. Роговая компенсация на руле высоты выполняет функцию весовой балансировки руля.

Стабилизатор - двухлонжеронной схемы; состоит из носовой, межлонжеронной (кессонной) и хвостовой частей и законцовок. По размаху выполнен из двух неразъемных консолей (технологический стык по оси самолета).

Стабилизатор крепится к верхней части киля при помощи соединительных узлов.

По результатам испытаний возможна установка стабилизатора относительно оси самолета в диапазоне углов заклинения +1°.

Вертикальное оперение трапециевидной формы в плане, имеет стреловидность 35° по линии 1/4 хорд; выполнено из симметричных профилей типа NАСА-009 с относительной толщиной по всему размаху с = 11,8%.

Вертикальное оперение состоит из киля с законцовкой и гребнем, а также руля направления с роговой компенсацией и сервокомпенсатором. Роговая компенсация на руле направления выполняет функцию весовой балансировки руля.

Конструкция киля аналогична конструкции стабилизатора.

Стык киля с фозеляжем осуществляется непосредственно через пояса и стенки лонжеронов, которые крепятся к силовым шпангоутам.

Оперение представляет собой клепанную конструкцию из алюминиевых сплавов. Панели силового набора выполнены из листов обшивки с приклепанными к ним прессованными стрингерами. Толщина обшивки от 0,6 до 2 мм. Лонжероны и нервюры - балочной конструкции.

В носовой и хвостовой частях оперения будут применяться сотовые конструкции с обшивкой из композиционных материалов. Отдельные участки носков вертикального и горизонтального оперения выполнены из радиопрозрачных композиционных материалов.

Для доступа к местам соединений и элементам проводок управления рулей на боковой поверхности киля и нижней поверхности стабилизатора предусмотрены съемные лючки.

Шасси

Шасси самолёта 3-х стоечное с носовым колесом, убирающееся. Носовая стойка телескопическая со спаренными колёсами, убирается вперёд в фюзеляж. Основные опоры убираются в обтекатели под фюзеляжем.

Размещено на Allbest.ru