Конструктивно-силовые схемы агрегатов самолета их взаимная увязка.

Выбор конструктивно-силовой схемы крыла.

При принятии решения по поводу КСС учтем рекомендации из опыта проектирования. Выбираем кессонную КСС крыла с двумя лонжеронами, расположенными на 25% и 65% хорды. В современных кессонных крыльях с большой удельной нагрузкой при толщине обшивки 1,5…2,0 мм расстояние между нервюрами берем равным 250…300 мм. При более толстой обшивке 3…5 мм значения могут доходить до 700…900 мм.

В кессонных крыльях расстояние между стрингерами может быть небольшим (в_стр = 100…180 мм), т.к. в этом случае панель работает на сжатие лучше. Выбираем в_стр = 200 мм на верхней панели, работающей на сжатие и в_стр=250мм

На нижней панели, работающей на растяжение. Конструктивно-силовая схема крыла показана на рис.2.

Поперечный силовой набор состоит из обычных и усиленных нервюр, выполненных с шагом a =250 мм, что рекомендуется при мощной обшивке и усиленных стрингерах: а =(300…700:900) мм. Выбираем среднее значение, а=250 мм, т.к. самолет по взлетной массе m = 32628 кг относится к типам средней тяжести самолетов. Всего на консоли крыла установлено 41 нервюра. Силовые нервюры № 3,7,14 выполнены для передачи нагрузок по узлам внутренних секций закрылка. Нервюры № 23,31,37 передают нагрузки от узлов крепления элерона. Нервюры расположены по потоку, что несколько хуже по технологическим соображениям и уменьшению жесткости при потере устойчивости за счет более длинной диагонали. Но такое выполнение нервюр позволяет более точно выполнять аэродинамическую форму и повысить жесткость при изгибе.

Поскольку верхняя панель кессона крыла работает в режиме сжатия, количество стрингеров на верхней панели выполним больше. Шаг стрингеров на нижней панели в =250 мм, на верхней в =200 мм . рис.9.

Выбор и обоснование конструктивной – силовой схемы фюзеляжа.

Современные самолеты в подавляющем большинстве имеют балочный стрингерный фюзеляж. Он состоит из обшивки, стрингеров и шпангоутов. Могут применяться также фюзеляжи лонжеронной и монококовой схем. Выбираем полумонококовую схему, состоящую из лонжеронов, обшивки, стрингеров и шпангоутов. Расстояние между шпангоутами зависит от толщины обшивки фюзеляжа, компоновки и массы самолета. Принимаем такой шаг шпангоута: В_шп =800 мм. Расстояние между стрингерами в фюзеляже выбирают из тех же соображений, что и в крыле. В зависимости от толщины обшивки расстояние между стрингерами принимают: в_стр=200 мм. В зоне больших вырезов устанавливаются в виде окантовок усиленные продольные силовые элементы.

Фюзеляж выполнен по балочной схеме стрингерно -лонжеронной-обшивочной конструктивно-силового типа, что типично для современных самолетов. Расстояние между шпангоутами выбрано в_шп = 800 мм., что соответствует минимальным данным по статистике. Увеличение шага шпангоутов возможно благодаря обшивке, выполненной из более легкого и прочного алюминиевого сплава, позволяющего уменьшить вес конструкции на 7%.

Основной отсек фюзеляжа длиной 18 м разбит на 24 шпангоут. Герметичная кабина экипажа и пассажиров отделена шпангоутом № 4. Ниша носовой стойки шасси отделяется шпангоутами № 6, 8, задняя стойка шасси отделяется шпангоутами № 17, 19. Пол укрепляется 4 лонжеронами. Продольный силовой набор состоит из 14 стрингеров, установленных с шагом 200 и 250 мм, а также четырех лонжеронов на которых крепится пол пассажирской кабины в корневой части и двух лонжеронов в концевой части. Вырезы под пассажирские двери в герметичный отсек усилены шпангоутами № 8, 10, 14,15.

Центроплан крыла крепится к шпангоутам № 16,17,18,19,20,21 при помощи 6-ти болтов.Вертикальное оперение крепится к шпангоутам № рис.10.

Выбор конструктивно-силовой схемы оперения.

