Компоновка и центровка

Понятие компоновки и центровки

Компоновка самолета обеспечивает пространственную увязку аэродинамической и силовой схем самолета с размещением пилота, полезной нагрузки, топлива, силовой установки, шасси, оборудования с одновременным обеспечением заданного положения центра масс самолета.

Компоновку самолета условно можно разделить на аэродинамическую, объемную и весовую.

Цель аэродинамической компоновки состоит в обеспечении летных данных не ниже отмеченных в техническом задании при соблюдении ограничений по устойчивости, управляемости и безопасности полетов в целом.

Объемная и весовая компоновки ведутся, как правило, одновременно, сменяя и уточняя друг друга. Окончательное решение достигается методом последовательных приближений.

Целью объемной компоновки является рациональное размещение пилота и всех агрегатов в обводах фюзеляжа и крыла, оптимальных с точки зрения аэродинамики самолета. Одним из наиболее "важных ограничений при объемной компоновке является центровка самолета.

Под центровкой самолета понимается положение центра его масс относительно начала средней аэродинамической хорды (САХ) крыла. Определение истинного положения САХ трапециевидного или стреловидного крыла достаточно сложный и трудоемкий процесс. Однако если считать, что все участки крыла обладают примерно одинаковыми несущими свойствами, то положение САХ соответствует положению средней геометрической хорды (СГХ), вычисление которой не вызывает особых затруднений. Такое допущение полностью применимо и оправдано для СЛА, так как на них используются в основном крылья небольшой стреловидности и примерно с одинаковыми вдоль размаха несущими свойствами.

Относительная координата центра масс в процентах САХ определяется по формуле



где x_т-расстояние от носка САХ до центра масс самолета; b_САХ-длина САХ.

Отсчет центровки ведется от начала САХ, однако расположение и длина САХ не всегда известны. Возникает необходимость их определения.

Расчет средней геометрической хорды

При использовании прямоугольных, в плане, крыльев СГХ совпадает с хордой крыла на виде самолета сбоку и лежит в плоскости симметрии самолета.

При применении трапециевидных, в том числе и стреловидных, крыльев СГХ удобно находить графически. Для этого в масштабе вычерчивается полукрыло и на продолжении осевой и концевой нервюр откладываются отрезки, равные соответственно концевой и осевой нервюрам. Концы этих отрезков соединяются пунктирной линией, как показано на рис. 2. 1, а.



Рис 2.1 К расчету средней аэродинамической формы
а - трапециевидного крыла, б - составного крыла

Точка пересечения этой линии с прямой, соединяющей средние точки хорд нервюр крыла дают точку, определяющую положение и длину СГХ.

Если полукрыло составлено из прямоугольника и трапеции (или двух трапеций), то вначале находятся средние геометрические хорды каждой из фигур и , (на рис. 2. 1, б построение выполнено штриховой линией), а затем СГХ всего крыла (построение выполнено штрих пунктирной линией).

Объемная компоновка

Объемная компоновка предназначена для определения взаимного расположения крыла, оперения, кабины пилота, силовой установки, топливных баков, шасси и других агрегатов.

В процессе компоновки решаются также вопросы выбора конструктивно-силовой схемы и передачи усилий с одного агрегата самолета на другой. От выбора силовой схемы во многом зависит масса СЛА, технологичность его изготовления, эксплуатационные свойства и даже безопасность полетов.

Компоновка производится с помощью компоновочного продольного разреза самолета, выполненного по предварительному чертежу общего вида. Желательно к началу выполнения компоновки заготовить чертежи фигуры пилота, а также двигателя, топливного бака и других агрегатов, сделав вид сбоку, в масштабе компоновочного чертежа с указанием их центров масс.

Наибольшее затруднение при выполнении объемной компоновки конструкторы-любители испытывают при определении размеров и геометрии кабин. Добиваясь уменьшения миделя фюзеляжа и улучшения аэродинамических форм самолета, они обычно стремятся к уменьшению размеров кабин. Однако в тесной кабине затрудняется работа пилота, ограничиваются его движения, что в большой степени сказывается на безопасности полетов.

Размеры кабин должны обеспечивать: удобство рабочей позы и выполнение рабочих операций: хороший обзор кабины и окружающего пространства; досягаемость всех органов и элементов управления; удобство посадки в кабину и покидание самолета.

Расстояние от спинки кресла до приборной доски должно быть таким, чтобы летчик, находясь в удобной рабочей позе, мог хорошо видеть приборную доску. Наиболее рационально располагать приборную доску на расстоянии 0, 65... 0, 75 м от центра спинки сиденья летчика.

Геометрические размеры кабин, рекомендуемые для СЛА, можно снять с рис. 2. 2 и 2. 3.



Рис 2.2 - 2.3 Геометрические размеры кабин и углы отклонения рычагов (вид сбоку и сзади)

Приведенные размеры являются ориентировочными и в зависимости от назначения самолета, его аэродинамики могут несколько изменяться.

