И его основных параметров

2.1.Обоснование аэродинамической схемы самолёта.
Современный самолёт представляет собой сложную техническую систему, элементы которой, каждый в отдельности и все в совокупности, должны иметь максимальную надёжность. Самолёт в целом должен отвечать заданным требованиям и обладать высокой эффективностью при соответствующем техническом уровне.
Развитие пассажирской авиации активно началось после Второй Мировой войны. С тех пор схема самолётов этого класса, постепенно претерпевая изменения пришла к наиболее оптимальной на сегодняшний день. В большинстве случаев это самолет, выполненный по нормальной аэродинамической схеме, моноплан. Двигатели обычно расположены под крылом (ТВД), под крылом на пилонах или на крыле (ТРД). Хвостовое оперение выполнено скорее по Т-образной схеме, иногда по нормальной. Сечение фюзеляжа состоит из дуг окружностей. Шасси выполнено по схеме с носовым колесом, основные стойки часто многоколёсные и многоопорные, убирающиеся либо в удлинённые мотогондолы турбовинтовых двигателей (для самолётов весом примерно до 20 тонн), либо в наплывы на фюзеляжа.
Типичная компоновка фюзеляжа - кабина пилотов в носовой части, длинная пассажирская кабина.
Использование нормальной аэродинамической схемы для самолётов транспортной авиации обусловлено в первую очередь её достоинствами:
-Хорошая продольная и путевая устойчивость. Благодаря этому свойству нормальная схема сильно выигрывает у схем «утка» и «бесхвостка».

- С другой стороны данная схема обладает достаточной для неманевренного самолёта управляемостью. Вследствие наличия этих свойств у нормальной аэродинамической схемы, самолёт прост в управлении, что даёт возможность эксплуатации его лётчикам любой квалификации.

