Аэродинамическая компоновка

Целью аэродинамической компоновки является определение конфигурации самолёта, её описание и изображение на чертеже.

Аэродинамической компоновкой самолёта называется рациональный выбор внешних форм частей самолёта и их взаимного расположения, обеспечивающий получение необходимых аэродинамических характеристик.

По аэродинамической компоновке самолет представляет моноплан нормальной схемы с высокорасположенным крылом малой стреловидности, переставным стабилизатором, килем, трехопорным убирающимся в полете шасси и двумя ТРД, расположенными в мотогондолах по обеим сторонам фюзеляжа. Большое лобовое сопротивление компенсируется высоким значением подъемной силы. Передняя кромка крыла скругленная, дозвуковая. С целью предотвращения концевых срывов потока и получения больших углов атаки крыло имеет:

- Геометрическую крутку (-3º49ﺍ);

- Изменяющуюся по размаху кривизну профиля от 1,6% в корневом до 2,2% в концевых сечениях крыла;

- Специальный выступ («зуб»), расположенный приблизительно посередине консоли крыла;

Выступ на крыле создает вихрь, который выполняет роль воздушной перегородки, препятствующей перетеканию пограничного слоя вдоль размаха и его набухания на концах крыла, в результате чего срыв потока затягивается до больших углов атаки. При рассмотрении аэродинамических характеристик учитываются использование механизации крыла и положение переставного стабилизатора. Выделяют три конфигурации самолета:

- Взлетно-посадочную, угол отклонения предкрылков δпред =12º, внутренних секций закрылков δз=40º, внешних секций закрылков δз=35º, стабилизатора δст =8º.

- Маневренную, δпред=9º, внутренних и внешних секций закрылков δз=20º, δст=3º.

- Полетную δпред=0º, δз=0º(убраны), δст=0º.

Округлая форма фюзеляжа способствует плавному обтеканию его потоком. Уменьшение сечений центральной части фюзеляжа, постепенно сходящихся на конце, способствует уменьшению лобового сопротивления. Шасси самолёта трёхопорное с передней вспомогательной опорой. Основные стойки убираются в гондолы двигателя, управляемая носовая стойка в фюзеляж - назад. Система управления безбустерная обратимая.

В результате выбрана аэродинамическая схема самолёта, которая изображена на чертеже общего вида.

Определение геометрических характеристик самолета

С помощью площади крыла и относительных параметров определяются размеры основных частей планера (табл. 1.7).

Геометрические размеры

Таблица 1.7.

Поиск по сайту: