МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ УКРАИНЫ Национальный аэрокосмический университет им. Н. Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт» Поляков В. С., Андрющенко В. М. Вариант выполнения расчетно-графической работы № 1 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА В НУЛЕВОМ ПРИБЛИЖЕНИИ Учебное пособие 2021 2 УДК Розглянуто варіант обробки статистичних даних літаків-аналогів, вибір і обґрунтування схеми проектованого літака, визначення його відносних і геометричних параметрів, мас конструкції й агрегатів, вибір типу двигуна та розробка його конструктивно-силової схеми. Для студентів спеціальності «Авіа- та ракетобудування», підготовки «Авіаційна та розрахунково-графічних, ракетно-космічна курсових і техніка» дипломних при напряму виконанні проектів. Може використовуватися для інших спеціальностей авіаційного профілю. Авторский коллектив: Магістр Поляков Владислав Сергійович, доцент Андрющенко Володимир Михайлович. Рецензенты: Поляков, В. С. Вариант выполнения расчетно-графической работы № 1 по дисциплине «Основы авиационно-космической техники» [Текст] : учеб. пособие / В. С. Поляков, В. М. Андрющенко, – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т». – 62 с. Рассмотрен вариант обработки статистических данных самолетованалогов, выбор и обоснование схемы проектируемого самолета, определение его относительных и геометрических параметров, масс конструкции и агрегатов, выбор типа двигателя и разработка его конструктивно-силовой схемы. Для студентов специальности «Авиа- и ракетостроение», направления подготовки «Авиационная и ракетно-космическая техника» при выполнении расчетно-графических работ, курсовых и дипломных проектов. Может использоваться для других специальностей авиационного профиля. УДК _______________________ Ил. 23 Табл. 7 3 РЕФЕРАТ Расчетно-пояснительная записка к РГР: 62 с., 23 рис., 7 табл., 4 приложения, 6 источников. СРЕДНЕМАГИСТРАЛЬНЫЙ САМОЛЕТ, ОБЩИЙ ВИД САМОЛЕТА, КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВАЯ СХЕМА, КРЫЛО, ФЮЗЕЛЯЖ, РАСЧЕТ В НУЛЕВОМ ПРИБЛИЖЕНИИ. Объект исследования – узкофюзеляжный среднемагистральный самолет дальностью полета 6000 км. Цель работы – определение в нулевом приближении параметров узкофюзеляжного средне-магистрального самолета дальностью полета 6000 км. Метод исследования – статистический, расчетный. Разработан аванпроект узкофюзеляжного среднемагистрального самолета дальностью полета 6000 км, базовый вариант которого предназначен для перевозки 100 пассажиров с крейсерской скоростью 900 км/ч. Собраны статистические данные самолетов-аналогов, на основании которых определены летно-технические характеристики и схема проектируемого самолета. Рассчитана взлетная масса самолета, определены массовые параметры его агрегатов и подобран двигатель исходя из выбранного значения тяговооруженности. Разработаны теоретический чертеж, чертеж общего вида и конструктивно-силовая схема самолета. 4 РЕФЕРАТ Розрахунково-пояснювальна записка до РГР: 62 с., 23 рис., 7 табл., 4 дод., 6 джерел. СЕРЕДНЬОМАГІСТРАЛЬНИЙ ЛІТАК, ЗАГАЛЬНИЙ ВИД ЛІТАКА, КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВА СХЕМА, КРИЛО, ФЮЗЕЛЯЖ, РОЗРАХУНОК У НУЛЬОВОМУ НАБЛИЖЕННІ. Об'єкт дослідження – вузькофюзеляжний середньомагістральний літак дальністю польоту 6000 км. Мета роботи – визначення параметрів вузькофюзеляжного середньомагістрального літака дальністю польоту 6000 км в нульовому наближенні. Метод дослідження – статистичний, розрахунковий. Розроблено аванпроект вузькофюзеляжного середньомагістрального літака дальністю польоту 6000 км, базовий варіант якого призначений для перевезення 100 пасажирів із крейсерською швидкістю 900 км/год. Зібрані статистичні дані літаків-аналогів, на підставі яких визначено льотно-технічні характеристики і схема проектованого літака. Розрахована злітна маса літака, визначені масові параметри його агрегатів і підібраний двигун виходячи з обраного значення тягооснащенності. Розроблено теоретичне креслення, креслення загального вигляду і конструктивно-силова схема літака. 5 ABSTRACT Report on the calculation and graphic work: 62 p., 23 fig., 7 tab., 4 att., 6 sources. MEDIUM-RANGE AIRCRAFT, OVERALL VIEW OF THE AIRCRAFT, STRUCTURAL FORCE SCHEME, WING, FUSELAGE, CALCULATION IN ZERO APPROXIMATION. The object of the research – narrow-body medium-range aircraft with the flight range of 6000 km. Purpose of the work – determination of parameters of narrow-body mediumrange aircraft with the flight range of 6000 km in zero approximation. The method of investigation – statistical, calculated. An advance design of a narrow-body medium-haul aircraft with the flight range of 6000 km was developed, the basic version of which is designed for transportation of 100 passengers with cruising speed of 900 km/h. The statistical data of the aircraftanalogues are collected, on the basis of which the flight characteristics and the scheme of the designed aircraft are determined. The takeoff weight of the aircraft was calculated, mass parameters of its aggregates were determined and the engine was selected based on the selected thrust-to-weight ratio. Theoretical drawing, general view drawing and structural force scheme of the aircraft are developed. 6 СОДЕЖАНИЕ Перечень условных обозначений........................................................................ 8 Введение................................................................................................................ 10 1 Сбор и обработка статистических данных...................................................... 12 2 Разработка технического задания и тактико-технических требований к самолету................................................................................................................ 20 3 Выбор и обоснование схемы самолета............................................................ 23 4 Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении................ 27 5 Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета, массы силовой установки, топлива, оборудования и управления.......................................... 30 6 Выбор типа двигателя....................................................................................... 32 7 Определение основных геометрических параметров агрегатов самолета (крыла, фюзеляжа, оперения, шасси). Разработка общего вида самолета............................................................................................................ 34 8 Построение теоретического чертежа самолета.............................................. 40 9 Выбор, обоснование, разработка и увязка конструктивно-силовых схем (КСС) агрегатов самолета................................................................................ 46 Выводы.................................................................................................................. 53 Список использованных источников.................................................................. 54 Приложение А Теоретический чертеж самолета............................................... 55 Приложение Б Чертеж общего вида самолета.................................................... 57 Приложение В Конструктивно-силовая схема самолета................................... 59 Приложение Г Мастер-геометрия самолета....................................................... 