Тем не менее, нормальной схеме присущи следующие недостатки:
- Большие потери на балансировку, что при прочих равных условиях сильно снижает качество самолёта.
- Полезная массовая отдача у нормальной схемы ниже, поскольку масса конструкции у неё обычно больше (хотя бы потому, что у «бесхвостки» горизонтальное оперение отсутствует вовсе, а у «утки оно создаёт положительную подъёмную силу, работая как крыло и следовательно, разгружая крыло, что даёт возможность уменьшить площадь последнего).
- Влияние скоса потока за крылом на горизонтальное оперение хоть и не столь критично, как влияние ПГО у «утки» но, тем не менее, с этим приходится считаться, разнося крыло и горизонтальное оперение по высоте. Так же следует учесть тот факт, что самолетам, выполненным по схемам «утка» и «бесхвостка» при взлёте и посадке требуются большие углы атаки, что делает конструктивно практически невозможным использование стреловидных крыльев большого и среднего удлинения, так как применение таких крыльев и больших углов атаки связано с очень большой высотой шасси. Из-за этого в схемах «утка» и «бесхвостка» используются только крылья малого удлинения треугольной, готической, оживальной или серповидной формы в плане. Вследствие малого удлинения такие крылья имеют низкое аэродинамическое качество на дозвуковых режимах полёта. Эти соображения определяют целесообразность использования схем «утка» и «бесхвостка» на самолётах, у которых основным режимом полёта является полёт на сверхзвуковой скорости.
Сравнивая все достоинства и недостатки трёх аэродинамических схем, приходим к заключению о целесообразности использования на дозвуковом пассажирском самолёте классической аэродинамической схемы.
2.2.Расположение крыла относительно фюзеляжа.
Для пассажирских самолётов выбор схемы крыла относительно фюзеляжа связан в первую очередь с компоновочными соображениями. Потребность в свободных объёмах внутри фюзеляжа не позволяет использовать схему среднеплана, т. к. с одной стороны нельзя пропустить центроплан крыла сквозь фюзеляж, а с другой стороны использование крыла без центроплана, со стыковкой консолей к силовому кольцевому шпангоуту, невыгодно в весовом отношении.
В отличии от среднеплана схемы высокоплан и низкоплан не мешают созданию единой грузовой кабины. При выборе между ними предпочтение отдаётся высокопланной схеме, поскольку проектируемый самолёт будет использоваться на аэродромах разного класса, в том числе и на грунтовых ВПП, где отсутствуют подъездные трапы. Она позволяет максимально уменьшить высоту пола над уровнем земли, что значительно упрощает и облегчает посадку пассажиров и погрузку багажа через входную дверь-трап.
Схема высокоплан обладает следующими компоновочными и конструктивными недостатками:
-Шасси невозможно разместить на крыле, либо (на небольших самолётах) основные опоры шасси получаются громоздкими и тяжёлыми. В этом случае шасси размещается, как правило, на фюзеляже, нагружая его большими сосредоточенными силами.
-При аварийной посадке крыло (особенно если на нём установлены двигатели) стремится раздавить фюзеляж и находящуюся в нем пассажирскую кабину. Для устранения этой проблемы приходиться усиливать конструкцию фюзеляжа в районе крыла и значительно утяжелять его.
-При аварийной посадке на воду фюзеляж уходит под поверхность воды, затрудняя тем самым аварийную эвакуацию пассажиров и экипажа.
2.3. Схема оперения.
Для пассажирских самолётов конкурирующими являются две схемы оперения: нормальная и Т-образная.
Мощная спутная струя от воздушного винта неблагоприятно влияет на обычное низко расположенное горизонтальное хвостовое оперение и может ухудшить устойчивость самолета на некоторых режимах полета. Высоко расположенное горизонтальное оперение существенно повышает устойчивость самолета, так как оно выходит за пределы зоны влияния спутной струи. При этом эффективность киля также повышается. Обычный киль эквивалентной геометрии должен иметь площадь на 10% больше. Поскольку высоко расположенное горизонтальное оперение имеет большее горизонтальное плечо из-за скоса киля назад, для создания необходимого продольного момента требуется усилие на ручке, вдвое меньшее, чем при обычном горизонтальном оперении. Кроме того, Т-образное хвостовое оперение обеспечивает более высокий уровень комфорта для пассажиров, так как оно уменьшает вибрацию конструкции от воздействия спутной струи от воздушного винта. Вес обычного и Т-образного оперений примерно одинаков.
Применение Т-образного хвостового оперения увеличивает стоимость самолета менее чем на 5 % за счет увеличения затрат на разработку и производственную оснастку. Однако преимущества этого оперения оправдывают его использование.
Среди прочих достоинств Т-образного оперения являются:
- Горизонтальное оперение представляет собой «концевую шайбу» для вертикального оперения, что повышает эффективное удлинение киля. Это позволяет уменьшить площадь вертикального оперения и этим облегчить конструкцию.
- Горизонтальное оперение отводится от зоны воздействия на его конструкцию звуковых волн, которые могут создать опасность усталостного разрушения. Срок службы горизонтального оперения при этом увеличивается.

2.4. Выбор количества двигателей и их размещения.
Необходимое число двигателей для силовой установки самолёта зависит от ряда факторов, обусловленных как назначением самолёта, так и его основными параметрами и лётными характеристиками.
Основными критериями при выборе числа двигателей на самолёте являются:
- Самолёт должен обладать необходимой стартовой тяговооружённостью;
- Самолёт должен обладать достаточной надёжностью и экономичностью;
- Эффективная тяга силовой установки должна быть возможно большей;
- Относительная стоимость двигателей должна быть возможно меньшей;

