Определение плеча оперения и параметров шасси

Высота шасси определяется из условия обеспечения минимального зазора 200…250 мм между поверхностью ВПП и конструкцией самолета (фюзеляжем, крылом, двигателями, винтами, подфюзеляжными гребными и т.д.) при раздельном и одновременном обжатии пневматиков и амортизаторов, установленных на главных и носовой опорах. Этот зазор необходимо определить и при посадке самолета с креном, угол тангажа самолета равен при этом посадочному, а величина крена – 4⁰.

Примем высоту центра масс самолета: Н = 5 м.

Примем плечо ГО, L_г.о. = 3 · b_a = 3 · 9,17 = 27,5 м

Определим параметры шасси.

Для трехопорного шасси это:

- база шасси b, т.е. расстояние (вид сбоку) между осями главной и носовой опор;

- колея шасси В, т.е. расстояние (вид спереди) между плоскостями симметрии главных колес (или тележки);

- вынос главных колес е, т.е. расстояние (вид сбоку) между вертикалью, проходящей через центр масс самолета и осью главного колеса (или средней линией тележки);

- вынос переднего колеса а, т.е. расстояние (вид сбоку) между вертикалью, проходящей через центр масс самолета и осью переднего колеса;

- высота h, т.е. расстояние от узлов крепления до поверхности аэродрома при стояночном обжатии амортизаторов и пневматиков (масса взлетная);

- высота центра масс шасси самолета Н.

Производными от этих параметров будут:

- угол выноса колес главных опор g;

- угол опрокидывания j (угол касания хвостовой части фюзеляжа или его предохранительной опоры поверхности взлетно-посадочной полосы).

Величина выноса е обычно находится в следующих пределах:

е = (0,15…0,20)b_a

 

Принимаем е = 0,2 · b_a = 0,2 · 9,17 = 1,834 м

Угол выноса главных колес g должен быть больше угла касания хвостовой пяткой;

g = j + (1⁰ … 2⁰),

угол касания хвостовой пяткой j должен обеспечивать использование заданных посадочных углов атаки, поэтому

j = 2_пос.max - a₃ - y

 

где 2_пос.max – максимальный посадочный угол атаки;

a_з = (0…4)⁰ – угол заклинения крыла (относительно посадочной оси фюзеляжа);

y = (-2⁰)…(+2⁰) – стояночный угол, обычно y = 0.

Примем

a_з = 1⁰

y = 0

Тогда получим угол j = 15⁰, а g = 16⁰

 

База шасси b должна выбираться из условия обеспечения хороших эксплуатационных качеств самолета при маневрировании по аэродрому и зависит от длинны фюзеляжа:

b = (0,3…0,4)

примем b = 0,3 · = 0,3 · 42,8 = 12,84 (м)

Вынос передней опоры а выбирается таким образом, чтобы при стоянке самолета нагрузка на нее составляла 6…12% от массы самолета. Тогда

а = 0,88 · 8,49= 7,47 (м)

Для самолетов, имеющих большие полетные массы, колею следует делать больше ширины плит бетонного покрытия аэродромов, размер которых равен 7 м. Это приводит к снижению действующей на плиты нагрузки, так как на них в этом случае будет приходится только одно опора самолета.

Максимальный же размер колеи В следует ограничивать до 12 м, чтобы обеспечить возможность безопасного руления самолетов по дорожкам аэродромов, ширина которых 15 м. Минимальная колея шасси выбирается также из условия исключения опрокидывания самолета по движении по ВПП и зависит главным образом от высоты центра масс самолета, Н.

Учитывая это колея шасси должна быть

2Н £ В < 15 (м)

 

тогда 2(м) £ В < 15 (м)

Примем В = 5,0 (м), т.к. малая колея ухудшает маневренность самолета при рулении.

 

Построение общего вида самолета

Построение общего вида самолета выполняется в следующем порядке:

1) строится фюзеляж;

2) по известным геометрическим параметрам строится форма крыла в плане.

3) строится САХ ГО;

4) находится положение центра масс самолета на оси ОХ. Для этого откладывается лечо ГО L_г.о. от точки, удаленной на:

0,25 от носка САХ горизонтального оперения для дозвуковых самолетов

0,5 - от носка САХ для сверхзвуковых самолетов;

5) находится значение САХ по известным значениям х_а и z_a

6) находится положение носка САХ крыла по оси ОХ (Для этого от центра масс откладывается размер х_т);

7) строится горизонтальное и вертикальное оперение;

 

Заключение

 

В результате данной расчетно-графической работы был приближенно разработан и спроектирован общий вид транспортного самолета и определены его геометрические параметры.

По статистическим данным самолетов аналогов были определены тактико-технические требования проектируемого самолёта.

Исходя из полученных ТТТ были определены массовые характеристики самолета и его основные геометрические параметры.

По полученным результатам строим чертеж внешнего вида самолёта на формате А1.

 

Полученные результаты являются основой для дальнейшей более детальной разработки конструкции самолета.

 

 

Список использованной литературы

 

1. Клименко В.Н., Кобылянский А.А., Малашенко Л.А. Приближенное определение основных параметров самолета: Учеб. пособие. – Харьков: ХАИ, 1986. – 40 с.

2. Інженерні основи функціонування і загальна будова аерокосмічної техніки/ В.С. Кривцов, Я.С. Карпов, М.М. Федотов. – Підручник для вищих навчальних закладів. Ч.2. – Харків: ХАІ, 2002.- 723 с.

3. Характеристики газотурбинных двигателей / Учеб. пособие. А.А. Кобелянский, А.Г. Гребеников. Харьков, 1985.

4. Шульженко М.И. “Конструкция самолетов”, “Машиностроение”, Москва, 1971 г.

5. Г.И. Житомирский “Конструкция самолетов”, “Машиностроение”, Москва, 1991 г.