Приступая к компоновке СЛА, прежде всего, необходимо уяснить сущность основных правил компоновки, выработанных практикой проектирования:

• Фюзеляж по отношению к крылу необходимо располагать так, чтобы центр масс самолета соответствовал выбранной центровке
• Кресло пилота и топливный бак необходимо располагать как можно ближе к центру масс самолета
• Воздушные винты должны располагаться на достаточном расстоянии от травяного покрова
• Плоскость вращения воздушных винтов у двухдвигательных самолетов не должна пересекать место расположения пилота и находиться в зоне недосягаемости с пилотского кресла
• Линия тяги винтов должна проходить возможно ближе к центру масс самолета, чтобы исключить влияние режима работы двигателей на положение рулей высоты
• Силовая схема, разрабатываемая в процессе компоновки, должна обеспечивать простоту поагрегатной сборки и разборки, хороший доступ к основным агрегатам при обслуживании и ремонте
• Должна быть обеспечена возможность изменения центровки как в процессе проектирования, так и после изготовления СЛС, например, за счет смещения двигателя или неизменной полезной нагрузки

Компоновочный чертеж желательно выполнять, соблюдая предлагаемую последовательность:

• наносится на чертеж СГХ, желаемое положение центра масс СЛА и контур корневой нервюры
• на контуре корневой нервюры наносится сечение предполагаемого лонжерона крыла, который сквозь фюзеляж должен пройти неразрезанным
• с использованием рис. 2. 2 вычерчиваются контуры кабины. При этом необходимо стремиться к тому, чтобы центр массы пилота располагался как можно ближе к центру массы самолета. В противном случае при изменении массы пилота существенно будет смещаться центр масс самолета
• с учетом размеров и расположения винта наносятся на чертеж контуры силовой установки. При этом необходимо стремиться к тому, чтобы направление силы тяги винта проходило вблизи центра масс и центра давления всех лобовых сил
• обозначаются места установки силовых шпангоутов для крепления крыла, двигателя, шасси и оперения с учетом передачи сил по кратчайшему расстоянию
• обозначаются каналы для прокладки проводки управления в хвостовую часть фюзеляжа и крыло.

При объемной компоновке и проектировании кабины необходимо учитывать то обстоятельство, что прокладка проводки управления под креслом летчика, как это принято в "большой авиации", резко увеличивает высоту фюзеляжа СЛА около кабины. Из рис. 2. 3 видно, что удобно с точки зрения объемной компоновки проложить тяги управления, тросовую проводку и другие коммуникации в каналах ниже локтевых суставов пилота. Такая мера без каких-либо других затрат позволяет на З... 10% уменьшить площадь миделя фюзеляжа, а значит, и его лобовое сопротивление.

Изменять положение крыла, оперения и шасси, указанное на предварительном чертеже общего вида СЛА, до расчета центровки нецелесообразно.

Определение фокуса крыла и самолета

Проектное положение центра тяжести СЛА, прежде всего, зависит от положения его фокуса.

Фокусом самолета называется точка на его продольной оси, обладающая следующим свойством. Коэффициент момента аэродинамических сил относительно поперечной оси, проходящей через эту точку, не изменяется с изменением угла атаки самолета. То есть фокус самолета-это точка, к которой приложена равнодействующая дополнительных аэродинамических сил, вызванных изменением угла атаки самолета.

На положение фокуса самолета влияние оказывают геометрические размеры, форма и взаимное расположение крыла, оперения, фюзеляжа, гондол, шасси и других элементов конструкции.

Точное определение положения фокуса-задача достаточно трудоемкая, и во многих случаях кроме теоретических расчетов требует специальных продувок моделей. Она может быть существенно упрощена, если считать, что на положение фокуса влияние оказывают только крыло и горизонтальное оперение. Для самолетов с дозвуковыми скоростями, в том числе и СЛА, с относительно небольшими размерами фюзеляжей такое допущение применимо.

Нахождению фокуса самолета предшествует определение фокусов крыла и горизонтального оперения.

Фокусом крыла называется точка на продольной оси его осевой нервюры, обладающая следующим свойством: коэффициент момента аэродинамических сил относительно поперечной оси, проходящей через фокус, не изменяется с изменением угла атаки. Другими словами, фокус крыла - это точка приложения равнодействующей дополнительных аэродинамических сил, вызванных изменением угла атаки крыла.

Положение фокуса крыла зависит в основном от его удлинения и стреловидности. Положение фокуса, выраженное в долях средней аэродинамической хорды, для небольшой стреловидности и сужения, равного двум, показано на рис. 2. 4.



Из графика видно, что для крыла с удлинением более пяти можно принимать, что:



Если стреловидность оперения не превышает 30°, то и для него принимают, что фокус находится на 25% его аэродинамической хорды.

Для определения фокуса самолета обратимся к рис. 2. 5.

Рис 2.5 К определению положения фокуса самолета

При изменении угла атаки возникают приращения подъемной силы как на крыле, так и на горизонтальном оперении. Они приложены соответственно, в фокусах крыла (F_кр) и горизонтального оперения (F_о).

В соответствии с определением фокуса самолета момент относительно точки F изменяться не должен, То есть момент силы Yкр на плече x_F должен быть уравновешен моментом Yго на плече Lго- x_F. В соответствии с этим можно записать:



или



сократив на величину скоростного напора, с учетом того,



Откуда:



Отсюда видно, что величина смещения фокуса x_F тем больше, чем больше относительная площадь горизонтального оперения го=S_го/S и его вынос L_го.

Производная С снимается с графика зависимости Су =f ( ) выбранного профиля и представляет собой приращение коэффициента подъемной силы при увеличении угла атаки на один градус.

Характеристики крыльевых профилей приводятся обычно для удлинений =5 и = . Для других удлинений крыла, в случае отсутствия данных, приближенное значение коэффициента С можно снять с графика, представленного на рис. 2.6.



Рис 2.6 Приближенные значения коэффициента в зависимости от удлинения крыла

Величина С_ГО нестреловидного оперения или стреловидного оперения с небольшим углом стреловидности зависит в основном от удлинения ГО мало зависит от профиля оперения и может быть выражена формулой [23]



по материалам: П.И.Чумак, В.Ф Кривокрысенко "Расчет и проектирование СЛА"