Пример выполнения задания №1

 

Задание: дополнив таблицу морфологических признаков (прил. 1), разработать конструктивную схему самолета местных авиалиний на 18 человек; дать описание и обоснование принятых решений.

 

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. Разработанная конструктивная схема самолета (один из возможных вариантов) представлена на рис. 1. Самолет представляет собой одномоторный цельнометаллический моноплан с высокорасположенным трапециевидным крылом и неубираемым шасси, одним турбовинтовым двигателем (расположенным в носовой части) с пятилопастным винтом изменяемого шага. Пассажиры размещаются в негерметичном пассажирском салоне, оборудованном креслами по три в ряд с одним проходом. По заданию самолет предназначен для местных воздушных линий, следовательно будет эксплуатироваться как с подготовленных, так и с грунтовых аэродромов; полет будет проходить на высоте не более 3000 м; крейсерская скорость может быть 350…400 км/ч. Принимаем высоту полета 3000 м, крейсерскую скорость 360 км/ч.

Для справки. Предварительные основные размеры самолета были определены в первом приближении исходя из следующих данных: дальность полета – 900 км, скорость полета 360 км/ч, высота полета – 3000 м, масса пассажира – 80 кг, масса багажа – 20 кг на 1 пассажира, мощность двигателя – 860 кВт, удельный расход топлива (керосин) двигателя – 0,38 кг топл/(кВт×ч). При этом были получены следующие результаты: масса нагрузки – 1960 кг, масса топлива – 1070 кг, масса системы топливопитания – 200 кг, масса моторного отсека с двигателем, редуктором и винтом – 400 кг, масса оборудования – 500 кг, масса планера самолета – 4500 кг. Часть этих величин была определена по статистическим обобщениям, часть с помощью аэродинамических расчетов. Полная масса самолета составила 8630 кг. Аэродинамическое качество самолета – K=12,5, коэффициент подъемной силы –c_y=0,5.

Габаритные размеры самолета: длина –16 м, высота по килю –5,17 м, высота по фюзеляжу – 2,8 м, высота шасси – 0,8 м, размах крыла – 17 м, удлинение крыла – 7,56.

Фюзеляж. В качестве схемы фюзеляжа принят цельнометаллический стрингерно-балочный полумонокок, разделенный на три отсека. Форма поперечного сечения – прямоугольник со скругленными углами типа “летающий вагон”. Фюзеляж негерметичный. Эти параметры принимаем в силу назначения самолета и условий его полета, взлета и посадки.

В переднем отсеке расположена кабина экипажа, состоящего из командира и второго пилота. Кабина экипажа отделена от остального пространства самолета переборкой с дверью.

Далее размещается центральный отсек с однопалубным пассажирским салоном на 18 человек и центропланом крыла. Посадка и высадка пассажиров осуществляются через дверь, расположенную по левому борту отсека экипажа. Для подъема пассажиров и экипажа до высоты дверного проема предусмотрена откидная подножка. Пассажирские кресла – одиночные по левому борту и сдвоенные по правому борту – расположены по три кресла в ряд с одним проходом. По обоим бортам расположено 13 иллюминаторов: по 6 на каждый борт пассажирского салона и 1 один в двери. Пассажирский салон имеет две переборки – при входе и в конце отсека. По правому борту имеется аварийный люк, совмещенный с иллюминатором.

В конце расположен хвостовой отсек с оперением и бытовыми помещениями: туалетом, гардеробом и небольшим багажником. Для обеспечения взлетного угла и посадочного угла (угла опрокидывания) в связи с низким шасси принимаем хвостовую часть фюзеляжа с косым срезом (поднимаем вверх хвостовое оперение).

Крыло самолета. Крыло свободнонесущее, трапециевидной формы в плане. Оно состоит из центроплана и крепящихся к нему двух консолей. Поперечное V крыла отсутствует. Консоли несут на себе предкрылки, простые закрылки и элероны с триммерами. Конструкция крыла – кессон с двумя лонжеронами балочного типа, механизация усилена предкрылками для облегчения взлета и посадки с коротких грунтовых аэродромов. Триммеры на элеронах установлены для парирования возможного крена в случае невыработки топлива из топливных баков какого-либо полукрыла, а также для компенсации разности подьемной силы на правом и левом консолях крыла при боковом обдуве (боковом ветре). Еще одна причина для установки триммеров возможное смещение центра тяжести на правый борт (двойной ряд кресел) при полной загрузке самолета.

В консолях размещены 4 мягких протектированных топливных бака (по два бака на каждое полукрыло), в центроплане находится 1 жесткий непротектированный топливный бак. Баки размещены в крыле для уменьшения влияния выработки топлива на изменение центровки самолета во время полета, а также для разгрузки крыла от изгибающего момента.

Хвостовое оперение. Конструктивная схема: оперение свободнонесущее цельнометаллическое однокилевое без поперечного V, лонжеронное. Киль стреловидный, оборудован рулем направления с триммером (для компенсации сноса самолета с заданного курса при боковом ветре). Горизонтальное оперение снабжено рулями высоты с аэродинамической роговой компенсацией шарнирного момента и триммерами для компенсации нерасчетного момента по углу тангажа (при нарушении расчетной продольной центровки самолета). Горизонтальное оперение расположено на фюзеляже ниже основного крыла для вывода его из аэродинамического следа за основным крылом.

Шасси. Конструктивная схема: неубираемое трехопорное шасси с передней управляемой одноколесной опорой и двумя главными опорами (каждая является одноколесной). Главные опоры размещены в выступах на нижней части центрального отсека фюзеляжа. Колеса главных опор снабжены дисковыми тормозами. Шасси выполнено неубираемым, так как на малых скоростях доля лобового сопротивления шасси невелика, и усложнение конструкции для убираемого шасси приведет к росту массы всего самолета, а значит к снижению платной нагрузки.

Силовая установка. Силовая установка состоит из расположенных в крыле топливных баков, системы подачи топлива, моторного отсека с капотом, турбовинтового двигателя и тянущего пятилопастного винта изменяемого шага. Ось винта расположена выше двигателя. Винт принят пятилопастным для уменьшения его диаметра и повышения частоты возмущений на входе в двигатель (высокочастотная возмущающая сила дает высокочастотный резонанс деталей, не имеющий большой амплитуды колебаний). Подмоторная рама и силовая ферма крепятся к переднему силовому шпангоуту отсека экипажа. Входное устройство размещено в лобовой части под коком воздушного винта. Выхлопные патрубки расположены по обе стороны в нижней части фюзеляжа перед отсеком экипажа. Размещение двигателя в носовой части самолета под вписанным в обводы фюзеляжа капотом позволяет иметь аэродинамически чистое крыло. Кроме того, практически исключается возможность попадания во входное устройство силовой установки грязи, камней и мусора от носовой стойки шасси, расположенной позади воздухозаборного отверстия более чем на 2 метра.

Система управления. Управление элеронами, рулями высоты и направления непосредственное от штурвала (без усилителей), двойное (со стороны командира экипажа и второго пилота) с проводкой смешанного типа.

 

Рис. 1. Возможная схема проектируемого самолета

Приложение 1