61 7 ПЕРЕЧЕНЬ УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ 𝑉макс – максимальная скорость полета, км/ч; 𝑉крейс – скорость крейсерского полета, км/ч; 𝑉взл – скорость при отрыве самолета от ВПП во время взлета, км/ч; 𝑉пос – скорость при касании самолета ВПП во время посадки, км/ч; 𝑉мин – минимально допустимая скорость полета, км/ч; 𝐻макс – максимальная высота полета, км; 𝐻крейс – крейсерская высота полета, км; L – максимальная дальность полета, км; 𝐿с – длина самолета, м; 𝐿р – длина разбега самолета при взлете, м; 𝐿п – длина пробега самолета при посадке, м; 𝐿ф – длина фюзеляжа, м; 𝐿н – длина носовой стойки, м; 𝐿хв – длина хвостовой части фюзеляжа, м; 𝐿го – размах горизонтального оперения, м; 𝐿во – размах вертикального оперения, м; 𝑛эк – количество членов экипажа, чел.; 𝑛𝑃 – коэффициент расчетной перегрузки; 𝐶𝑝 – стартовое значение удельного часового расхода топлива, кг/(кгс⋅год); 𝑆 – площадь крыла, м2 ; 𝑆го – площадь горизонтального оперения, м2 ; 𝑆во – площадь вертикального оперения, м2 ; 𝑆м.ф. – площадь миделевого сечения фюзеляжа, м2 ; 𝑙 – размах крыла, м; 𝜂 – сужение крыла; 𝜆 – удлинение крыла; 𝜆ф – удлинение фюзеляжа; 8 𝜆н.ч – удлинение носовой части фюзеляжа; 𝜆н.ч – удлинение хвостовой части фюзеляжа; 𝜒пк – угол стреловидности крыла по передней кромке, град.; 𝐷ф – диаметр фюзеляжа, м; 𝑝0 – удельная нагрузка на крыло в полете, кг/м2 ; 𝑡0 – стартовая тяговооруженность; 𝑛дв – количество двигателей, шт; 𝑀макс – максимальное число Маха; 𝑚0 – взлетная масса самолета, кг; 𝑚пуст – масса пустого самолета, кг; 𝑚т – масса топлива, кг; 𝑚кон – масса конструкции, кг; 𝑚ц.н. – масса целевой коммерческой нагрузки, кг; 𝑚эк – масса экипажа, кг; 𝑚дв – масса двигателя, кг; ̅ – относительная масса полезной нагрузки; 𝑚 ̅ кон – относительная масса конструкции самолета; 𝑚 ̅ СУ – относительная масса силовой установки; 𝑚 ̅ об.упр. – относительная масса оборудования и управления; 𝑚 ̅ кр – относительная масса крыла; 𝑚 ̅ ф – относительная масса фюзеляжа; 𝑚 ̅ оп – относительная масса оперения; 𝑚 ̅ ш – относительная масса шасси; 𝑚 𝑚кр – масса крыла, кг; 𝑚ф – масса фюзеляжа, кг; 𝑚оп – масса оперения, кг; 𝑚ш – масса шасси, кг; 𝑚ош – масса основного шасси, кг; 9 𝑚т – масса топлива, кг; 𝑚СУ – масса силовой установки, кг; 𝑚пас – масса одного пассажира, кг; 𝑚баг – масса багажа одного пассажира, кг; 𝑚𝑖 – масса груза, расположенного на консоли крыла, кг; 𝑏0 – корневая хорда крыла, м; 𝑏к – концевая хорда крыла, м; 𝑏A – средняя аэродинамическая хорда крыла, м; 𝑏0 го – корневая хорда горизонтального оперения, м; 𝑏к го – концевая хорда горизонтального оперения, м; 𝑏0 во – корневая хорда вертикального оперения, м; 𝑏к во – концевая хорда вертикального оперения, м; 𝑏𝑎 во – средняя аэродинамическая хорда вертикального оперения, м; 𝑏 – база шасси, м; g – ускорение свободного падения, м/с2; a – вынос передней опоры, м; B – колея шасси, м; 𝛼пос.𝑚𝑎𝑥 – максимальный посадочный угол атаки, град.; 𝑐 – относительная толщина профиля крыла; 𝐻ц.м. – высота центра масс самолета, м; 𝑃0дв – статическая тяга двигателя, кН; расч 𝑃0 – расчетная статическая тяга двигателя, кН; 𝑌с−та – подъемная сила самолета, Н; 𝑌крыла – подъемная сила изолированного крыла, Н; 𝑌ГО – подъемная сила изолированного горизонтального оперения, Н; 𝛾дв – удельный вес двигателя. 𝑍т – координата центра масс топлива, размещенного в консоли крыла, м; 𝑍дв – координата центра масс двигателя, размещенного на консоли крыла, м; 𝑍ш – координата центра масс шасси, размещенного на консоли крыла, м. 10 ВВЕДЕНИЕ Разработка аванпроекта самолета является важнейшей частью подготовки бакалавров, обучающихся по направлению «Авиа- и ракетостроение», которая впоследствии входит в дипломный проект. Все остальные разделы дипломного проекта будут напрямую зависеть от данной работы, поэтому получив задание, студенту необходимо осознанно подойти к выбору схемы, параметров и общего устройства проектируемого самолета, тщательно при этом проанализировав потребности и требования мирового рынка. Для этого требуется выполнить сбор статистических данных пяти-семи самолетов-аналогов и выбрать среди них единственный прототип, который будет наиболее схож с разрабатываемым самолетом. В связи с тем, что с каждым днем мировой уровень развития авиастроения стремительно растет, для сбора статистических данных необходимо подбирать относительно новые аналоги и прототип, и закладывать более высокие летнотехнические характеристики или по крайней мере такие же по сравнению с их заявленными аналогами. Целью данного пособия является оказание помощи студентам в приобретении опыта и навыков в определении параметров самолета в нулевом приближении согласно их индивидуальным заданиям при выполнении расчетно-графической работы № 1 (РГР № 1). С этой целью в данном пособии дано развернутое описание процесса выполнения расчетно-графической работы № 1 и приведен пример выполнения расчетов одного из вариантов индивидуального задания. В данной работе производится разработка узкофюзеляжного среднемагистрального самолета дальностью полета 6000 км для транспортировки 100 пассажиров и определение в нулевом приближении его параметров. При этом предусмотрено выполнение таких этапов: – сбор и обработка статистических данных (летных, массовых, геометрических характеристик) самолетов и их силовых установок; 11 – разработка тактико-технических требований к самолету; – выбор и обоснование схемы самолета; – определение взлетной массы проектируемого самолета в нулевом приближении; – выбор двигателя и определение его параметров; – определение основных геометрических размеров агрегатов; – выполнение теоретического чертежа, чертежа общего вида и конструктивно-силовых схем агрегатов самолета; – построение теоретического чертежа проектируемого самолета; – выбор, обоснование, разработка и увязка конструктивно-силовых схем (КСС) агрегатов самолета; – выводы. При оформлении работы необходимо руководствоваться требованиями ДСТУ 3008:2015 «Звіти у сфері науки і техніки» Структура та правила оформлення. Оформление пояснительной записки выполняется на листах формата А4. Чертежи компьютерных разработанных систем конструкций выполняются КОМПАС-ГРАФИК, ADEM при или помощи AutoCAD с обязательным соблюдением требований ЕСКД и сдаются в виде приложений к расчетно-пояснительной записке на листах формата А4 и в электронном виде. Теоретический чертеж оформляется в виде приложения к расчетно- пояснительной записке на листе (миллиметровки) формата А4 и в электронном виде. Создание трехмерной модели (мастер-геометрии) проектируемого самолета в одной из CAD-систем не является обязательным и остается на усмотрение студента. 12 1 СБОР И ОБРАБОТКА СТАТИСТИЧЕСКИХ ДАННЫХ Сбор и обработка статистических данных в ходе проектирования самолета позволяет получить самолетостроения, информацию массовых, о современном геометрических и уровне развития летно-технических характеристиках (ЛТХ) использующихся самолетов. Анализ статистического материала дает возможность: – разработать техническое задание (ТЗ) на проектирование самолета; – выбрать аэродинамическую схему самолета; – рассчитать массу конструкции основных агрегатов самолета, массу силовой установки, топлива, оборудования, массу служебной нагрузки; – подобрать двигатель (двигатели); – рассчитать основные геометрические параметры агрегатов самолета (крыла, фюзеляжа, оперения, шасси); – разработать конструктивно-силовые схемы агрегатов самолета. Для сбора статистических данных необходимо использовать данные самолетов, аналогичных проектируемому. Самолеты-аналоги должны иметь одинаковый тип двигателей, близкие летно-технические характеристики, условия эксплуатации, число пассажиров или массу перевозимого груза. Для каждого самолета, вносимого в статистическую таблицу, следует иметь схему общего вида в трех проекциях. Вследствие того, что проектирование самолета производится в нулевом приближении, достаточно рассмотреть пять самолетов-аналогов последних лет выпуска. Для сбора статистических данных выбраны следующие самолеты: 1 Mitsubishi Regional Jet 90LR (MRJ90LR); 2 Airbus 220-100ER (A220-100ER); 3 Bombardier Canadian Regional Jet 900LR (CRJ900LR); 4 Sukhoi Superjet 100LR (SSJ100LR); 5 Embraer 175LR (E175LR). 