Выполнение чертежа общего вида

Выполнение чертежа общего вида. Окончательный чертеж общего вида самолета в трех проекциях был выполнен после компоновки и центровки самолета и уточнения его внешних форм и основных параметров, связанных с компоновкой.

Основными данными для чертежа общего вида самолета явились: законченный компоновочный чертеж, предварительные чертежи общего вида, чертежи и эскизы крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и других частей проектируемого самолета, а также общие виды самолетов-прототипов, приведенные в журналах, альбомах, описаниях, справочниках.

Чертеж общего вида дал законченное представление о форме и основных размерах самолета в целом. Особое внимание при выполнении данного чертежа было уделено точности воспроизведения внешних форм всех агрегатов самолета. Чертеж общего вида оформил в полном соответствии с требованиями ЕСКД. Самолет на чертеже общего вида показал в трех проекциях: вид слева, вид сверху и вид спереди.

На чертеже показал все элементы внешнего вида самолета: линии эксплуатационных разъемов крыла, фюзеляжа, оперения, рули самолета, элероны, подвесной бак и т. д. Опоры шасси не убираются. На проекциях самолета нанесены все осевые линии, проставлены углы стреловидности, углы поперечного V-крыла и оперения, а также следующие основные размеры: габаритные размеры самолета, размах крыла и оперение, база и колея шасси, расстояние между двигателями, диаметр винта.

В правом нижнем углу над штампом приведена таблица основных параметров самолета. рис. 1.1. Эскиз проектируемого самолета 2. Разработка компоновки самолета 2.1. Оценка конструктивной аэродинамики схемы самолета При разработке общего вида самолета за основу берется схема самолета-прототипа, т.е. количество, взаимное расположение и форма основных агрегатов – крыла, фюзеляжа, оперения, шасси, а также количество, тип и размещение двигателей и воздухозаборники самолёта остаются неизменными.

Крыло. При сохранении относительных геометрических параметров и стреловидности крыла будут изменятся площадь, размах и средняя аэродинамическая хорда. Площадь крыла определена ранее. Размах крыла находим при условии постоянства его удлинения λ I = По коэффициенту сужения определяют все характерные хорды крыла: средняя геометрическая хорда bcр=S/L центральная хорда и концевая хорда без учета площади наплывов, поскольку она составляет незначительную часть (несколько процентов) от всей площади крыла. Большое значение при компоновке и центровке самолета играет величина средней аэродинамической хорды (САХ) и ее положение на крыле.

САХ любого крыла называется хорда прямоугольного крыла, эквивалентного данному крылу по моментным характеристикам относительно оси Z , проходящей через начало центральной хорды данного крыла. Для трапециевидного крыла в плане величину и координаты ее положения, определяемые расстояниями передней кромки САХ относительно носка можно найти по формулам [1] (1+ )) где - угол стреловидности крыла по передней кромке крыла.

Для крыла, составленного из двух и более трапеций, при определении необходимо обратиться к [1]. Относительные площади элеронов, элевонов, интерцепторов и закрылков остаются такими же, как у прототипа. Фюзеляж. Основные геометрические параметры фюзеляжа характеризуют его форму и размеры. Форма поперечного сечения фюзеляжа, как правило, соответствует назначению самолета. Количественно она характеризуется значениями или . в отличии от прототипа фюзеляж проектируемого самолёта может отличаться лишь длиной, необходимой для размещения заданного количества полезной нагрузки.

Например, для пассажирского самолета следует воспользоваться рекомендациями/1,с 237/. Увеличивать или уменьшать длину фюзеляжа необходимо с помощью цилиндрических ставок, симметрично устанавливаемых относительно центра самолета. Оперение. Геометрические параметры оперения проектируемого самолёта по отношению к прототипу должны обеспечивать сохранение неизменными характеристики устойчивости и управляемости самолёта. А это значит, что должны остаться неизменными значения коэффициентов и и относительные площади рулей ГО и ВО: Таким образом, у проектируемого самолета определение площадей ГО и ВО производится по формулам где индекс «пр» означает прототип. - изменение длины хвостовой части фюзеляжа, связанное с изменением величины полезной нагрузки, расположенной внутри фюзеляжа проектируемого самолета.

При этом относительные геометрические параметры оперения, а также углы стреловидности его плоскостей по отношению к прототипу остаются неизменными.

Остальные геометрические размеры оперения - размах ГО и ВО: = ; = ; - хорды оперения: концевая и осевая хорды ГО: ; Концевая хорда ВО: : ; Бортовая хорда ВО: Шасси самолета. Схема шасси проектируемого самолёта по отношению к прототипу остается неизменной. Однако геометрические параметры шасси получают изменения: -база шасси b=(b/ )пр -колея шасси B=(B/ )пр -высота шасси h= где - угол опрокидывания. 2.2. Перечень коммерческой нагрузки и ее размещение на самолете Массы и нагрузки, кг: максимальная взлетная 6500; максимальная без топлива 5885; пустого снаряженного самолета 3900; максимальная коммерческая нагрузка 2000; запас топлива 1530. Пассажиров 17 при шаге кресел 0,72 м. Благодаря складным креслам багажным полкам кабина может быть перекомпонована в грузовой или пассажиро-грузовой вариант менее чем за 3 мин. 2.3.