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

® ф ф ® 0®® ®

D @ ®

-r КПП


Рис. 8.26. Компоновка носовой части фюзеляжа и кабины экипажа современного магистрального пассажирского самолета:

/ - левый пульт пилота; 2 - педали левого пилота (командира корабля); S - штурвал левого пилота; 4 - приборная доска пилотов; 5 - центральный пульт пилотов с РУД; 6 - штурвал правого пилота; 7 - педали правого пилота; В - правый пульт пилота; 9 - элементы проводки управления под полом кабины; 10 - тяги связи рычагов управления левого и правого пилотов; - выход тяг к органам управления; 12 - пульт бортового инженера с РУД; 13 - приборная доска штурмана



Ё состав экипажа включаются иногда штурман, специальный радист; для них предусматривается место, которое используют и для размещения в кабине инструктора или инспектора, проверяющего работу членов экипажа. Возможные схемы размещения экипажа в служебной кабине показаны на рис. 8.25.

На рис. 8.26 показана компоновка носовой части и кабины экипажа современного магистрального пассажирского самолета. Размещение в кабине экипажа органов управления показано в гл. 18.

Важно обеспечить экипажу необходимый обзор. Требования к обзору летчика следующие:

1. Зона беспрепятственного обзора для левого летчика:

- влево 20°;

- вправо 30°;

- вниз (по оси сиденья летчика) не менее 16°;

- вверх (по оси сиденья летчика) 20°.

2. В диапазоне углов 20 ... 45° влево по азимуту допускается в конструкции фонаря наличие одной силовой стойки.

3. Обзор назад-влево должен обеспечивать видимость половины концевого обтекателя крыла (на самолете Ил-86 это потребовало иметь обзор назад по азимуту до 145° вместо нормируемых 135°).

4. Ширина затенения обзора конструкцией основных силовых стоек фонаря не должна быть более 70 мм.

5. От глаза летчика до внутренней поверхности стекла в плоскости сиденья летчика (размер на рис. 8.27) должно быть не менее 500 мм.

Горцзонтвльнш ач Нитрования

Сечение cmen/ia по оси сидения Аетчит

Peeyjfupodm noAoms-иия сидения по дисоте

Вертитль

16...Ю°

Дааграмт oBjopa {для пЕпбссо летмапа)


I Всь симметрии само/1ета\)

, Сечение АОбобозп степда 8 плоскости тиии дазирования \С? Ось сидений летчика

50°

1)0°

10° 10°

120°

100°

60°

т°

10°

0° 1

10° -

20°-30°

50°-

Рис. 8.27. Требуемый нормами .летной годности пассажирских самолетов

обзор из кабины летчика;

С - положение глаза летчика при взлете и посадке самолета; - положение глаза летчика в крейсерском полете; - зона обязательного обзора,---зона жела-

тельного обзора

6. При снятии диаграмм обзора из точки Ci допускается перемещение головы Р = 100 ... 120 мм (в пределах хода привязных ремней).

Требуемая диаграмма обзора левым летчиком из кабины пассажирского магистрального самолета показана на рис. 8.27.

При компоновке носовой части фюзеляжа и фонаря летчиков рекомендуется наряду с требованиями НЛГС-2 учитывать и желание летчиков:

- видеть в момент касания поверхности ВПП колесами полосу посадки на удалении от самолета не более 50 ... 70 м;

- видеть в момент захода на посадку ночью на высоте принятия решения (на высоте 30 м при посадке по второй категории ИКАО) не менее 5 ... 6 огней подхода к ВПП.

Выполнение этих условий требует обзора вниз прямо перед летчиком до 19 ... 22°. На самолете Боинг 747 этот угол равен 18,5°, а на самолете ИЛ-86 - 20°.

8.3. КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВАЯ КОМПОНОВКА

8.3.1. Задачи конструктивно-силовой компоновки

Основной задачей конструктивно-силовой компоновки является создание или выбор такой силовой схемы частей самолета, в которой обеспечивались бы:

а) минимальная масса конструкции частей самолета и всего самолета в целом;

б) органическое сочетание силовых элементов конструкции и полезных объемов внутри или снаружи этой конструкции, используемых для размещения целевой нагрузки, экипажа, оборудования, силовой установки;

в) учет требований эксплуатационной и производственной технологичности;

г) необходимая жесткость конструкции с учетом динамической нагрузки и средств демпфирования в целях статической и динамической устойчивости конструкции в потоке воздуха;

д) получение требуемого ресурса и безопасности при локальных усталостных разрушениях.