13 Mitsubishi Regional Jet 90 LR (MRJ90LR) Mitsubishi Regional Jet 90 LR (MRJ-90LR) – региональный реактивный самолет (рисунок 1), разрабатываемый японской компанией Mitsubishi Aircraft Corporation, подразделение Mitsubishi Heavy Industries [1]. Это первый пассажирский лайнер, сконструированный в Японии с 1965 года. Рисунок 1 – Схема самолета MRJ90LR Дальность полета самолета MRJ90LR составляет 3300 км, а его вместимость в одноклассовой компоновке – 92 пассажиров. Длина самолета составляет 35,8 м, размах крыла – 29,2 м, высота на стоянке – 10,5 м. Крейсерская скорость составляет 828 км/ч, максимальная взлетная масса – 42800 кг. Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме, имеет палубное (фюзеляжное) расположение горизонтального оперения, трехстоечное убирающееся шасси в полете с носовой стойкой и два двигателя, расположенных под крылом на пилонах. Также самолет имеет стреловидное крыло сложной формы в плане с концевыми аэродинамическими поверхностями типа «Blended Winglet». 14 Airbus A220-100ER (A220-100ER) Airbus A220-100ER (A220-100ER) (рисунок 2), ранее известный как Bombardier CS100ER – пассажирский узкофюзеляжный двухмоторный реактивный самолет средней дальности, разработанный компанией Bombardier Aerospace. Airbus получил контрольный пакет акций (50,01%) в программе CSeries в октябре 2017, сделка была завершена в июле 2018. За Bombardier остался 31% акций, а 19% – за Investissement Quebec [2]. Рисунок 2 – Схема самолета A220-100ER Вместимость самолета Airbus A220-100ER в одноклассовой компоновке составляет 110 пассажиров, дальность полета с максимальной загрузкой достигает 5460 км. Длина самолета составляет 34,9 м, размах крыла – 35,1 м, высота на стоянке – 11,5 м. Максимальная взлетная масса составляет 58150 кг, крейсерская скорость – 830 км/ч, площадь крыла – 112,3 м2, максимальная высота полета – 12500 м [2]. 15 Bombardier Canadian Regional Jet 900 LR (CRJ900LR) Bombardier Canadair Regional Jet (CRJ) – семейство региональных пассажирских реактивных узкофюзеляжных самолетов (рисунок 3). CRJ900LR предназначен для обслуживания региональных маршрутов с повышенным пассажиропотоком. Первый полет самолет CRJ900LR совершил 21 февраля 2001 года. Модель рассчитана на перевозку 88 пассажиров [3]. Модификация является дальнейшим развитием серии CRJ200. Рисунок 3 – Схема самолета CRJ900LR Дальность полета самолета CRJ900LR составляет 3300 км, а максимальная высота полета – 12500 м. Длина самолета составляет 36,2 м, размах крыла – 24,85 м, высота на стоянке – 7,51 м. Крейсерская скорость составляет 786 км/ч, максимальная взлетная масса – 38000 кг [3]. Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме, имеет T-образное расположение горизонтального оперения, трехстоечное убирающееся шасси в полете с носовой стойкой и два двигателя, расположенных в хвостовой части. Также самолет имеет сложную форму стреловидного крыла большого удлинения с концевыми аэродинамическими поверхностями типа «Classic Winglet». 16 Sukhoi Superjet 100LR (SSJ100LR) Sukhoi Superjet 100LR – российский ближнемагистральный узкофюзеляжный пассажирский самолет (рисунок 4), предназначенный для перевозки 98 пассажиров на дальность 4578 км [4]. Рисунок 4 – Схема самолета SSJ100LR Длина самолета составляет 29,94 м, размах крыла – 27,8 м, высота на стоянке – 10,28 м. Крейсерская скорость составляет 830 км/ч, максимальная взлетная масса – 49450 кг. Самолет выполнен по нормальной компоновочной схеме – двухмоторный низкоплан со стреловидным крылом большого удлинения сложной формы в плане с однокилевым вертикальным оперением и горизонтальным оперением палубного расположения. Имеет трехстоечное убирающееся шасси в полете с носовой стойкой и два двигателя, расположенных под крылом на пилонах. В конструкции крыла сверхкритического профиля применены однощелевые закрылки. Часть механизации крыла, а также носовой обтекатель и обтекатель корневой части крыла выполнены из композиционных материалов [4]. 17 Embraer 175LR (E175LR) Embraer 175LR (рисунок 5) разработан одноименной бразильской авиастроительной компанией одновременно с самолетом Embraer 170 и отличается от него только удлиненным фюзеляжем, способным вместить большее количество пассажиров. Рисунок 5 – Схема самолета E175LR Дальность полета самолета E175LR с максимальной загрузкой составляет 3900 км, а его вместимость в одноклассовой компоновке – 88 пассажиров. Крейсерская скорость – 797 км/ч, максимальная взлетная масса – 40800 кг [5]. Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме, имеет палубное (фюзеляжное) расположение горизонтального оперения, трехстоечное убирающееся шасси в полете с носовой стойкой и два двигателя, расположенных под крылом на пилонах. Имеет стреловидное крыло сложной формы в плане с концевыми аэродинамическими поверхностями типа «Blended Winglet». Статистические данные самолетов-аналогов разрабатываемому самолету сведены в таблицу 1. и требования ТЗ к 18 Таблица 1 – Статистические данные самолетов-аналогов и требования ТЗ к проектируемому самолету Наименование самолета Параметры ПроектиMRJ90LR A220-100ER CRJ900LR SSJ100LR E175LR руемый самолет Летные данные 𝑉макс , км/ч 906 870 882 860 871 920 𝐻макс , км 11,9 12,5 12,5 12,2 12 12,5 𝑉крейс , км/ч 828 830 786 830 797 900 𝐻крейс , км 11,5 12 12 12 11,5 12 L(𝑚𝑎𝑥 𝑚т), км 4000 6500 4000 5000 4500 8000 L(𝑚𝑎𝑥 𝑚ц.н ), км 3310 5460 3300 4578 3900 6000 𝐿р , м 1740 1500 1600 2052 1644 1500 𝐿п , м 1480 1350 1400 1630 1241 1300 45 Массовые данные 𝑚0 , т 42,5 58 37,5 49 40,5 𝑚0 макс , т 42,8 58,15 38 49,45 40,8 𝑚пос , т 38 50,58 34 41 34 𝑚пуст , т 22,6 35,22 21,5 24,25 21,7 10 10,93 6,7 14,4 9,3 11,7 𝑚кон , т 6,78 10,57 6,45 7,28 6,51 12,6 𝑚ц.н , т 10,2 12 9,8 10,8 9,8 10 92 110 88 98 88 100 𝑚т , т 𝑛пас , чел 35,06 Данные силовой установки 2∙ТРДД 2∙ТРДД 2∙ТРДД GE CF34- SaM146- GE CF34- 8C5 1S18 8E 95,5 63 79 63 78,2 1700 2200 1100 1708 1200 1700 0,45 0,51 0,36 0,63 0,36 0,45 Число и тип 2∙ТРДД 2∙ТРДД двигателей PW1217G PW1500G 𝑃0дв , кН 78,2 𝑚дв , кг 𝐶𝑝 , кг/(кгс⋅ч) 2∙ТРДД 19 Окончание таблицы 1 Наименование самолета Проекти- Параметры MRJ90LR A220-100ER CRJ900LR SSJ100LR E175LR руемый самолет Геометрические данные 𝑆, м2 82,5 112,3 68,6 77 72,72 80,26 𝑙, м 29,2 35,1 24,85 27,8 26 28 34 28 28 26 24 24 𝜆 10,3 11 9 10 9,3 9,8 𝜂 5 3 2,9 3,1 2,6 3 𝐿ф , м 35,8 34,9 34,5 29,9 29,9 32,1 𝐷ф , м 2,9 3,7 2,7 3,24 2,9 3,0 𝜆ф 12,3 9,4 12,8 9,2 10,3 10,7 𝑆м.ф , м2 6,61 10,75 5,73 8,24 6,61 ̅ 𝑆эл 0,035 0,042 0,039 0,031 0,048 0,04 ̅ 𝑆ГО 0,247 0,221 0,253 0,194 0,321 0,3 ̅ 𝑆ВО 0,171 0,198 0,124 0,182 0,232 0,2 𝜒пк , град. Производные величины 𝑝0 = 𝑚0 ⋅ 𝑔 даН , 10 ⋅ 𝑆 м2 505,4 506,7 536,3 624,3 546,3 550 10 ⋅ 𝑃0дв 𝑚0 ⋅ 𝑔 0,375 0,336 0,343 0,329 0,317 0,35 𝑚ц.н 𝑚0 0,24 0,21 0,26 0,22 0,24 0,22 𝑚дв ⋅ 𝑔 𝑃0дв 0,21 0,25 0,17 0,21 0,17 0,21 𝑡0 = 𝑚 ̅= 𝛾дв = 20 2 РАЗРАБОТКА ТЕЗНИЧЕСКОГО ЗАДАНИЯ И ТАКТИКО- ТЕХНИЧЕСКИХ ТРЕБОВАНИЙ К САМОЛЕТУ После сбора статистических данных самолетов-аналогов появляется возможность разработать техническое задание (ТЗ) и тактико-технические требования (ТТТ) к проектируемому самолету. Этот этап проводится на основе анализа вышеприведенных статистических материалов. Назначение самолета Самолет предназначен для транспортировки 100 пассажиров, на расстояние 6000 км. Общие требования Самолет, его двигатели, оборудование и другие комплектующие изделия, а также эксплуатационная документация должны соответствовать: а) авиационным правилам АП-25 «Нормы летной годности самолетов транспортной категории» и дополнительным требованиям к летной годности самолета, образующим вместе с указанными нормами «Сертификационный базис проектируемого самолета»; б) авиационным правилам АП-33 «Нормы летной годности двигателей воздушных судов»; в) авиационным правилам АП-ВД «Нормы летной годности вспомогательных двигателей воздушных судов» (ВСУ). По шуму на местности самолет должен удовлетворять требованиям главы 4 международных стандартов «Охрана окружающей среды», приложения 16 к Конвенции о международной гражданской авиации (том 1 «Авиационный шум», 2001 г.) и требованиям части 36 Авиационных правил АП-36. По эмиссии двигателя самолет должен удовлетворять требованиям приложения 16 к Конвенции о международной гражданской авиации (том ll «Эмиссия авиационных двигателей», издание 1981 г., с 1-й по 4-ю поправки) и требованиям авиационных првил АП-34. 