Силовые элементы горизонтального и вертикального оперений должны быть увязаны друг с другом и силовыми элементами фюзеляжа. Рулевые поверхности чаще всего выполняются по однолонжеронной схеме с нервюрами, расположенными перпендикулярно лонжерону. Очень часто хвостовая часть рулевых поверхностей представляет собой конструкцию с сотовым заполнителем.

Горизонтальное оперение установлено на вертикальном ( Т-образная схема) и приводит к увеличению нагрузки на ВО. КСС горизонтального и вертикального оперения приведена на рис.11, рис.12.

Горизонтальное оперение

ГО закреплено на вертикальном оперении, представляет собой двухлонжеронную конструкцию, соединенную с силовыми поясами лонжеронов ВО. Лонжероны горизонтального оперения установлены на 25% и на 58% хорды. Шаг стрингеров на нижней панели взят в_н=200 мм, а шаг стрингеров на верхней панели – в_в =250 мм.

На концевой нервюре № 33 киля закреплен стабилизатор. Задний узел навески ГО закреплен на заднем лонжероне киля и корневой нервюре и представляет собой соединение типа вилка-ухо. Узлы навески стабилизатора передают усилие на силовые нервюры № 6,18,30. Передний узел стабилизатора закреплен к узлам навески на переднем лонжероне киля через подвижную серьгу силового цилиндра, что позволяет перестанавливать стабилизатор на разные углы атаки, меняя балансировку самолета на взлете или больших углах атаки.

Вертикальное оперение

На самолетах подобного класса по статистике вертикальное оперение выбираем лонжеронного типа. Лонжероны установим на 23% хорды первой и на 70% - второй. Расстояние между нервюрами выбираем по аналогии с крылом – 300мм, что соответствует среднему значению для лонжеронных конструкций тяжелых самолетов со сложной обшивкой. Расстояние между стрингерами выбираем в=300мм в корневой части и в=250 мм в концевой части.

Нервюры располагаем по потоку, так же, как и в крыле. Силовыми являются корневая нервюра № 1, 19 – крепления руля направления (концевая нервюра). К силовой нервюре № 3, 8, 14 закреплен силовой цилиндр механизма перестановки стабилизатора.

Экономическая часть.

Пассажирский самолет

Заданные данные: V = 844 км/ч, L = 2193 км. Тип двигателя 3 ТРДД взлетная масса нулевого приближения m₀ = 32628 кг, = 0,1, = 0,28; = 0,1; = 0,189.

Приведенную стоимость одного килограмма самолета берем из статистических данных А.А.Кобылянского “Некоторые экономические характеристики самолетов” № 3 страница 5: С_т1=350 дол/кг.

С учетом транспортного самолета с ТРДД инфляции в среднем 5,05% в год с 2005 по 2010^й год за 5 лет составит К_инр =(1,0505)⁵=1,279321%. Тогда стоимость самолета с учетом инфляции на 2010^й год через 5 лет составит:

С_тm0 = С_т1 * m₀ * К_инр = 350 дол/кг * 32628 кг * 1,279321 = 14 609589 долларов.

Зная из расчетов проектируемого самолета его относительные массы можно определить их стоимость с учетом инфляции за 5 лет на 2010^й год:

С_Т = С_тm0* =14 609589 * 0,28 = 4 090 685 долларов.

С_Т = С_тm0* = 14 609589 * 0,1 = 1 460 958 долларов.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В итоге была определена взлетная масса нулевого приближения пассажирского самолета, разработан общий вид самолета, определены его геометрические параметры; проведены конструктивно - силовая увязка агрегатов самолёта, экономические расчёты.

Данные, полученные при проектировании самолета с турбореактивными двигателями, свидетельствуют о том, что его параметры не хуже аналогичных самолетов-прототипов.

Полученные результаты являются основой для дальнейшей более детальной разработки конструкции самолета.

Список использованной литературы

1. В.Н. Клименко, А.А. Кобылянский, Л.А. Малашенко “Приближенное определение основных параметров самолета”, ХАИ, 1989 , 46 стр.

2. Шульженко М.И. “Конструкция самолетов”, М.: ”Машиностроение”, 1971, 400 стр.

3. Житомирский Г.И. “Конструкция самолетов”, М.: “Машиностроение”, 1991 ,416 стр.