Разработка конструкции самолета

Размещено на http://www.allbest.ru/

1. Предварительные изыскания

Авиапромышленность занимает лидирующее место в мировом промышленном производстве гражданской авиации. Доказательством этому служит статистика, по предварительным данным примерно 1/3 от мирового парка реактивных самолетов составляют советские и российские самолеты.

Гражданская авиация является важным видом транспорта, от чего в малой степени зависит развитие экономики и социальной сферы современного государства:

- обеспечение пассажироперевозок;

- обеспечение транспортных и других потребностей народного хозяйства; - поддержка парка гражданской авиации на современном уровне с учетом использования новейших достижений авиационной науки, техники и материаловедения;

- развитие участия отечественной авиапромышленности на мировом рынке.

В большинстве стран мира авиаперевозки растут высокими темпами - от 4 до 8% в год и более. В силу сложного экономического положения многих стран СНГ в настоящее время прогноз авиаперевозок на период до 2005 года крайне затруднен. Однако в условиях рыночной экономики существует ряд факторов, которые приведут к росту объема перевозок после их сокращения в переходный период:

- стабилизация экономики и рост национального дохода;

- увеличение процента поездок с деловыми целями;

- увеличение подвижности населения;

- повышение качества предоставляемых услуг потребителям в результате конкуренции;

Для авиации характерна сменяемость парка. По имеющимся прогнозам, за счет выработки ресурса к 2005 году в России 1145 самолетов из эксплуатируемых в 1996 году. Рост стоимости топлива, экологические проблемы требуют решения задачи создания нового поколения авиационной техники, не уступающей по техническому совершенству лучшим зарубежным аналогам.

Особенно интересные работы по созданию таких самолетов ведутся за рубежом, где сразу несколько авиастроительных фирм работают над созданием и внедрением в эксплуатацию пассажирских самолетов.

Целью предварительных изысканий является подготовка исходного материала, в котором должны быть отражены:

- задачи для решения, которых предназначены самолеты данного типа;

- существующие отечественные и зарубежные самолеты данного типа;

- наиболее близкие по своим ЛТХ к проектируемому, которые в дальнейшем будут рассматриваться как самолеты-прототипы;

характеристики самолетов-прототипов, по которым будут определены вероятные статистические значения характеристик проектируемого самолета.

Предварительные исследования показывают, что сейчас выявилась потребность в пассажирских самолетах на 15…19, 20…40, 41…60 мест.

На дальность около 1000 км перевозится до 80% всех пассажиров.

Новые самолеты должны обладать высокой экономичностью, иметь достаточно большие крейсерские скорости, высокую степень комфорта. При разработке новых самолетов используются последние достижения в области аэродинамики, конструкционных материалов, технологии, силовых установок, электроники и т.д. При разработке компоновки пассажирских салонов и грузовых помещений самолета, помимо других, решались две основные задачи:

- предоставление пассажирам самолетов местных и средних воздушных линий уровня комфорта, сравнимого с комфортом, представляемым на магистральных пассажирских самолетах;

- обеспечение возможности автономной эксплуатации самолета на необорудованных аэродромах за счет использования принципа "багаж при себе" с одновременной возможностью использования в оборудованных аэропортах стационарных наземных средств для погрузки-выгрузки пассажиров, багажа и грузов.

Самолеты нового поколения будут иметь более высокую стоимость, но и более высокие летно-технические характеристики, эксплуатационные характеристики, топливную эффективность и т.д. Эти положительные факторы должны компенсировать затраты на их проектирование и производство. Новые самолеты должны быть способными совершать более крутой набор высоты и снижаться по крутым глиссадам, совершать несколько промежуточных посадок без дозаправки топливом, быть рассчитаны на эксплуатацию, как с бетонных, так и с грунтовых аэродромов, что особенно важно для районов, не имеющих аэродромов с ВПП высокого класса, или имеющих недостаточное количество таких аэродромов.

К пассажирским самолетам местных авиалиний предъявляют следующие требования:

- высокая топливная экономичность;

- малое время наземного обслуживания;

- операции с багажом должны происходить за несколько минут;

- малое время посадки и высадки пассажиров;

- быстрая заправка топливом;

- высокий уровень комфорта;

- низкий уровень шума и вибраций;

- большая гибкость в эксплуатации;

Таблица 1.1

ХАРАКТЕРИСТИКИ	DO-328-120	«ДЭШ»8-200В	Ан-24	ATR-42-200
Крейсерская скорость полета, км/ч	620	545	450	500
Высота полета, м	8000	7620	7000	7600
Дальность полета, км	1280	1700	1350	1195
Взлетный вес самолета, кг	13990	16460	21000	15750
Длина посадочной дистанции, м	1010		1200	960
Количество пассажиров, чел			42-52	42
Количество и мощность двигателей, л.с.	2Ч2290	2Ч2150	2Ч2650	2Ч1800
Тяговооруженность	0,242	0,19	0,24	0,23
ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ
Размах крыла, м	20,98	25,91	29,2	24,57
Площадь крыла, м2	40	54,35	74,98	54,5
Удлинение крыла	11	12,34	11,37	11,08
Удлинение г.о.			4,92	4,9
Удлинение в.о.			1,8	0,56
Средняя аэродинамическая хорда крыла, м			2,813	2,3
Длина самолета, м	21,28	22,25	23,53	22,67
ВЕСОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Масса целевой нагрузки, т	3,54	4,11	5,3
Масса самолета без топлива, т	12,61	14,51
Запас топлива, л	4270	3160	5100
Масса посадочная, т	13,23	15,51	21
Масса пустого снаряженного, т	8,81	10,4	14,6

При проектировании самолета должны быть выполнены следующие требования:

- соответствие сертификационному базису, разработанному на основе действующих требований НЛГС-3 и АП-23;

- соответствие ГОСТам, ОСТам, межведомственным и отраслевым нормалям;

- полная безопасность полета;

- возможность полета при любых метеоусловиях;

- максимальный комфорт пассажирам;

- уровень шума создаваемого самолетом на местности, должен соответствовать требованиям международных стандартов.