21 По защите от актов незаконного вмешательства самолет должен удовлетворять требованиям приложений ИКАО 6, 8, 17 (с поправками 97, 98), Воздушному кодексу Украины (статья 8). Характеристики надежности, эксплуатационной технологичности и контролепригодности должны соответствовать «Общим требованиям к эксплуатационно-техническим характеристикам воздушных судов гражданской авиации (ГА)». Для пассажирских самолетов, в первую очередь, необходимо обеспечить: – максимальную надежность самолета и безопасность перевозки пассажиров; – высокую экономичность перевозок; – определенные жизненные условия пассажиров во время полета и максимальный комфорт; – возможность выполнять рейсы в сложных метеорологических условиях для достижения высокой регулярности полетов; – минимальное влияние на окружающую среду [6, с. 24]. Самолет должен быть приспособлен к осуществлению взлетов и посадок с аэродромов класса «В» с несущей способностью от 30 до 75 т (что соответствует 2-му классу аэродромов в классификации по несущей способности покрытия). Длина полосы у таких аэродромов не превышает 1800 м, а ширина – 42 м. Минимально допустимая скорость при взлете и посадке 𝑉мин = 180 км/ч, что соответствует числу Маха – 0,15 на высоте над уровнем моря. Самолет должен быть выполнен по нормальной (классической) аэродинамической схеме. Аэродинамическое качество для проектируемого самолета на крейсерском режиме полета должно быть не менее 14 единиц. При полете с максимальной скоростью 𝑉макс самолет не должен преодолеть критическое число Маха, определяемое в результате продувок в аэродинамических трубах. Самолет должен выдерживать все эксплуатационные нагрузки, возможные в полете без образования остаточных деформаций в конструкции. При этом 22 необходимо получить минимальную массу конструкции путем правильного определения нагрузок, рационального выбора конструкционных материалов, конструктивно-силовой схемы и технологии производства. Самолет должен быть приспособлен к модификации, путем удлинения/укорачивания длины фюзеляжа варьируя при этом пассажировместимость. Состав экипажа – 5 человек (2 пилота и 3 бортпроводника). Практическая дальность полета с максимальной целевой максимальным запасом топлива – 8000 км. нагрузкой – 6000 км, а с Длина разбега при взлете 𝐿р = 1500 м, крейсерская высота полета 𝐻крейс = 12000 м. Число Маха на высоте 12000 м (на крейсерском режиме полета) составляет 0,84. Указанные тактикотехнические характеристики самолета и состав экипажа (𝑛эк ), заносим в таблицу 2. Таблица 2 – Тактико-технические требования самолета и 𝑛эк 𝑀мин 𝑀(𝐻 =12 км) 𝑀макс 0,15 0,84 𝐿(max 𝑚ц.н ), 𝑛пас , 𝐿р , 𝐿п , км чел м м 6000 100 1500 1300 0,86 𝐻крейс , 𝐻макс , 𝑛эк , м м чел 12000 12500 5 По статистическим данным определены основные параметры крыла 𝜆, 𝜒пк , 𝜂, с̅, а также относительная хорда закрылка, углы отклонения закрылков, относительная площадь элеронов, параметры фюзеляжа, горизонтального оперения (ГО), вертикального оперения (ВО), и занесены в таблицу 3. Таблица 3 – Основные параметры агрегатов самолета 𝜆 𝜒пк, ° 𝜂 с̅ 𝑏̅з 𝛿з̅ ̅ 𝑆эл, 𝜆ф 𝐷ф, м 𝐿ф, м 9,6 24 3 0,14 0,3 40 0,04 10,7 3 32 ̅ 𝑆ГО ̅ 𝑆ВО 𝜆ГО 𝜆ВО 𝜒ГО, ° 𝜒ВО, ° 𝑐̅ГО 𝑐̅ВО 𝜂ГО 𝜂ВО 0,3 0,2 5 2 32 40 0,1 0,1 3 3 23 3 ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ СХЕМЫ САМОЛЕТА После изучения статистических данных самолетов-аналогов, для проектируемого самолета выбрана нормальная (классическая) схема с низкорасположенным стреловидным крылом. Горизонтальное оперение палубного расположения и однокилевое вертикальное оперение в хвостовой части фюзеляжа. Обоснование выбранной аэродинамической схемы самолета Нормальная (классическая) аэродинамическая схема имеет следующие преимущества: – наибольшая продольная устойчивость (относительно поперечной оси); – крыло находится в чистом невозмущенном воздушном потоке и не затеняется оперением; – носовая часть фюзеляжа короткая и не создает дестабилизирующий момент относительно оси по курсу, что позволяет уменьшить площадь вертикального оперения и его массу; – улучшается для экипажа обзор передней полусферы. Также схема имеет некоторые недостатки: – горизонтальное оперение (ГО) находится в скошенном и возмущенном крылом потоке, что снижает его эффективность, вызывает необходимость повышения его площади и массы, а в случае выноса ГО из зоны возмущения вверх, на вертикальное оперение (ВО), или вниз растет масса ВО и фюзеляжа; – для обеспечения устойчивости полета самолета ГО должно создавать отрицательную подъемную силу, что снижает подъемную силу самолета (𝑌с−та = 𝑌крыла − 𝑌ГО ), требует увеличения площади крыла и его массы [6, с. 27]. Обоснование выбранного расположения крыла относительно фюзеляжа Для пассажирских самолетов выбор схемы крыла относительно фюзеляжа связан в первую очередь с компоновочными соображениями. Потребность в 24 свободных объемах внутри фюзеляжа не позволяет использовать схему среднеплан. В отличие от среднеплана схема высокоплан и низкоплан не мешают созданию единой грузовой кабины. При выборе между ними преимущество отдается схеме низкоплан так как такая схема дает ряд преимуществ: – благодаря эффекту экрана (поверхность аэродрома) возрастает 𝑌крыла , снижается 𝑉взл и 𝑉пос. – меньше высота опор шасси и их масса, упрощается их уборка; – средства механизации могут размещаться также на подфюзеляжной части крыла; – повышается безопасность пассажиров и экипажа при аварийной посадке – крыло служит защитой; – выше плавучесть при аварийной посадке на воду, что позволяет эвакуировать пассажиров и экипаж. Недостатки схемы низкоплан: – наибольшее сопротивление интерференции, но оно может быть существенно уменьшено установкой зализов в месте сочленения крыла с фюзеляжем; – ухудшается обзор нижней полусферы; – упрощается обслуживание двигателей, расположенных на крыле, но необходимо защищать воздухозаборник от попадания посторонних предметов при движении по аэродрому [6, с. 31]. Обоснование выбранной формы крыла в плане Крыло имеет стреловидную форму, которая имеет ряд преимуществ: – увеличение скорости, при которой наступает волновой кризис, и как следствие – меньшее сопротивление на трансзвуковых скоростях по сравнению с прямым крылом; – медленный рост подъемной силы в зависимости от угла атаки, а значит лучшая устойчивость к турбулентности атмосферы; – возрастают критические скорости флаттера и дивергенции. 25 Но такая форма крыла не лишена и недостатков: – несущая способность снижается в 𝑐𝑜𝑠2𝜒 раз, что вызывает необходимость повышения площади крыла и его массы; – некоторое ухудшение эффективности элеронов и механизации вследствие срыва потока [6, с. 35-36]. Обоснование выбранной схемы оперения В связи с тем, что выбранное расположение крыла – низкоплан, потребность в выносе горизонтального оперения на киль отсутствует. В данном случае выгоднее всего применить палубное (классическое) расположение стабилизатора (в хвостовой части фюзеляжа). При этом достигаются следующие преимущества: – облегчается вертикальное оперение, вследствие отсутствия влияния на него осевых нагрузок от горизонтального оперения; – достаточный объем (в хвостовой части фюзеляжа) для размещения устройств, осуществляющих перестановку стабилизатора и его крепление. Обоснование выбранной силовой установки Для данного самолета целесообразно установить два двигателя. Отказ от одного двигателя объясняется тем, что появляются большие сложности с его компоновкой, а также один двигатель не удовлетворяет безопасности полетов. Использование трех и более двигателей, утяжелят и усложнят конструкцию, следствием чего увеличится стоимость самолета. Выбираем силовую установку – два ТРДД, расположенные под крылом на пилонах. Такое расположение имеет ряд преимуществ: – обеспечивается удобство обслуживания двигателя и его замены; – обеспечивается меньший шум от двигателей в пассажирском салоне; – улучшение противопожарной безопасности. 