1.2.5 Определение геометрических характеристик

Данные, необходимые для построения общего вида самолета занесены в таблицу 1.6.

Таблица 1.6 Геометрические размеры

Часть самолета	Характеристика	Размер	Часть самолета	Характеристика	Размер
Крыло	Площадь S, м2 Размах l, м Хорды: b0, м bk, м ba, м	690.2 73.4 14.6 3.57 10.23	ГО	Площадь Sго, м2	179.45
				Размах lго, м	26.96
				Хорды: b0, м	10.3
				bk, м	3.05
					32,70
				Углы откл.	+2º,-8º
Закрылки				Lго	22.75
			Киль	Площадь S, м2	103.53
		30,18		LВО	24.70
		38,8º		lВО	11.60
Предкрылки		17 20 0		b0	13.41
				bk	4.44
Элероны	Площадь,Sэл м2 Углы отклонения	34.51 -35º, 30º	Руль направления Руль высоты	Площадь SРН, м2 Углы отклонения Площадь Sрв, м2 Углы отклонения	20.71 ±30º 35.89 -30º,20º
Шасси	Углы, град.:		Фюзеляж	lф	69,12
	Колея В База, b Вынос, м: Осн. колес,е Перед. колеса,а	8 22.9 2.7 20.2

Вывод: Полученные геометрические размеры обеспечивают выполнение заданных аэродинамических характеристик проектируемого самолета. Основные компоновочные решения представлены на чертеже общего вида (лист 1).

1.2.6 Объёмно весовая компановка и центровка самолёта

Цели компоновки

Центровка самолёта зависит от варианта загрузки и остатка топлива. Она может меняться в пределах от предельно передней , когда необходимо обеспечить достаточность стабилизатора для балансировки самолёта, до предельно задней , когда должно выполняться условие где - расстояние от начала САХ до фокуса самолёта в долях САХ, вычисленное по формуле как сумма фокуса крыла и приращения фокуса от фюзеляжа и оперения :

,

; ;

- ГО на фюзеляже;

Значение предельно-передней центровки определяется по формуле:

- минимальный запас продольной статической устойчивости .

;

;

В пределы от до должны войти центровки самолёта, рассчитанные для всех вариантов загрузки и остатка топлива.

Определение места САХ на фюзеляже

Величина и место САХ (b_a) на крыле определяются графически. Место установки крыла на фюзеляже вдоль оси Х определяется графически

Расчёт центровки самолёта

Для расчёта центровки составляется центровочная ведомость (таблица 1.7) и вычерчивается центровочная схема в профильной и половине плановой проекциях (рис. 1,2). Нумерация масс и их координаты в ведомости и на схеме совпадают.

№ п.п.	Составная часть, груза	mi, кг	Xi, м	miXi, м
	1. ПЛАНЕР
1	– крыло	31541	34,2	1078702,2
2	– фюзеляж	31541	35,2	110243,2
3	– горизонтальное оперение	5607	63,4	355483,8
4	– вертикальное оперение	5256	62,5	328500
5(в)	– носовая стойка	2102	10,8	22701,6
5(у)	– носовая стойка	2102	9,8	20599,6
6(в)	– основные стойки	4205	32,2	135401
6(у)	– основные стойки	4205	32,2	135401
	2. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
7	– двигатели средние	8200	22,7	186140
8	– двигатели крайние	8200	27,3	223860
	3. ОБОРУДОВАНИЕ
9	– радиооборудование	6000	11,5	69000
10	– навигационное оборудование	2500	2,6	6500
11	– электрооборудование	2018	16,45	33113,8
12	– управление	3500	43,1	150850
	4. СНАРЯЖЕНИЕ
13	– экипаж	600	8,8	5280
	ТОПЛИВО
14	– бак №1 (в крыле)	50000	29,6	1480000
15	– бак №2(в центроплане)	26165	37,8	989037
16	– бак №3 (в крыле)	50000	29,6	1480000
17	ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА	90000	40,4	3636000
	СУММА	350461		12686376,6

Определение эксплуатационных центровок



Вариант загрузки
Без топлива, без целевой нагрузки
-шасси убрано	134296	4190035	31,2	0,198
-шасси выпущено	134296	4203464	31,3	0,207
Без топлива с целевой нагрузкой
-шасси убрано	224296	6998035	31,2	0,198
-шасси выпущено	224296	7020645	31,3	0,209
С топливом без целевой нагрузки
-шасси убрано	260461	8204521	31,5	0,231
-шасси выпущено	260461	8152860	31,3	0,207
С топливом и целевой нагрузкой
-шасси убрано	350461	12528274	35,9	0,198
-шасси выпущено	350461	11097653	31,5	0,23

Вывод по разделу 1.1.8

Объёмно-весовая компоновка обеспечивает размещение основных агрегатов, топлива, оборудования и целевой нагрузки в заданных аэродинамических формах самолёта. При этом во всех вариантах загрузки и выработки топлива обеспечивается требуемый диапазон центровок. Получены следующие значения предельных центровок:

допустимые: = 0,198; = 0,318;

эксплуатационные: = 0,198; = 0,231.