При формальном подходе обеспечить нужную величину стартовой тяговооруженности проектируемого самолёта можно каким угодно числом двигателей (в зависимости от стартовой тяги одного двигателя). Поэтому при решении данного вопроса необходимо ещё и учитывать специфику назначения самолёта и требования, предъявляемые к его компоновке и силовой установке. Помощь при выборе числа двигателей может оказать изучение самолётов аналогичного класса уже использующихся на авиалиниях.
При развитии пассажирских самолётов местных авиалиний конструкторы пришли со временем к оптимальному количеству числа двигателей на самолётах данного класса - два двигателя. Отказ от использования одного двигателя объясняется тем, что появляются большие сложности с его компоновкой, а также один двигатель не удовлетворяет безопасности полётов. Использование трёх и более двигателей неоправданно утяжелит и усложнит конструкцию, следствием этого явится увеличение стоимости самолёта в целом и снижение его боеготовности.
При выборе места установки двигателей было рассмотрено несколько вариантов их размещения. В результате анализа выбор был остановлен на схеме крепления двигателей под крылом. Достоинствами этой схемы являются:
- Крыло разгружается в полёте двигателями, что позволяет уменьшить его массу на 10... 15%
- При такой схеме компоновки СУ увеличивается критическая скорость флаттера — двигатели являются противофлаттерными балансирами, сдвигая ЦМ сечений крыла вперед.
- Возможно надёжное изолирование крыла от двигателей при помощи противопожарных перегородок.
- Обдув механизации крыла струёй от винтов увеличивает её эффективность.
К недостаткам схемы можно отнести:
- Большие разворачивающие моменты при отказе в полёте одного двигателя.
- Далеко расположенные от земли двигатели тяжелее обслуживать.
На сегодняшний день на неманевренных дозвуковых самолётах нашли применение два типа двигателей — ТВД и ТРДД. Решающее значение при выборе типа двигателя имеет скорость крейсерского полёта. ТВД выгодно использовать на скоростях полёта, соответствующих М = 0,45...0,7.

Выбрав схему самолета, форму крыла, расположение крыла, двигателей, тип шасси, по статистическим данным определяем и заносим в таблицу 3 значения основных параметров крыла, фюзеляжа, оперения:

Таблица 3. Основные параметры самолета

λ	χ°	η					λф	Dф, м	Lф, м
11,7		2,6	0,18	0,3	30/50	0,08	7,6	2,7	20.4
		λго	λво	χ°го	χ°во	го	во	ηго	ηво
0,23	0,195					0,08	0,08	1,7	1,7

Где:

λ=l²/S – удлинение крыла (оперения);

χ° - угол стреловидности крыла (оперения);

η=b₀/b_k – сужение крыла (оперения);

=c/b – относительная толщина профиля;

= b_з/b₀ – относительная хорда закрылка;

δ_з – углы отклонения закрылка;

– относительная площадь элеронов (оперения).

3.Определение взлетной массы самолета.

Взлетную массу определяем по формуле:

,

где mo –взлетная масса самолета;

mгр -масса коммерческой нагрузки;

mэк -масса экипажа;

mк -относительная масса конструкции;

mс.у -относительная масса силовой установки;

mоб.упр.-относительная масса оборудования и управления;

mт -относительная масса топлива.

и определяем по формулам:

=120· n_пас=120·40=4800 кг;

=80· n_эк=80·2=160 кг.

Значение mT определяется из формулы:

; =0,188

Тогда кг.

Исходя из полученной взлетной массы определяем остальные массы:

m к = mк *mo = 0.29 * 16424= 4763 кг.

m с.у. = 0.11*16424 = 1806 кг;

m т = 0.188 *16424 =3088 кг;

m об. упр. = 0.11*16424 = 1806 кг;

=0,393; =0,357; =0,184; =0,066;

Тогда:

m кр. = mк· =4763·0.393 =1871,9 кг;

m ф = mк· = 4763 ·0,357=1700,4 кг;

m оп.= mк· =4763·0,066=314,4 кг;

m ш. = mк· =4763·0,184=876,4 кг.

Значения величин масс заносим в таблицу 4.

Характеристики двигателя:

Для определения массы двигателя определим его мощность:

N₀ = t₀ m₀ g, где t₀ тяговооруженность, которая определяется из статистических данных (t0=0, 198).

N₀ = 0,198·16424·9,8/10 =3186.9 Дан;

Тогда мощность, приходящаяся на один двигатель, при учете того, что их установлено два на самолете:

N₀₁ =3186.9/2=1584.5 Дан;

С учетом статистических данных было принято решение установить на самолете два турбовинтовых двигателя. Для обеспечения потребной тяги был подобран двигатель Walter М602.

Его характеристики:

Поиск по сайту: