1.7 Определение геометрических параметров самолета.
Площадь крыла определяем из соотношения
,
где
g=9.8
м/с, Р0 – удельная нагрузка на крыло при
взлете, ( которую определяем по
статистическим данным, Р = 732
).
Размах крыла
=51.61м.
Корневую b0 и концевую bк хорды определяем исходя из значений
S=370.043
,
h=4,
=51.61м:
b0
=
=
м
;
bк
=
м.
Среднюю аэродинамическую хорду крыла (САХ) вычисляем по формуле:
bА
=
м;
координаты САХ по размаху крыла определяем соотношением :
м;
координаты носка САХ по оси ОХ:
=4.81м,
где c - угол стреловидности по передней кромке крыла.
Аналогично определяем параметры горизонтального и вертикального оперения:
Площадь горизонтального оперения(ГО):
Sг.о.=Sг.о
Sкр.=0.21
370.043=79,26
.
Длина ГО:
м
Корневая и концевая хорды:
b0
=
=
м
;
bк
=
м.
Средняя аэродинамическая хорда:
bА
=
м;
координаты САХ по размаху горизонтального оперения определяем соотношением :
м;
координаты носка САХ по оси ОХ:
м,
где c - угол стреловидности по передней.
Площадь вертикального оперения (ВО):
Sв.о.=Sв.о Sкр.=0.335 370.043=124 .
Длина ВО:
м
10м.
Корневая и концевая хорды:
b0
=
=
м
; bк
=
м.
Определяем размеры фюзеляжа:
=7.8
6.8=53.04м;
1.6
6.8= 10.88м;
2.5
6.8=17м.
1.8 Определяем параметры шасси
Базу шасси выбираем из условия хороших эксплуатационных качеств самолета. b=(0.3…0.4)Lф b=16,500м.
Вынос передней опоры и основных стоек определяем таким образом, чтобы при стоянке самолета нагрузка на нее составляла 6-12% от массы самолета. Тогда е = 1.150 м.
Высота
шасси определяется из условия обеспечения
минимального зазора 200-250 мм между
поверхностью ВПП и конструкцией самолета
при посадке с креном 4
.
В данном случае это условие выполняется,
так как у самолета с верхним расположением
крыла (при посадке с креном 16,47
) зазор между поверхностью ВПП и
конструкцией самолета составляет
величину больше 250мм. Колея B
должна предотвращать возможность
опрокидывания самолета при посадке с
креном и движении по аэродрому.
B= 7200м. Угол касания хвостовой части j должен обеспечить хорошие углы атаки j=11,30 . Так как главная опора состоит из пяти стоек, то действительный угол касания хвостовой части при взлете/посадке будет меньше.
Это происходит из-за того, что при увеличении угла атаки самолета результирующая реакция основной опоры смещается в сторону касающихся земли колес. Это затруднит взлет, зато это явление уменьшает возможность грубой посадки и при этом будет способствовать плавному нагружению стоек.
1.9 Расчет конструктивно-силовой схемы самолета
1.9.1 Расчет пояса условного лонжерона
Для приблизительного выбора конструктивно-силовой схемы крыла воспользуемся понятием условного лонжерона, ширина пояса которого составляет 60% хорды в расчетном сечении. Толщину пояса условного лонжерона определяем по формуле:
,
,
где
P0-
удельная нагрузка на крыло при взлете,(
P0=7320H/М
);
S-площадь
крыла М
,(S=370.043
М
);
ZA-
координата аэродинамической хорды от
продольной оси самолета по размаху
крыла м, ZA=10.32м;
mi-
масса груза, расположенного на крыле,
кг, mi=8000кг;
g-ускорение
свободного падения g=9.8м/с;
Zi-
координата центра масс груза, расположенного
на крыле, кг, Zi
=12.2м;
-коэффициент
расчетной перегрузки
=4;
Мкр- масса крыла, Мкр=19801кг; с- относительная
толщина профиля крыла, с=0.1; b0-
корневая хорда крыла ,м, b0=11.5м;
-разрушающее
напряжение пояса лонжерона (для
алюминиевого сплава Д16Т
=330МПа).
В результате расчета толщины пояса условного лонжерона получили величину больше чем 3мм. Значит обшивку крыла можно делать достаточно толстой с высокими критическими напряжениями.
Выбираем кессонную схему крыла, так как в массовом отношении так будет выгоднее , по сравнению с остальными схемами крыльев.