Задание: дополнив таблицу морфологических признаков (прил. 1), разработать конструктивную схему транспортного самолета 1 класса грузоподъемностью 100 тонн.
Решение задачи
Приведенный в приложении 1 банк возможных решений достаточен для выбора конструктивной схемы самолета. В соответствии с табл. 1 принимаем вариант легкого самолета местных авиалиний (по количеству пассажиров).
Выбранные решения в приложении 1 выделены с помощью затенения соответствующих полей.
Общее описание схемы самолета. Самолет выполнен по классической аэродинамической схеме и представляет собой четырехмоторный цельнометаллический высокоплан со стреловидным крылом и классиеским хвостовым оперением. Двигатели – двухконтурные турбореактивные с реверсом тяги и расположены на пилонах под крылом. В носовой и хвостовой части фюзеляжа имеются люки для погрузки и разгрузки груза, также самолет оснащен мостовым краном и рампой. Фюзеляж герметичен и состоит из двух палуб.
По заданию самолет предназначен для дальнемагистральных воздушных линий, и будет эксплуатироваться как с подготовленных, так и с грунтовых аэродромов. Принимаем высоту полета 10000 м, крейсерскую скорость 850 км/ч.
Фюзеляж. В качестве схемы фюзеляжа принят цельнометаллический стрингерно-балочный полумонокок. В целях рационального использования внутреннего пространства фюзеляжа форму поперечного сечения представляет из себя пересечение двух окружностей, что также обеспечивает технологичность изготовления. Для удобства погрузки-разгрузки фюзеляж имеет передний люк, с откидывающейся вверх носовой частью, и задний с двумя боковыми створками. Оба люка имеют рампы для обеспечения удобной и быстрой погрузки и разгрузки груза. Самолет имеет мостовой кран для облегчения погрузки тяжелых грузов. В передней и задней частях самолета слева и справа расположены двери.
Фюзеляж герметичен. Он имеет три палубы, две – для груза и одну (верхнюю) – для экипажа.
Головная часть в форме сферы из-за небольших скоростей полета, в ней на верхней палубе располагается кабина экипажа, далее следует двухпалубный грузовой отсек и корневая часть конической формы с отклонением вверх, на которой располагается хвостовое оперение и люк для погрузки-разгрузки.
Крыло. Крыло имеет стреловидную форму в плане и состоит из центроплана и двух консолей. Конструктивно-силовая схема крыла представляет собой моноблочную (кессонную) конструкцию, она позволяет уменьшить массу крыла, увеличить прочность и живучесть (в отличие от крыла лонжеронной схемы).
Компоновка и расчет параметров основных структурных единиц самолета
... самолет погружается в воду по крыло, что придает фюзеляжу дополнительную плавучесть и упрощает организацию работ, связанных с эвакуацией пассажиров. Важным преимуществом схемы низкоплан является наименьшая масса конструкции, ... посадку-высадку пассажиров. Необходимость сохранения более высокого положения фюзеляжа связана в самолетах схемы «низкоплан» с обеспечением условия некасания концом крыла при ...
Дополнительным преимуществом такой схемы является наличие большого свободного пространства внутри крыла, благодаря этому появляется возможность разместить в крыле топливные баки большего объема, чем в крыле лонжеронной конструкции.
Поперечная V-образность отсутствует. Для обеспечения высокой подъемной силы крыло имеет мощную механизацию: трехщелевые закрылки, интерцепторы, предкрылки. Также на элеронах установлены триммеры для выравнивания момента от возможного смещения центра давления относительно центра тяжести.
На концах крыла расположены законцовки Уиткомба, уменьшающие индукционное сопротивление самолета, что в свою очередь уменьшает расход топлива.
Хвостовое оперение. Хвостовое оперение однокилевое, горизонтальное оперение установлено на фюзеляже. Киль оборудован рулем направления с триммером, для компенсации сноса самолета с заданного курса при боковом ветре и при отказе одного из двигателей.
Горизонтальное оперение снабжено рулями высоты с триммерами для компенсации нерасчетного момента по углу тангажа, при нарушении расчетной продольной центровки самолета. Горизонтальное оперение расположено на киле выше основного крыла для вывода его из аэродинамического следа.
Шасси. Шасси выполнено по трехопорной схеме. Она позволяет улучшить обзор летчика при рулении и взлете, также при нахождении на земле, фюзеляж и пол кабины горизонтальны. Крепление колес – тележечное. Схема шасси – ферменно-балочная. Носовая четырёхколёсная стойка убирается в фюзеляжную нишу назад по потоку с поворотом на . Пять основных двухколёсных тележек убираются в фюзеляжные ниши с помощью гидроприводов.
Многоколесные шасси позволяют увеличить площадь контакта, тем самым уменьшая давление на грунт большой массы самолета. Также это дает возможность совершать взлет и посадку на грунтовые ВПП. Задние колёса основных опор — самоориентирующиеся для улучшения маневренности при движении по земле.
Силовая установка. Силовая установка состоит из расположенных в крыле топливных баков, системы подачи топлива, четырех турбореактивных двухконтурных двигателей с возможностью реверсирования тяги и ВСУ. Двигатели размещены на пилонах под крылом самолета, это позволяет разгрузить консоль крыла от изгибающего момента, и также играют роль противофлаттерных масс. При таком расположении обеспечивается удобный доступ к двигателям самолета для осуществления осмотра и небольшого ремонта. ВСУ обеспечивает самолет сжатым воздухом и электроэнергией, что позволяет использовать его на необорудованных аэродромах.
Топливная система самолета выполнена раздельной для каждого из четырех двигателей. Каждый двигатель питается топливом из расходного отсека своего бака. Расходные отсеки на протяжении всего полета заполнены топливом, что обеспечивает надежную подачу топлива в двигатели на всех режимах полета. Выработка топлива из консольных баков производится с задержкой для разгрузки крыла и увеличения критической скорости флаттера.
Контрольная работа: Общие сведения и основные данные самолета ...
... колесной сборки. Самолет Як-40 имеет трехопорное шасси с передней опорой, состоящее из одной передней опоры и двух основных. Основные стойки шасси усилены на крыле и убираются в корневой части крыльев по направлению ... при максимальной взлётной массе: 3000 м при нормальной взлетной массе: 2520 м Длина пробега: 900 м (при максимальной посадочной массе) Технические характеристики: Экипаж: 4-7 человек ...
Система управления. Управление элеронами, рулями высоты и направления осуществляется штурвалом с усилителями, управление двойное (со стороны командира экипажа и второго пилота) с проводкой смешанного типа.
Оценка возможности реализации выбранных решений.
Возможность реализации намеченного комплекса решений в проектируемом самолете проверяется с помощью уравнения существования самолета, которое увязывает все свойства разрабатываемого самолета.
Взлетная масса самолета является одним из основных критериев реальности предъявляемых к самолету требований, которые были назначены при его проектировании, их правильности и возможности достижения их при данном уровне развития науки и техники.
Масса самолета mо складывается из масс его основных частей: массы конструкции m ,в которую входят массы крыла, фюзеляжа, оперения, управления, шасси и др.; массы двигательной установки mд.у; массы топливной системы mт.с и массы нагрузки mн.
