Главная Проектирование самолета 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 [ 22 ] 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52 53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100 101 в формуле (6.17) AMS- l,2moWi{o,22(fee.y- 1)[1 +0,ll(fec.y- 1)] + VT[i + i/(ri +1)] -0,ll(fee.y-l) Изгибающий момент фюзеляжа в месте расположения перед- 3,07 (6.18) него лонжерона крыла (6.19) Коэффициенты /i, /2, /з в формулах (6.17) ... (6.19) имеют следующие значения: Д = 0,49 - 1,37-10- т, h = 1,33 Ю nto + + 2,8; если двигатели на фюзеляже, то /3 = 0,15 - 0,3-10~ Шо; если двигатели на крыле, то /з = 0. Коэффициент key имеет такие значения: ..у = 1,6, если двигатели на фюзеляже и ...у = 1,0, если двигатели на крыле. При проектировании сверхзвуковых пассажирских самолетов относительную массу фюзеляжа можно определить по формуле тф = 0,00212Яф + -J- (бсРфЯф -f 5 + 400М + 500) + 0,0125. (6.20) Здесь ёф в м; /По в кг; М - расчетное число М полета. Относительная масса фюзеляжа легких самолетов для народного хозяйства, спортивных и т. п. (сухопутных) (/n < < 7-10 кг) тф = 1,14йдв (1 + 0,4pL6) 4(6.21) где = 1,0, если двигатели не соединены с фюзеляжем и = = 1,14 ,если двигатели установлены на фюзеляже; раб в даН/см-/ф в м; /По в кг. При проектировании тяжелых грузовых и военно-транспортных дозвуковых самолетов тф = (1 - 0,6-10-вто) 0,014 [31+ (Яфйф)1] У + у= 133d, Vmo COSX +i±54 +0,018. fflQ (6.22) гдеф л; 1,52 у/ир-Ю в м; т - наибольшая масса грузов, кг; X - стреловидность крыла по 1/4 хорд; Шо в кг. Относительную массу фюзеляжа сверхзвуковых маневренных самолетов можно определить по формуле /Пф = 0,003Яф -f ~ (IO4. эквф -f 84.ЭКВ -f 150М -f 300) -f 0,03k, (6.23) где ф.экв - эквивалентный диаметр фюзеляжа, м; /По в кг; М - расчетное число М полета; = 1, если главные стойки шасси присоединяются к фюзеляжу и убираются в него; = 0,5, если главные стойки шасси не присоединяются к фюзеляжу. Формула (6.23) касается самолетов с двигателями в хвостовой части фюзеляжа. Предполагается, что продольные силовые элементы крыла проходят напрямую через фюзеляж. При проектировании самолетов вертикального взлета и посадки масса фюзеляжа определяется по приведенным выше формулам с учетом особенностей расположения двигателей [33]. Анализ массы фюзеляжа, как и расчет ее, часто требует определения массы 1 м его омываемой поверхности {Рф, ом)- где (в м) Ф. ом = кф1фёф. (6.24) Значение коэффициента формы kф зависит от удлинения носовой и хвостовой частей фюзеляжа: нос. ч> хв.ч кф..... >4 2,4 2 ... 3 <2 2,6 Анализ весовых формул фюзеляжа показывает, что относительная масса фюзеляжа уменьшается с ростом взлетной массы самолета. Увеличение 1ф, ёф, Яф при прочих неизменных параметрах приводит к росту Шф. Масса 1 м омываемой поверхности фюзеляжа увеличивается с ростом /По и Яф и несколько снижается с ростом сф при /ф = = const. Типовое распределение массы фюзеляжа по элементам для легких (с негерметичным фюзеляжем) и тяжелых дозвуковых пассажирских самолетов приведено в табл. 6.6. Для снижения массы фюзеляжа в процессе его проектирования следует применять те же конструктивно-технологические меры, что и при проектировании крыла (см. выше). Масса фюзеляжа весьма значительно зависит от его длины и диаметра, от общих компоновочных особенностей самолета. Поэтому при компоновке самолета необходимо проанализировать все возможные решения и найти оптимальное. Относительная масса оперения. Несмотря на то, что масса оперения значительно меньше массы крыла или фюзеляжа (в среднем она составляет 1,5 ... 2,5 % от то), в начале проектирования Элементы Обшивка Стрингеры и лонжероны Шпангоуты Полы Фонарь пилотов Окна пассажирской кабины Двери, трапы, люки Прочее (перегородки, соединения, багажники, герметизация, крепеж) Легкие самолеты, = 6 ... 8 Тяжелые самолеты, = 9 ... 12
