8.2 Конструктивно-силовая компоновка самолета

Выбираем конструкционные материалы:

материал Д16АТ применяем для изготовления поясов лонжеронов, фрезерованных панелей для сокращения количества стыков.

материал ОТ4-1 для изготовления обшивок, силовых деталей каркаса планера.

материал ВТ22 для изготовления деталей шасси, тяг, качалок.

материал сталь ЗОХГСА для изготовления ответственных сварных узлов, холодно-горячештампованных деталей, силовых шпангоутов, кронштейнов.

материал Сталь ВНС-5 для подмоторных рам. Обладает высокой ударной вязкостью.

материал Сталь СН-4 для изготовления элементов сотовых панелей из тонких листов. Хорошо сваривается, штампуется и паяется.

материал МА-8 для изготовления обшивок элеронов, рулей закрылков. Материал МВ65-1 для штампованных барабанов колес Композиционные материалы для изготовления предкрылков, интерцепторов, гасителей подъемной силы.

Фюзеляж полумонококовой конструкции (стрингерный), силовые факторы воспринимает толстая обшивка, подкрепленная набором стрингеров. В местах подхода сконцентрированных сил устанавливаются силовые шпангоуты для равномерного распределения нагрузки. Рядовые шпангоуты практически не несут нагрузки и предназначены в основном для поддержания формы фюзеляжа.

Данная конструктивно - силовая схема обеспечивает наименьшую массу конструкции при хороших прочностных характеристиках.

При разработке силовой схемы руководствуемся общими принципами получения силовых конструкций минимального веса:

- передача усилий по кратчайшему пути;

- максимальное использование строительной высоты элемента, работающего на изгиб;

- использование замкнутого тонкостенного контура для передачи крутящего момента;

совмещение и объединение силовых элементов для передачи нагрузок, действующих в разное время и при разных случаях нагружения.

9. Центровка самолёта

Разработка компоновки самолета сопровождается обязательной проверкой его центровки определением положения центра масс самолета относительно средней аэродинамической хорды крыла, что оценивается относительной координатой

где Хм - координата по оси X центра масс самолета;

Ха - координата носка Ьа.

Центровка самолета ( Хм) определяет характеристики устойчивости и и управляемости самолета и должна лежать в строго заданном диапазоне

где Хм пер- допустимая величина передней центровки, которая ограничивается эффективностью продольного управления на взлете и посадке;

Хм зад -допустимая задняя центровка - ограничивается минимальным запасом продольной статической устойчивости по отношению к фокусу самолета - mz .

Использование переставного или управляемого стабилизатора сдвигает вперед границу допустимой передней центровки, расширяя, тем самым, диапазон эксплуатационных центровок самолета.

Использование автоматики в канале продольного управления современных самолетов (маневренных и неманевренных) позволяет до минимума снижать запасы продольной статической устойчивости (вплоть до нулевых ее значений — полет на статически нейтральном самолете), что существенно уменьшает потери качества на балансировку и повышает топливную эффективность самолета.