26 Обоснование выбранной схемы взлетно-посадочных устройств Основные стойки шасси находятся позади центра тяжести самолета, дополнительная стойка – в носовой части. Поскольку пространственное положение самолета на земле и в воздухе одинаковое, реактивная струя от двигателей параллельна земле, предохраняя покрытие ВПП от повреждений. Кроме того: – ниже риск опрокидывания (капотирование) при резком торможении; – самолет менее подвержен козлению, так как расположение перед задними стойками шасси центр тяжести заставляет самолет опускать носовую стойки, вследствие чего уменьшается угол атаки и подъемная сила; – улучшается обзор из кабины. По результатам таткико-технических требований выбираем следующую схему для проектируемого самолета (рисунок 6). Рисунок 6 – Схема проектируемого самолета 27 4 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ САМОЛЕТА В НУЛЕВОМ ПРИБЛИЖЕНИИ Взлетная масса самолета в нулевом приближении определяется после выбора схемы самолета и рассчитывается по формуле: 𝑚ц.н+𝑚с.н 𝑚0 = 1−(𝑚 , ̅̅̅кон +𝑚 ̅̅̅СУ+𝑚 ̅̅̅т +𝑚 ̅̅̅об.упр ) где (1) 𝑚ц.н – масса целевой коммерческой нагрузки; 𝑚с.н – масса служебной нагрузки и экипажа, принимается, что средняя масса каждого члена экипажа составляет 80 кг; ̅ кон – относительная масса конструкции самолета, которая включает в 𝑚 себя относительную массу крыла, фюзеляжа, оперения, шасси; ̅ СУ – относительная масса силовой установки, которая состоит из 𝑚 относительной массы двигателей, со средствами их установки и обслуживающими системами; ̅ т – относительная масса топлива; 𝑚 ̅ об.упр – относительная масса оборудования и управления, которая 𝑚 включает в себя гидросистему, пневмосистему, систему электроснабжения, пилотажно-навигационное оборудование, управление рулем высоты, рулем направления, элеронами, закрылками, предкрылками и интерцепторами [6, с. 75]. Массу целевой нагрузки (𝑚ц.н ) можно рассчитать исходя из выбранного количества пассажиров, принимая, что масса каждого пассажира (80 кг) с его багажом (20 кг) – 100 кг (для среднемагистральных гражданских рейсов). Тогда: 𝑚ц.н = 𝑛пас ⋅ (𝑚пас + 𝑚баг ) = 100 ⋅ (80 + 20) = 10000 кг. В массу служебной нагрузки (𝑚с.н ) входит масса экипажа (пилотов и бортпроводников) и масса бытового оборудования, которую рассчитывают по следующей формуле [6, c. 79]: 𝑚быт.об = 12 ⋅ (𝑛пас + 𝑛эк ) = 12 ⋅ (100 + 5) = 1260 кг. 28 Тогда: 𝑚с.н = 𝑚эк + 𝑚быт.об = 80 ⋅ 𝑛эк + 𝑚быт.об = 80 ⋅ 5 + 1260 = 1660 кг. После нахождения массы целевой коммерческой и служебной нагрузок ̅ кон ), силовой необходимо определить относительную массы конструкции (𝑚 ̅ СУ ), топлива (𝑚 ̅ т ), оборудования и управления (𝑚 ̅ об.упр ). Диапазоны установки (𝑚 этих относительных приведены в таблице 4 [6, c 77]. Таблица 4 – диапазоны относительных масс элементов конструкции самолета и топлива Назначение самолета ̅ кон 𝑚 ̅ СУ 𝑚 ̅ об.упр 𝑚 ̅т 𝑚 Дозвуковые, легкие 0,30...0,32 0,12...0,14 0,12...0,14 0,18...0,22 пассажирские, средние 0,28...0,30 0,10...0,12 0,10...0,14 0,26...0,30 магистральные тяжелые 0,25...0,27 0,08...0,10 0,09...0,11 0,35...0,40 Сверхзвуковые пассажирские Многоцелевые для местных авиалиний Спортивно-пилотажные Сельскохозяйственные специализированные 0,20...0,24 0,08...0,10 0,07...0,09 0,45...0,52 0,29...0,31 0,14...0,16 0,12...0,14 0,12...0,18 0,32...0,34 0,26...0,30 0,06...0,07 0,10...0,15 0,24...0,30 0,12...0,15 0,12...0,15 0,08...0,12 Легкие гидросамолеты 0,34...0,38 0,12...0,15 0,12...0,15 0,10...0,20 Мотопланеры 0,45...0,52 0,08...0,10 0,06...0,08 0,08...0,12 Истребители 0,28...0,32 0,18...0,22 0,12...0,14 0,25...0,30 Бомбардировщики Военнотранспортные легкие 0,26...0,28 0,10...0,12 0,10...0,12 0,35...0,40 средние 0,22...0,24 0,08...0,10 0,07...0,10 0,45...0,50 тяжелые 0,18...0,20 0,06...0,08 0,06...0,08 0,55...0,60 легкие 0,30...0,32 0,12...0,14 0,16...0,18 0,20...0,25 средние 0,26...0,28 0,10...0,12 0,12...0,14 0,25...0,30 тяжелые 0,28...0,32 0,08...0,10 0,06...0,08 0,30...0,35 29 Так как проектируемый самолет относится к средним дозвуковым пассажирским магистральным самолетам, выбираем значения относительных ̅ кон = 0,28, 𝑚 ̅ СУ = 0,1, 𝑚 ̅ об.упр = 0,1. масс: 𝑚 Для более точного определения относительной массы топлива воспользуемся формулой [6, c 76]: ̅ т = 1,1 ⋅ (1 − 𝑒 𝑚 где −𝑉 𝐿⋅𝐶𝑝 крейс ⋅𝐾макс ), (2) 𝐶𝑝 – стартовое значение удельного часового расхода топлива, принимаем 𝐶𝑝 = 0,45 кг/(кгс⋅год); 𝐾макс – максимально возможное значение аэродинамического качества 𝐾макс = 14 … 18, причем большие значения принимают для тяжелых самолетов (𝑚0 ≥ 200 т). Принимаем 𝐾макс = 15. С целью обеспечения необходимого количества топлива для преодоления перегоночной дистанции в формулу (2) подставляем в качестве значения L максимальную дальность в 8000 км. Тогда: ̅ т = 1,1 ⋅ (1 − 𝑒 − 𝑚 8000⋅0,45 900⋅15 ) = 0,26. Подставляем полученные значения в формулу (1): 𝑚0 = 10000 + 1660 = 44846 кг. 1 − (0,28 + 0,1 + 0,1 + 0,26) Принимаем полученное значение взлетной массы самолета 45000 кг. 30 5 РАСЧЕТ МАССЫ КОНСТРУКЦИИ ОСНОВНЫХ АГРЕГАТОВ САМОЛЕТА, МАССЫ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ, ТОПЛИВА, ОБОРУДОВАНИЯ И УПРАВЛЕНИЯ ̅ 𝑖 ) по Значения величин относительных масс конструкции агрегатов (𝑚 отношению к массе конструкции самолета (𝑚кон ) приведены в таблице 5. Таблица 5 – Относительные массы конструкции агрегатов самолетов Пассажирские и ̅𝑖 𝑚 10 50 100 150 200 – 5 10 15 20 пассажирские 0,393 0,396 0,391 0,384 0,377 неманевренные 0,389 0,397 0,400 0,402 0,398 маневренные – 0,345 0,333 0,335 0,333 пассажирские 0,357 0,351 0,357 0,358 0,367 неманевренные 0,346 0,342 0,332 0,328 0,332 маневренные – 0,410 0,408 0,403 0,400 пассажирские 0,066 0,069 0,071 0,076 0,073 неманевренные 0,083 0,081 0,083 0,079 0,077 маневренные – 0,084 0,086 0,082 0,080 пассажирские 0,184 0,184 0,181 0,182 0,183 неманевренные 0,182 0,182 0,185 0,191 0,193 маневренные – 0,161 0,173 0,180 0,187 𝑚0 , т неманевренные маневренные Крыло Фюзеляж Оперение Шасси Определим массу конструкции проектируемого самолета. Для этого вычислим произведение выбранного в п. 4 значения относительной массы ̅ кон = 0,28) на взлетную массу самолета: конструкции (𝑚 ̅ кон ⋅ 𝑚0 = 0,28 ⋅ 45000 = 12600 кг. 𝑚кон = 𝑚 Вычислим массу крыла. Так как проектируемый самолет является пассажирским и имеет взлетную массу близкую к 50 т, из таблицы 5 выбираем 31 значение относительной массы крыла для пассажирских самолетов с взлетной массой 50 т. Тогда: ̅ кр ⋅ 𝑚кон = 0,396 ⋅ 12600 = 4990 кг. 𝑚кр = 𝑚 Аналогичным образом определяем массу фюзеляжа, оперения и шасси выбрав перед этим значения их относительных масс согласно таблице 5: ̅ ф ⋅ 𝑚кон = 0,351 ⋅ 12600 = 4423 кг; 𝑚ф = 𝑚 ̅ оп ⋅ 𝑚кон = 0,069 ⋅ 12600 = 869 кг; 𝑚оп = 𝑚 ̅ ш ⋅ 𝑚кон = 0,184 ⋅ 12600 = 2318 кг. 𝑚ш = 𝑚 Массу топлива находим через произведение полученного в формуле (2) ̅ т = 0,26) на взлетную массу значения относительной массы топлива (𝑚 самолета: ̅ т ⋅ 𝑚0 = 0,26 ⋅ 45000 = 11700 кг. 𝑚т = 𝑚 Аналогично находим массу силовой установки, массу оборудования и управления: ̅ СУ ⋅ 𝑚0 = 0,1 ⋅ 45000 = 4500 кг; 𝑚СУ = 𝑚 ̅ об.упр ⋅ 𝑚0 = 0,1 ⋅ 45000 = 4500 кг [6, с. 77]. 𝑚об.упр = 𝑚 Все полученные значения масс заносим в таблицу 6. Таблица 6 – Значения масс агрегатов самолета 𝑚0 , 𝑚ц.н , кг кг 45000 10000 𝑚с.н , 𝑚кон , 𝑚кр , 𝑚ф , 𝑚оп, 𝑚ш , 𝑚т , кг кг кг кг кг кг кг 1660 12600 4990 4423 869 𝑚СУ , 𝑚об.