самолетов стремятся возможно точнее определить Шоп- Такое внимание к массе оперения объясняется большим ее влиянием на центровку самолета. При проектировании дозвуковых неманевренных самолетов классической схемы (/По 10 кг) относительную массу оперения можно определить по следующей статистической формуле: топ = -:> Cpr (5т. о + 5з. о)-> , (6.25) Й/* . Р<> < ДаН/м = 0,84, если > > 450 дaH/cм - см. формулу (6.26); гсх 1,564-0,001 ISon ° ~ -3,1 -f 0,038/70 случае низкорасположенного ГО; . сх 1,333 - 0,0032Son ° ~ 1.295+ о,0028;7 случае Т-образного оперения. Относительная масса горизонтального оперения для рассматриваемого класса самолетов / г. о = Wr.oVo - 10 с-г., то cos Хг. о Значения козффициеитов в формуле (6.26)5 * о ~ 0,844-0,001885 - для низкорасположенного ГО; rfo ~ 1.17-0,0065 Q - для Т-образного оперения; i Z. hnk применяется обычный материал (в основном Д-16Т); к - пок ограниченном применении новых материалов; ймт - 0,85 при широком применении композиционных материалов; Пр - см. формулу (6.5). Относительная масса вертикального оперения (6.26) в. о = т -в. о - оп - / г. о. где топ -по формуле (6.25); т.о -по формуле (6.26). 140 При проектировании легких дозвуковых самолетов (/По<710* кг) для народного хозяйства, спортивных и т. п. - - (4,4+ 0,8.10-зто)5оп. (6.27) где коэффициент ky учитывает скорость (км/ч) полета, fev, = 0,643+ 1,02-10-зу рейс, коэффициент учитывает маневренность самолета; = 1.0 для неманевренных самолетов и fe = 1,5 для маневренных; Шо в кг; 5оп в м*. Относительная масса оперения сверхзвуковых маневренных самолетов классической схемы: оп - (мт/Ро) (г. oSv. о + g.. о5в. о). (6.28) ГД6 мт - см. формулу (6.26); ро = gmo/{lOS) даН/м*, g.o и в.о - масса 1 м* ГО и ВО; gr.o = 3 + 7,2-10- Wmax - Для цельно-поворотного ГО; в.о = 2 + 6. Юшахшах ДЛЯ НбПОДВИЖНОГО ВО с рулем направления; шахтах-расчетный скоростной напор, даН/м; 5г.о = 5г.о/5; S.o = S.oS. Относительная масса неподвижного вертикального оперения сверхзвуковых неманевренных и маневренных самолетов, имеющих схему бесхвостка / в. о = (мт/Ро)в. ов., (6.29) где Яв.о -см. формулу (6.28); т - см. формулу (6.26). Если известна величина /йоп и требуется найти массу 1 м* оперения (кг/м*), то можно воспользоваться соотношением оп = tnnPolS, (6.30) Анализ формул для топ показывает, что относительная масса оперения снижается с ростом взлетной массы, если Son = const, а площади крыла и оперения растут по закону линейного подобия (при прочих неизменных параметрах). С увеличением площади, удлинения, а также стреловидности горизонтального и вертикального оперения относительная масса оперения растет. Увеличение относительной толщины ГО и ВО ведет к снижению thou- Т-образное оперение значительно тяжелее оперения с низкорасположенным ГО (на 50 ... 60 %) при прочих неизменных параметрах (5г.о. 5в.о. Ро и др.), так как вертикальное оперение догружается силами и моментами от горизонтального оперения. К тому же и горизонтальное оперение в Т-образной схеме тяжелее низкорасположенного, так как рассчитывается на несимметричную нагрузку, которая на 1/3 больше симметричной. Распределение массы оперения дозвуковых самолетов по элементам приведено в табл. 6s7. В этой таблице предполагается, что