8.3.2. Закон квадрата-куба и проблема оптимизации силовой конструкции самолета

Развитие авиационной техники, усложнение задач, которые должна решать эта техника, требование повышения экономичности эксплуатации гражданских самолетов влекут за собой неуклонный рост размеров самолетов и увеличение их взлетной массы и массы конструкции самолетов.



При увеличении размеров самолета площади (крыла, оперения) и поверхности (фюзеляжа и других элементов) растут пропорционально квадрату коэффициента линейного увеличения. Если силовая конструкция при этом не меняется, т. е. все ее элементы увеличиваются в том же соотношении в ширину, высоту и длину, то масса силовых элементов растет пропорционально кубу коэффициента линейного увеличения. При этом, естественно, принимается, что уровень напряжений в силовых частях и распределение аэродинамических и массовых нагрузок по конструкции не меняются.

Если полагать, что основные взлетно-посадочные и скоростные характеристики самолета, определяемые удельной нагрузкой на крыло р, и дальность полета, определяемая относительным запасом топлива т, сохраняются на том же уровне, то закон квадрата-куба может быть сформулирован в следующем виде. При увеличении линейных размеров самолета взлетная масса растет пропорционально квадрату коэффициента линейного увеличения, а масса силовой конструкции - кубу коэффициента линейного увеличения и относительная величина полезной нагрузки линейно уменьшается.

Это теоретическое положение. На самом деле относительная масса конструкции самолета возрастает, но возрастает очень медленно. Причины, препятствующие возрастанию массы:

- применяются все более оптимальные силовые схемы отдельных частей самолета и создаются более оптимальные конструкции

Оптимизация силовой конструкции самопета

Требобания норм прочности и азроупругоста

Статическая прочность

Методы оптимизации силовой конструкции при удовлетворении требований НП и аэроупругости

Дивергенция и реверс (максимум жесткости)

:кая компоновка (флаттер)

Активное вемпфивование

Методы оптимизации силовой конструкции по выносливости, долговечности и шивучести

Оптимальное распределение материала в конструкции

Определение потребного уровня напряжении и топографии усталостных напряжений

Конструктивно-технологическая разработка (минимальная дополнительная масса)

Конструктивное вдеспгчение осмотра очагов усталостных повреждений

Рис. 8.28. Схема оптимизации силовой конструкции самолета

С меньшей массой дополнительной несиловой части этой конструкции;

- в конструкции применяются новые материалы с большим уровнем допустимых напряжений (если этот уровень допускается и требованиями усталостной прочности);

- совершенствуются методы расчета самолета на статическую, динамическую и усталостную прочность;

- совершенствуются методы уменьшения аэродинамических нагрузок.

Несмотря на все эти мероприятия, с увеличением размеров самолета относительная масса конструкции самолета все-таки растет. Это придает особо важное значение проблеме оптимизации силовой конструкции и выполнению оптимальной конструктивно-силовой компоновки самолета на самых начальных стадиях проектирования.

Схема оптимизации силовой конструкции самолета приведена на рис. 8.28 [7].

Детально решение задач выбора и оптимизации силовой конструкции самолета и его частей рассматривается в специальной литературе [7, 14, 35] и в курсе Проектирование конструкций самолета .

8.3.3. Учет производственной технологичности при конструктивно-силовой компоновке

Одной из первых задач конструктивно-силовой компоновки является установление эксплуатационных и технологических (производственных) разъемов частей самолета. Задача эта оптимизационная. С одной стороны, условия организации крупносерийного производства требуют максимального членения конструкции самолета на отдельные агрегаты с тем, чтобы сократить циклы сборки самолета. С другой стороны, каждый эксплуатационный разъем и производственно-технологический стык элементов конструкции -- это дополнительная масса, а иногда и дополнительный очаг концентрации напряжений с последующим очагом усталостного разрушения. Например, на самолете Ту-154 эксплуатационный разъем между средней частью крыла и отъемными концевыми частями крыла дает увеличение массы крыла на 350 ... 400 кг. И может оказаться, что повышение экономичности эксплуатации самолета при уменьшении массы конструкции за счет уменьщения числа разъемов будет таким, что экономически целесообразнее построить новые цеха или заводы с большими размерами сборочных пролетов, чем сделать дополнительные разъемы конструкции.

Одновременно с процессом конструктивно-силовой компоновки обычно ведется разработка директивной технологии изготовления частей самолета и сборки самолета в целом, так как выбираемые технологические процессы могут определять и особенности силовой схемы конструкции. Например, размеры листов силовой обшивки



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

© 2011 - 2014 www.taginvest.ru
Копирование материалов запрещено