упр , кг 2318 11700 4500 кг 4500 32 6 ВЫБОР ТИПА ДВИГАТЕЛЯ Выбор двигателей в значительной степени определяется необходимостью обеспечить заданные в ТТТ взлетно-посадочные характеристики. Эти требования влияют на комплексный выбор таких параметров самолета, как тяговооруженность, нагрузка на крыло, тип механизации крыла. Из статических данных определяем тяговооруженность самолета данного класса: 𝑡0 = 0,35. Вычислим необходимую расчетную статическую тягу [6, с. 81]: расч 𝑃0 = 𝑡0 ⋅ 𝑚0 ⋅ 𝑔 = 0,35 ⋅ 45000 ⋅ 9,81 = 154,5 кН. расч Тогда необходимая расчетная статическая тяга одного двигателя (𝑃01 ) будет равна: расч расч 𝑃01 𝑃 154,5 = 0 = = 77,25 кН. 𝑛дв 2 Для обеспечения полученного значения расчетной статической тяги, выбрано два ТРДД Pratt & Whitney PW1217G (рисунок 7). Рисунок 7 – Двигатель Pratt & Whitney PW1217G Характеристики двигателя: – статическая тяга (одного двигателя) – 78,2 кН; 33 – степень двухконтурности – 9:1; – сухая масса двигателя – 1700 кг; – габаритные размеры: длина – 2880 мм, диаметр вентилятора – 1422 мм. – удельный расход топлива – 0,45 кг/(кгс⋅год). При этом, статическая тяга двух ТРДД Pratt & Whitney PW1217G будет расч равна 2 ⋅ 78,2 = 156,4 кН, что больше P0 . 34 7 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ РАЗМЕРОВ ОСНОВНЫХ АГРЕГАТОВ САМОЛЕТА (КРЫЛА, ФЮЗЕЛЯЖА, ОПЕРЕНИЯ, ШАССИ). РАЗРАБОТКА ОБЩЕГО ВИДА САМОЛЕТА Определение геометрических параметров крыла Согласно статистическим данным самолетов-аналогов, приведенных в таблице 1, примем удельную нагрузку на крыло при взлете 𝑝0 = 550 даН/м2 . Площадь крыла определяют по соотношению: 𝑆= 𝑚0 ⋅ 𝑔 45000 ⋅ 9,81 = = 80,26 м2 . 10 ⋅ 𝑝0 10 ⋅ 550 Размах крыла определяется исходя из заданного значения его удлинения: 𝑙 = √𝜆 ⋅ 𝑆 = √9,8 ⋅ 80,26 = 28 м. Корневая (𝑏0) и концевая (𝑏к) хорды крыла определяют исходя из заданного значения его сужения (𝜂 = 3), найденного размаха (𝑙) и площади (𝑆). 𝑏0 = 𝑆 2⋅𝜂 80,26 2 ⋅ 3 ⋅ = ⋅ = 4,3 м; 𝑙 𝜂+1 28 3 + 1 𝑏к = 𝑏0 4,3 = = 1,43 м. 𝜂 3 Средняя аэродинамическая хорда (САХ) вычисляется следующим образом: 2 𝜂2 + 𝜂 + 1 2 32 + 3 + 1 𝑏A = ⋅ 𝑏0 ⋅ = ⋅ 4,3 ⋅ = 3,1 м. (𝜂 + 1) ⋅ 𝜂 3 (3 + 1 ) ⋅ 3 3 Определяем координату САХ по размаху крыла: 𝑍A = 𝑙 𝜂 + 2 28 3 + 2 ⋅ = ⋅ = 5,83 м. 6 𝜂+1 6 3+1 Координата носка САХ по оси Ox определяется: 𝑋A = 𝑙 𝜂+2 ⋅ ⋅ 𝑡𝑔𝜒пк = 𝑍A ⋅ 𝑡𝑔𝜒пк = 5,83 ⋅ 𝑡𝑔(24° ) = 2,6 м. 6 𝜂+1 35 Определение геометрических параметров фюзеляжа Длина фюзеляжа определяется через выбранное по статистическим данным значение удлинения фюзеляжа (𝜆ф = 10,7) и его диаметра. Диаметр фюзеляжа для проектируемого самолета подбирается таким образом, чтобы в один ряд поместилось 4 сидения шириной минимум 432 мм (17 дюймов) с достаточной шириной прохода между ними (не менее 508 мм, что соответствует 20 дюймов). Данные параметры являются минимальными для собранной статистики по самолетам-аналогам. При этом значение диаметра фюзеляжа не должно превышать 4 м, так как самолет проектируется как узкофюзеляжный. Таким образом, значение внешнего диаметра фюзеляжа выбрано 3 м. Тогда длина фюзеляжа будет равна: 𝐿ф = 𝜆ф ⋅ 𝐷ф = 10,7 ⋅ 3 = 32,1 м. Длина носовой части фюзеляжа определяется аналогично длины фюзеляжа, за исключением того, что вместо удлинения фюзеляжа, в расчет входит удлинение его носовой части. В современных пассажирских самолетах удлинение носовой части (𝜆н.ч ) лежит в диапазоне 𝜆н.ч = 1,3 … 1,8 [6, с. 91]. Тогда: 𝐿н.ч. = 𝜆н.ч ⋅ 𝐷ф = 1,5 ⋅ 3 = 4,5 м. Длина хвостовой части фюзеляжа вычисляется таким же образом. Удлинение хвостовой части, как правило, лежит в диапазоне 𝜆х.ч = 2,5 … 3,5. Тогда: 𝐿х.ч. = 𝜆х.ч ⋅ 𝐷ф = 3,2 ⋅ 3 = 9,6 м. Определение положения центра масс Положение центра масс самолета откладывается от носка средней аэродинамической хорды крыла. Для дозвуковых самолетов положение центра масс для расчета в нулевом приближении находится на 25% САХ (от ее носка). Тогда: 𝑋m = 0,25 ⋅ 𝑏A = 0,25 ⋅ 3,1 = 0,775 м. 36 Плечо горизонтального оперения откладывается от центра давления ГО до центра масс самолета. Положение центра давления ГО принимается на 25% от носка САХ горизонтального оперения. Диапазон величины плеча ГО (𝑙ГО ) в зависимости от типа крыла самолета приведен в таблице 7 [6, с. 92]. Таблица 7 – Диапазон величины плеча горизонтального оперения Тип крыла самолета 𝑙ГО Прямое крыло 3,5 Стреловидное крыло (𝜒пк = 10 … 30°) (2,5 … 3,6)𝑏A Стреловидное крыло (𝜒пк = 30 … 60°) (2,0 … 2,5)𝑏A Треугольное крыло (1,2 … 1,5)𝑏A Схема «утка» (1,2 … 1,5)𝑏A Так как выбранное крыло на проектируемом самолете стреловидное (со стреловидностью 24° по передней кромке), то расстояние от одной четвертой САХ горизонтального оперения к центру масс самолета будет равно: 𝑙ГО = 3,6 ⋅ 𝑏A = 3,6 ⋅ 3,1 = 11,16 м. Определение геометрических параметров горизонтального оперения (ГО) Площадь горизонтального оперения вычисляется исходя из выбранного в ̅ = 0,3). Тогда: собранной статистике значения относительной площади ГО (𝑆ГО ̅ ⋅ 𝑆 = 0,3 ⋅ 80,26 = 24,1 м2 . 𝑆ГО = 𝑆ГО Размах горизонтального оперения вычисляется путем произведения удлинения ГО на его вычисленную площадь и равен: 𝐿ГО = √𝜆ГО ⋅ 𝑆ГО = √5 ⋅ 24,1 = 11 м. Определяем корневую хорду ГО, принимая значение его сужения (𝜂ГО = 3). Тогда: 𝑏0ГО = 𝑆ГО 𝜂ГО ⋅ 2 24,1 3 ⋅ 2 ⋅ = ⋅ = 3,29 м. 𝐿ГО 𝜂ГО + 1 11 3 + 1 37 Концевая хорда ГО находится путем деления корневой хорды ГО на его сужение: 𝑏кГО = 𝑏0ГО 3,29 = = 1,1 м. 𝜂ГО 3 Определим среднюю аэродинамическую хорду ГО: 𝑏AГО 2 2 𝜂ГО + 𝜂ГО + 1 2 32 + 3 + 1 = ⋅ 𝑏0ГО ⋅ = ⋅ 3,29 ⋅ = 2,38 м. (𝜂ГО + 1) ⋅ 𝜂ГО 3 (3 + 1) ⋅ 3 3 Координата САХ по размаху ГО: 𝑍AГО = 𝐿ГО 𝜂ГО + 2 11 3 + 2 ⋅ = ⋅ = 2,29 м. 6 𝜂ГО + 1 6 3+1 Координата САХ по оси Оx: 𝑋𝐴ГО = 𝑍𝐴ГО ⋅ 𝑡𝑔𝜒ГО = 2,29 ⋅ 𝑡𝑔(32° ) = 1,43 м. Для того, чтобы «затянуть» критическое число Маха (𝑀 ∗) угол стреловидности ГО и ВО больше на 4 … 16° больше, чем угол стреловидности крыла (по передней кромке). Также с этой целью относительную толщину профилей ГО и ВО выполняют значительно меньше, чем у крыла. Определение геометрических параметров вертикального оперения (ВО) Найдем площадь вертикального оперения. Для этого воспользуемся принятым значением относительной площади ВО в таблице 3. Тогда: ̅ ⋅ 𝑆 = 0,2 ⋅ 80,26 = 16,1 м2 . 𝑆ВО = 𝑆ВО Размах ВО: 𝐿ВО = √𝜆ВО ⋅ 𝑆ВО = √2 ⋅ 16,1 = 5,67 м. Коренева хорда ВО: 𝑏0ВО = 𝑆ВО 𝜂ВО ⋅ 2 16,1 3 ⋅ 2 ⋅ = ⋅ = 4,26 м. 𝐿ВО 𝜂ВО + 1 5,67 3 + 1 Концевая хорда ВО: 38 𝑏кВО = 𝑏0ВО 4,26 = = 1,42 м. 𝜂ВО 3 Средняя аэродинамическая хорда ВО: 𝑏AВО 2 2 𝜂ВО + 𝜂ВО + 1 2 32 + 3 + 1 = ⋅ 𝑏0ВО = ⋅ 4,26 ⋅ = 3,1 м. (𝜂ВО + 1) ⋅ 𝜂ВО 3 (3 + 1) ⋅ 3 3 Так как в данном случае вертикальное оперение представляет собой однокилевую схему, координата САХ по размаху ВО определяется следующим образом: 𝑍AВО = 𝐿ВО 𝜂ВО + 2 5,67 3 + 2 ⋅ = ⋅ = 2,36 м. 3 𝜂ВО + 1 3 3+1 Координата САХ по оси Оx: 𝑋AВО = 𝑍AВО ⋅ 𝑡𝑔𝜒ВО = 2,36 ⋅ 𝑡𝑔(40° ) = 1,98 м. Определение геометрических параметров шасси Для трехопорной схемы шасси с носовой стойкой, основными параметрами являются: b – база шасси – расстояние между осями основных и передний опор; B – колея шасси – расстояние (вид спереди) между плоскостями симметрии основных опор; e – вынос основных опор, то есть расстояние (вид сбоку) между вертикалью, проходящей через центр масс самолета и осью (или средней линией нескольких колес, тележки) основных опор; a – вынос передней опоры, то есть расстояние между вертикалью, проходящей через центр масс самолета и осью переднего колеса (или нескольких колес); 𝐻ц.м – высота центра масс самолета; 𝜑 – угол опрокидывания (угол касания хвостовой части фюзеляжа или его вспомогательной опоры поверхности ВПП); 𝛾 – угол выноса основных опор относительно центра масс самолета. 39 База шасси (𝑏), которую выбирают из условия обеспечения необходимой маневренности самолета на аэродроме, зависит от длины фюзеляжа и рассчитывается как: 𝑏 = (0,3 … 0,4)𝐿ф . Тогда: 𝑏 = 0,4 ⋅ 𝐿ф = 0,4 ⋅ 32,1 = 12,84 м. Колею шасси (𝐵) выбирают из условия: 2 ⋅ 𝐻ц.