оперение легких самолетов двухлонжеронное, а тяжелых самолетов - кессонное. Относительная масса шасси. Относительная масса колесного шасси современных самолетов составляет в среднем 0,03 ... 0,05. Как правило, с увеличением тоннажа самолетов (до 250 ... 300 т) /Иш уменьшается. Значительное влияние на величину оказывает требование проходимости по грунтовым аэродромам (см. гл. 18). В этом случае масса шасси увеличивается вследствие необходимости увеличения ширины и диаметра колес, снижения давления в пневматиках. Ниже рассматривается определение относительной массы шасси сухопутных самолетов, имеющих масляно-пневматические амортизаторы. В качестве основной принята схема трехопорного шасси с носовой стойкой. При проектировании самолетов всех типов, исключая палубные, с взлетной массой то > 10* кг относительную массу шасси можно определить по следующей статистической формуле Шейнина [33]: = Щп. ш + т . ш где га .ш - относительная масса носовой опоры шасси (без колес); / гл-ш - относительная масса главных опор шасси (без обтекателей для шасси в убранном положении и без колес); /Пкол - масса колес, кг (по каталогу); р. пос (кг). (0,93 - 0,64.10- /Ир. ) [kcim. эл + / к. эл) + /Иоси!; (6.31) расчетная (допустимая) масса самолета при посадке /Ир. пос Здесь L - наибольшая возможная дальность беспосадочного полета в км (Отр.пос < о); Значения коэффициента kcx в формуле (6.31), учитывающего схему главных стоек шасси Телескопическая схема ................. 1,0 Рычажная схема без выноса амортизационного цилиндра 1,06 Рычажная схема с выносом амортизационного цилиндра 1,20 В формуле (6.31) Отсэл, гк.,эл, оси - масса силовых элементов, конструктивных элементов и осей (или тележки) главных опор шасси, тс. э,п = [4,6 10-З/Пр. (1 - о. н. ш) + 52,5], (6.32) где Нет - габаритная высота (м) стойки главной опоры шасси при необжатом амортизаторе (от оси колес до шарнира поворота стойки при уборке шасси); /йо.д.ш = гПо.и.ш/щ - Доля взлетной массы, приходящаяся на носовую опору шасси (на стоянке); обычно 0. н. ш 0,1; к.эл--=п[6.52-10-/Пр. (1 -й.н. J + 28], (6.33) где коэффициент учитывает число главных стоек шасси: 3 4 5 6 7 8 1,1 1,15 1,12 1,23 1,27 1,30 (6.34) от. гл ...... 2 kn......... 1,0 Шоси = [1,44-10-Wp. пос (1 - Ло. и. ш) + 5] 1ф, где Ск - число всех колес главных стоек шасси (для шасси с тележкой - число пар колес); & - ширина колеса (шины) в м. Относительная масса носовой опоры шасси: m . ш = (IkaJo) {с. эл + к. эл), (6-35) где коэффициент учитывает число главных стоек шасси: I = 0,594 + 0,31 10~отр. пос, если ст. гл = 2, 5 = 0,370 +6,30-Ю-/Пр. пос- если Пот.гл>2; - см. формулу (6.31); /По в кг. Масса силовых элементов носовой стойки: /Пе..л = (1,62Рн.ш + 20)/гет, (6.36) где - высота (м) носовой стойки (от оси колес до оси поворота). Pi. ш - эксплуатационная нагрузка (т) на носовую стойку шасси при торможении. Приближенно Р1ш= 2.10-Ч.пос(0,1 +0,27Лц. /Б)я 0,21-10-Ч. пос (6.37) где /гц.м - расстояние от центра масс самолета до земли, м; /Ир. пос в кг; В - база шасси, м. |
© 2011 - 2024 www.taginvest.ru
Копирование материалов запрещено |