Определение геометрических параметров шасси

Определение геометрических параметров горизонтального оперения

Определение геометрических параметров фюзеляжа

Длина фюзеляжа м.

Длина носовой части фюзеляжа м.

Длина хвостовой части фюзеляжа м.

Площадь ГО: м².

Также, как и для крыла, определяются , , , , , :

размах ГО =11,4 м;

корневая хорда ГО:

;

концевая хорда ГО:

средняя аэродинамическая хорда ГО:

м.

координата САХ по размаху ГО:

м.

координата носка САХ по оси ОХ:

;

;

=2,98*0,528=1,51м.

Определим геометрические характеристики ВО:

Площадь ВО: м²;

размах ВО: =6,5 м;

корневая хорда ВО:

;

концевая хорда ВО:

средняя аэродинамическая хорда ВО:

м.

координата САХ по размаху ВО:

м

координата носка САХ по оси ОХ:

;

;

=2.4*0,952=2.3м.

Параметры шасси включают в себя: базу шасси (расстояние между основными опорами и носовой опорой), колею (расстояние между главными опорами), вынос главных опор и вынос передней стойки, высоту шасси и высоту центра масс, а также производную от последних - величину посадочного угла j, величину противокапотажного угла g.

База шасси должна находиться в пределах (0,3…0,4)L_ф, где L_ф – длина фюзеляжа:

0.4*l_ф=0,4*36,1=14.44м

Посадочный угол j (угол между осью фюзеляжа и касательной к главным опорам и хвостовой части фюзеляжа) лежит в пределах 10°…16°,. Принимаем в нашем случае j = 18°.

Противокапотажный угол g (угол между нормалью к оси самолета, проведенной через ЦМ, и прямой, соединяющей ЦМ с точкой пересечения оси главных опор с ВПП) лежит в пределах 8° - 18°. Принимаем g = 19°.

Вынос главных колес определяется из условия нагружения передней опоры на стоянке:

e = 0,06×b = 0,06*14.44=0.86м.

Вынос передней опоры:

a=0.94b=0.94*14.44=13.58м

Высоту ЦМ над ВПП принимаем равной 2.5 м.

Колея шасси в значительной мере определяет поперечную устойчивость при движении по земле, а также влияет на маневренность и управляемость. Ее величина лежит в пределах 2Н£В<15м.

Примем B = 5 м.

Общий вид самолета см. чертеж 00.00.00.ВО

Заключение

В ходе выполнения работы были определены в нулевом приближении параметры пассажирского самолета, соответствующие исходным данным. Были обработаны статистические данные самолетов разработанных ранее и аналогичных по назначению проектируемому. Рассчитана взлетная масса, масса основных агрегатов самолета. Были определены основные геометрические характеристики проектируемого самолета. Выбран двигатель, удовлетворяющий условия обеспечения потребной взлетной тяги.

Примененный метод проектирования, основанный на базе статистических данных, не может полностью удовлетворить все требования проектирования. По этому, для более качественного проектирования, необходимо пользоваться более современными методами проектирования

Список использованной литературы:

1. В.Н. Клименко, А.А. Кобылянский, Л.А. Малашенко

Приближенное определение основных параметров самолета;

Харьков: Харьк. авиац. институт, 1989.

2. Шульженко М.Н. Конструкция самолетов. М.,1981.

3. Кобылянский А.А.,Гребенников А.Г. Характеристики газотурбинных двигателей: учеб. пособие. Харьков, 1985.

4. Егер С.М., Мишин В.Ф., Лисейцев Н.К. Проектирование самолетов. М., 1983.

5. Методические указания по составлению расчетно-пояснительных записок к курсовым и дипломным проектам.

сост. Черепенников Б.А. Н.В. Околота Харьков, 1978.

6. В.С. Кривцов, Я.С. Карпов, М.Н. Федотов

Инженерные основы функционирования и общее устройство

аэрокосмической техники. Харьков: Национальный аэрокосмический университет «ХАИ».2002.

7. Разработка аванпроекта самолета: учеб. пособие / А. К. Мялица, Л. А. Малашенко, А. Г. Гребенников и др. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «ХАИ», 2010. – 233 с.

Дата добавления: 2014-12-26