м. ≤ 𝐵 < 16 м. В данном случае 𝐻ц.м = 2,7 м. Тогда: 𝐵 = 5,4 м. Вынос передней опоры (𝑎) выбирают таким образом, чтобы нагрузка на переднюю опору при стоянке самолета составляла 6...12% от его массы. Из этого следует: 𝑒 = (0,06 … 0,12)𝑏 = 0,06 ⋅ 12,84 = 0,77 м. Тогда: 𝑎 = 𝑏 − 𝑒 = 12,84 − 0,77 = 12,07 м. Угол опрокидывания (𝜑) определяют по зависимости: 𝜑 = 𝛼пос.𝑚𝑎𝑥 − 𝛼з − 𝜓, где 𝛼пос.𝑚𝑎𝑥 = 10 … 18° – максимальный посадочный угол атаки, причем меньшее значение принимают для неманевренных дозвуковых самолетов; 𝛼з = 0 … 4° – угол заклинения крыла, 𝛼з = 2°; 𝜓 = −2 … 2° – стояночный угол 𝜓 = −1°. Тогда: 𝜑 = 13° − 2° + 1° = 12°. Угол выноса основных опор относительно центра масс самолета [6, с. 95]: 𝛾 = 𝜑 + 2° = 12° + 2° = 14°. 40 8 ПОСТРОЕНИЕ ТЕОРЕТИЧЕСКОГО ЧЕРТЕЖА САМОЛЕТА После расчета геометрических параметров основных агрегатов самолета можно построить теоретический чертеж его общего вида. Условно разделим фюзеляж на 3 части (носовую, цилиндрическую и хвостовую). На основании полученных данных в п. 7 длина фюзеляжа 𝐿ф = 32,1 м, длина носовой части 𝐿н.ч = 4,5 м, а длина хвостовой части 𝐿х.ч = 9,6 м. Построим две проекции фюзеляжа (рисунок 8). Рисунок 8 – Теоретический чертеж фюзеляжа Найдем положение САХ горизонтального оперения на виде «в плане» относительно продольной оси фюзеляжа. Для этого зададимся условием, что конец САХ ГО должен совпадать с концом хвостовой части фюзеляжа. Из п. 7 длина САХ ГО 𝑏AГО = 2,38 м, а ее координата по размаху ГО 𝑍AГО = 2,29 м. То есть на расстоянии 2,29 м следует провести линию, параллельную оси фюзеляжа, длиной 2,38 м, от конца хвостовой части фюзеляжа в сторону носовой части самолета (рисунок 9). Рисунок 9 – Положение САХ горизонтального оперения на виде «в плане» 41 По вычисленным геометрическим характеристикам построим форму горизонтального оперения в плане (рисунок 10). Рисунок 10 – Теоретический чертеж горизонтального оперения на виде в плане Для определения плеча горизонтального оперения (𝑙ГО ) на теоретическом чертеже, найдем точку, которая находится на САХ ГО на расстоянии 25% ее длины от ее носка. Данная точка является пересечением линии центров давления ГО и САХ ГО (рисунок 11). Рисунок 11 – Нахождение точки для определения плеча ГО 42 Найдем положение центра масс самолета на его продольной оси. Для этого перпендикулярно САХ ГО переносим найденную точку на ось Ох. От получившейся точки откладываем плечо ГО (𝑙ГО = 11,16 м) в сторону носовой части самолета (рисунок 12). Рисунок 12 – Определение положения центра масс самолета Через центр масс проводим поперечную ось Oz и вдоль нее (от точки О) откладываем расстояние 𝑍A = 5,83 м. Получившаяся точка будет являться точкой пересечения поперечной оси Оz с САХ крыла и будет лежать на ней на расстоянии 25% ее длины от ее носка (рисунок 13). Рисунок 13 – Определение положения точки пересечения поперечной оси Оz с САХ крыла От этой точки откладываем расстояние 𝑏A /4 = 3,1/4 = 0,775 м влево вдоль оси фюзеляжа и получаем точку, которая лежит в носке САХ крыла. Откладываем вправо от получившейся точки параллельно оси фюзеляжа длину САХ крыла (𝑏A = 3,1 м) получая точное ее положение (рисунок 14). 43 Рисунок 14 – Определение положения САХ крыла По вычисленным геометрическим характеристикам построим форму крыла в плане (рисунок 15). Рисунок 15 – Теоретический чертеж крыла на виде «в плане» Перенесем выполненные построения с вида «в плане» на главный вид. При этом несущие поверхности на главном виде будем обозначать в виде профилей, лежащих в корневом сечении соответствующей поверхности (рисунок 16). Рисунок 16 – Корневые профили крыла и горизонтального оперения 44 Найдем положение САХ вертикального оперения на главном виде относительно оси фюзеляжа. Для этого на главном виде проведем прямую параллельную оси фюзеляжа на расстоянии 𝑍AВО = 2,36 м и ортогонально спроецируем точку, лежащую в носке САХ горизонтального оперения на проведенную прямую. Таким образом получим точку, лежащую на расстоянии 25% САХ (от ее носка) вертикального оперения. От этой точки откладываем расстояние 𝑏AВО /4 = 3,1/4 = 0,775 м влево вдоль оси фюзеляжа и получаем точку, которая лежит в носке САХ вертикального оперения. Откладываем вправо от получившейся точки параллельно оси фюзеляжа длину САХ ВО (𝑏AВО = 3,1 м) получая точное ее положение (рисунок 17). Данное смещение вертикального оперения вперед обуславливается тем, что его корневая хорда больше, чем у горизонтального оперения. Рисунок 17 – Определение положения САХ вертикального оперения 45 По вычисленным геометрическим характеристикам построим форму вертикального оперения на главном виде (рисунок 18). Рисунок 18 – Теоретический чертеж вертикального оперения на главном виде Теоретический чертеж следует выполнять от руки на миллиметровке с нанесением рамки, основной надписи и дополнительной графы. 46 9 ВЫБОР, ОБОСНОВАНИЕ, РАЗРАБОТКА И УВЯЗКА КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВЫХ СХЕМ (КСС) АГРЕГАТОВ САМОЛЕТА При выборе общего устройства агрегатов самолета необходимо учитывать такие положения: 1) масса конструкции планера самолета для заданных усилий должна быть наименьшей, что достигается рациональной передачей сил по элементам конструкции при необходимой жесткости; 2) конструкция должна иметь высокую степень живучести, то есть способность выдерживать эксплуатационные нагрузки при частичных разрушениях отдельных ее элементов, и соответствовать требованиям усталостной прочности; 3) конструкция должна быть технологичной, то есть такой, чтобы для ее изготовления могла быть применена наиболее простая и рациональная технология; 4) конструкции должна обеспечивать наибольшие удобства в эксплуатации самолета благодаря рациональному размещению люков и эксплуатационных разъемов агрегатов, для подхода к силовой установке, оборудованию и т. д. Конструктивно-силовая схема крыла Выбор конструктивно-силовой схемы крыла определяется: 1) компоновкой крыла – наличием в обшивке люков для обслуживания расположенных в крыле агрегатов оборудования, наличием в крыле бака для топлива; 2) компоновкой фюзеляжа – наличием достаточных объемов для центральной части крыла в фюзеляже; 3) требованием жесткости . Для приближенного выбора конструктивно-силовой схемы крыла используется понятие условного лонжерона, ширина пояса которого составляет 47 0,6 хорды крыла в расчетном сечении. В качестве такого сечения принимают корневую хорду 𝑏0. Толщина пояса условного лонжерона определяется по формуле: δУ = где (𝑝 ⋅ 𝑆 ⋅ 𝑍A − ∑(2 ⋅ 𝑚i ⋅ 𝑔 ⋅ 𝑍i ) − 𝑚кр ⋅ 𝑔 ⋅ 𝑍A ) ⋅ 𝑛P 0,96 ⋅ 𝑐̅ ⋅ 𝑏02 ⋅ 𝜎P , (3) 𝑝0 = 5500 Н/м2 – удельная нагрузка на крыло при взлете; 𝑆 = 80,26 м2 – площадь крыла; 𝑍A = 5,83 м – координата средней аэродинамической хорды от продольной оси самолета по размаху крыла; 𝑚i – масса груза, расположенного на крыле; 𝑔 = 9,81 м/с2 – ускорение свободного падения; 𝑍i – координата центра масс груза, расположенного на крыле, от продольной оси самолета по размаху крыла; 𝑍т = 5,83 м; 𝑍дв = 4,63 м; 𝑍ш = 2,7 м; 𝑛р – коэффициент расчетной перегрузки; 𝑚кр = 4990 кг – масса крыла; 𝑐̅ = 0,14 – относительная толщина профиля крыла; 𝑏0 = 4,3 м – корневая хорда крыла; 𝜎р = 0,8 ⋅ 𝜎в = 0,8 ⋅ 435 = 348 МПа – разрушающее напряжение материала пояса лонжерона алюминиевого сплава Д16Т. Для расчета в нулевом приближении в массу груза, расположенного на крыле, включим массу топлива (в одной консоли), одного двигателя и основной стойки шасси. Массу топлива в одной консоли примем 5850 кг (половина всей массы топлива). Масса одного двигателя Pratt & Whitney PW1217G – 1700 кг, а масса основной стойки шасси – 773 кг (третья часть от массы шасси). Максимальные маневренные эксплуатационные перегрузки (𝑛𝑦э 𝑚𝑎𝑥 ) согласно АП-25 (так как 𝑚0 > 8,6 т) для самолетов транспортной категории должны быть в пределах 2,5 ≤ 𝑛𝑦э 𝑚𝑎𝑥 ≤ 3,8. 48 Для взлетной массы: 𝑛𝑦э взл = 2,1 + 10890 10890 = 2,1 + = 2,32. 𝑚0 + 4540 45000 + 4540 Для посадочной массы: 𝑛𝑦э пос = 2,1 + 10890 . 𝑚пос + 4540 (4) Посадочная масса рассчитывается по следующей формуле: 𝑚пос = 𝑚0 − 0,85 ⋅ 𝑚т = 45000 − 0,85 ⋅ 11700 = 35055 кг. Подставляем вычисленное значение посадочной массы в формулу (4): 𝑛𝑦э пос = 2,1 + 10890 10890 = 2,1 + = 2,38. 𝑚пос + 4540 35055 + 4540 Согласно АП-25, принимаем значения максимальной маневренной эксплуатационной перегрузки 𝑛𝑦э 𝑚𝑎𝑥 = 2,5; 𝑛𝑦э 𝑚𝑖𝑛 = −1. Расчетная перегрузка определяется путем произведения максимальной маневренной эксплуатационной перегрузки (𝑛𝑦э 𝑚𝑎𝑥 = 2,5) на коэффициент безопасности (𝑓 = 1,5): 𝜎р = 𝑛𝑦э 𝑚𝑎𝑥 ⋅ 𝑓 = 2,5 ⋅ 1,5 = 3,75. Подставляем найденные значения в формулу (3): 𝛿У = [5500 ⋅ 80,26 ⋅ 5,83 − (2 ⋅ 5850 ⋅ 9,81 ⋅ 5,83 + 2 ⋅ 1700 ⋅ 9,81 ⋅ 4,63 + 2 ⋅ 773 ⋅ 9,81 ⋅ 2,7) − 4990 ⋅ 9,81 ⋅ 5,83] ⋅ 3,75 = 6,2 мм. 0,96 ⋅ 0,14 ⋅ (4,3)2 ⋅ 348 ⋅ 106 Для данной схемы крыла применено крыло с двумя лонжеронами. Так как значение 𝛿У > 3 мм, то более выгодной в весовом отношении является кессонная КСС крыла. В кессонном крыле наиболее рационально используется материал, масса крыла минимальна. Внутренний объем крыла более свободен от конструктивных элементов. Также кессонная схема целесообразна для получения большей жесткости крыла на кручение. Кессонное крыло состоит из центроплана и двух консолей. Каждая консоль включает два лонжерона, нервюры, панели, закрылки, предкрылки, элероны, 49 съемные носовые и хвостовые части. Стыковка консолей с центропланом осуществляется фитинговым (контурным) соединением. Поперечный набор консоли крыла состоит из 23 нервюр, из них 8 усиленных. К нервюрам № 1, № 5, № 10, № 17, № 19, № 20, № 21, № 22, крепятся узлы навески механизации и управляющих поверхностей. Нервюры расположены с шагом в 600 мм перпендикулярно заднему лонжерону, что делает их короче по сравнению с теми, которые располагаются по потоку. Верхняя и нижняя части крыла выполнены из трех монолитных панелей с простым оребрением, расположенным по сходящейся схеме. Конструктивно-силовая схема консоли крыла показана на рисунке 19. Рисунок 19 – Конструктивно-силовая схема консоли крыла Конструктивно-силовая схема фюзеляжа В процессе проектирования самолета в качестве КСС фюзеляжа выбрана балочно-стрингерная схема (полумонокок). Такая схема обеспечивает достаточную прочность и жесткость конструкции фюзеляжа при наименьших затратах массы. Конструкция балочных фюзеляжей позволяет предоставлять им 50 наиболее выгодные аэродинамические формы, обеспечивать получение гладкой поверхности, получать лучшие условия для более полного использования внутренних объемов фюзеляжа и размещать в них герметизированные кабины. Поперечный силовой набор состоит из 69 шпангоутов, из них 18 усиленных. Два технологических разъема по шпангоутам № 14 и № 47 условно делят фюзеляж на три части – носовую, среднюю и хвостовую. Кабины фюзеляжа – герметичные, ограничены шпангоутами № 1 и № 58. В носовой части фюзеляжа расположен носовой обтекатель и кабина экипажа (между шпангоутами № 4-13), которая отделена от транспортной кабины перегородкой, служит стенкой шпангоута № 13. В перегородке имеется отверстие под дверь кабины экипажа. Под полом кабины экипажа (между шпангоутами № 5-13) находится ниша передней опоры шасси, которая закрывается створками и технические отсеки, которые закрываются крышками. Транспортная кабина расположена в средней и хвостовой частях фюзеляжа (между шпангоутами № 13-58) и включает в себя пассажирский салон, бытовые и подпольные багажные отсеки. КСС фюзеляжа показана на рисунке 20 и 21. Рисунок 20 – Конструктивно-силовая схема фюзеляжа (вид сбоку) Рисунок 21 – Конструктивно-силовая схема фюзеляжа (вид сверху) 51 Конструктивно-силовая схема горизонтального оперения КСС горизонтального оперения представляет собой двухлонжеронную схему с работающей обшивкой. Обшивка в свою очередь подкреплена стрингерным набором, расположенным с шагом 95 мм. Передний лонжерон проходит на расстоянии 27% от носка профиля по хорде, задний – 64%. Нервюры № 2, № 5, № 8, № 11 – усиленные, так как на них находятся узлы навески руля высоты. Шаг нервюр составляет 450 мм. Руль высоты с целью снижения массы выполнен из композиционных материалов и заполнен сотовым заполнителем с промежуточными нервюрами. На расстоянии 20% от носка руля высоты находится его ось вращения, а на расстоянии 28% – его лонжерон. Зазор между рулем высоты и фюзеляжем составляет 10 мм. Стабилизатор является переставным. Система его перестановки расположена на 58 шпангоуте. На концевой части руля высоты расположены стекатели статического заряда. КСС горизонтального оперения показана на рисунке 22. Рисунок 22 – Конструктивно-силовая схема горизонтального оперения Конструктивно-силовая схема вертикального оперения КСС вертикального оперения представляет собой двухлонжеронную схему с работающей обшивкой, подкрепленную стрингерным набором. Шаг стрингерного набора составляет 95 мм. Передний лонжерон проходит на 52 расстоянии 25% от носка хорды, второй – 62%. Нервюры под номерами 3, 7, 10, 13 – усиленные, в связи с размещением на них узлов крепления руля направления. Первая нервюра является подкрепляющей, идущая от стыка заднего лонжерона киля с 62 шпангоутом. Расстояние между нервюрами составляет 450 мм. Руль направления с целью снижения массы выполнен из композиционных материалов и заполнен сотовым заполнителем с промежуточными нервюрами. На расстоянии 20% от носка руля высоты находится его ось вращения, а на расстоянии 28% – его лонжерон. Зазор между рулем направления и фюзеляжем составляет 10 мм. На концевой части руля направления расположены стекатели статического заряда. КСС вертикального оперения показано на рисунке 23. Рисунок 23 – Конструктивно-силовая схема вертикального оперения 53 ВЫВОДЫ 1 Собраны и обработаны статистические данные самолетов-аналогов. 2 Составлена таблица статистических данных самолетов-аналогов. 3 Разработано техническое задание на проектирование самолета. 4 Выбрана и обоснована схема проектируемого самолета. 5 Определены в нулевом приближении относительные параметры самолета. 6 Рассчитана масса целевой и служебной нагрузки, масса конструкции основных агрегатов самолета, масса силовой установки, топлива, оборудования и управления. 7 Выбран тип и количество двигателей, обеспечивающих потребную стартовую тягу и летные характеристики самолета. 8 Определены основные геометрические параметры агрегатов самолета. 9 Выполнены теоретический чертеж и чертеж общего вида самолета. 10 Разработана и оформлена конструктивно-силовая схема самолета. 54 СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ 1 Wikipedia – большая энциклопедия [Электронный ресурс] / Режим доступа: https://uk.wikipedia.org/wiki/Mitsubishi_Regional_Jet – 11.08.2019 г. 2 Wikipedia – большая энциклопедия [Электронный ресурс] / Режим доступа: https://ru.wikipedia.org/wiki/Airbus_A220 – 11.08.2019 г. 3 Wikipedia – большая энциклопедия [Электронный ресурс] / Режим доступа: https://ru.wikipedia.org/wiki/Bombardier_CRJ – 11.08.2019 г. 4 Wikipedia – большая энциклопедия [Электронный ресурс] / Режим доступа: https://ru.wikipedia.org/wiki/Sukhoi_Superjet_100 – 11.08.2019 г. 5 Wikipedia – большая энциклопедия [Электронный ресурс] / Режим доступа: https://ru.wikipedia.org/wiki/Embraer_E-Jet – 11.08.2019 г. 6 Разработка авантроекта самолета [Текст]: учеб. пособие / А. К. Мялица, Л. А. Малашенко, А. Г. Гребенников и др. – Х.: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 2010. – 233 с. 55 ПРИЛОЖЕНИЕ А Теоретический чертеж самолета 56 57 ПРИЛОЖЕНИЕ Б Чертеж общего вида самолета 58 59 ПРИЛОЖЕНИЕ В Конструктивно-силовая схема самолета 60 61 ПРИЛОЖЕНИЕ Г Мастер-геометрия самолета 62