Конструкция самолета должна обеспечивать безопасность в следующих случаях:

1. Посадка с убранными шасси;

2. Посадка с боковым ветром;

3. Разрушение шасси при посадке;

4. «трех точечная» посадка;

5. При посадке «на брюхо» должна быть исключена возможность заклинивания аварийных выходов;

6. Полет и посадка самолета должны быть обеспечены при отказе одного из двигателей.

Кроме того, проектируемый самолет должен эффективно эксплуатироваться:

- в любое время суток;

- с аэродромов всех классов, в том числе и грунтовых ВПП;

- как в жарком, влажном климате (Азия, Ближний Восток), так и в северных областях.

2. Выбор схемы самолета и типа двигателя

самолет двигатель пассажирский взлетный

Под схемой самолета понимают взаимное расположение агрегатов самолета. При ее выборе необходимо руководствоваться следующими критериями:

- аэродинамической компоновкой;

- эксплуатационными и техническими особенностями проектируемого самолета;

- типом и размещением силовой установки;

- технологическими условиями производства;

Аэродинамическая компоновка в основном определяется аэродинамической схемой самолета, которая характеризуется взаимным расположением несущих поверхностей. В системе несущих поверхностей имеются главные поверхности (крылья), создающие основную долю аэродинамической подъемной силы, и вспомогательные поверхности (горизонтальное и вертикальное оперение), предназначены для стабилизации самолета и управления полетом.

В зависимости от расположения вспомогательных поверхностей относительно крыльев различают следующие схемы:

- «Нормальную» схему или «классическую», если г.о. располагается позади крыла;

- Схема «утка» если г.о. располагается впереди крыла;

- «бесхвостку» или «летающее крыло» если аэродинамическая схема состоит из одной несущей поверхности;

Самолеты схемы «бесхвостка» и схемы «утка» при взлете и посадке вынуждены выходить на большие углы атаки (из-за относительно небольших ДС_умех.- особенно у схемы «бесхвостка»). Это делает конструктивно невозможным (или затруднительным) использование крыльев большого удлинения. Крылья же малого удлинения имеют малое аэродинамическое качество на дозвуковых режимах полета. Поскольку проектируемый самолет дозвуковой, наиболее целесообразна «нормальная» схема, так как дает возможность эффективно использовать крыло большого удлинения.

В зависимости от взаимного расположения крыла и фюзеляжа различают три схемы:

- высокоплан;

- среднеплан;

- низкоплан;

Наименьшим сопротивлением интерференции обладают среднеплан и высокоплан. Среднеплан для пассажирских самолетов не применяется, так как центроплан, проходя в середине фюзеляжа, мешает созданию единой пассажирской кабины.

Схема низкоплан.

Преимущества - возможность размещения шасси на крыле;

- в случае аварийной посадки на сушу, грузовая кабина защищена центропланом крыла;

- в случае аварийной посадки на воду кессон крыла служит поплавком, обеспечивая плавучесть и удобство покидания самолета экипажем и пассажирами;

- легкость маневрирования при одностороннем торможении колес, а также обеспечение устойчивости и управляемости при рулении за счет большей колеи колес шасси;

Недостатки:

- наибольшее сопротивление интерференции крыла и фюзеляжа;

- применение более сложных погрузочно-разгрузочных устройств;

- трудности в размещении под крылом ТРД и на крыле ТВД и необходимость в связи с этим делать у крыла положительное «поперечное V», требующее введения автоматики в управление по курсу и крену;

Схема высокоплан.

Преимущества:

- сравнительно низкое сопротивление интерференции крыла и фюзеляжа;

- малая высота от низа фюзеляжа до поверхности земли;

- свободное маневрирование обслуживающего персонала на земле под крылом;

- хорошее размещение двигателей на крыле и под крылом;

- минимальная вероятность пожара при аварийной посадке на землю в случае размещения топлива в крыльевых баках;

Недостатки:

- шасси приходится размещать не на крыле, иначе при размещение на крыле опоры шасси получаются высокими и массивными;

- в случае аварийной посадке на воду фюзеляж погружается в воду, что затрудняет покидание самолета пассажирами и экипажем;

- рост аэродинамического сопротивления за счет наличия крупногабаритных обтекателей основных опор шасси;

Схема высокоплан наиболее приемлема для пассажирских самолетов с ТВД, расположенными на крыле, так как не надо делать у крыла положительное «поперечное V», требующее на современных самолетах ведения автоматики в управлении по курсу и крену.

Тип двигателей и их размещение на самолете.

Для дозвукового самолета с крейсерской скоростью V_кр=550 км/ч наиболее приемлемым является применение турбовинтовых двигателей с их низким удельным расходом топлива. Малая окружная скорость вращения винтов обеспечивает уменьшение уровня шума. Из существующих типов ТВД, производящихся в России, наиболее приемлема схема размещения двигателей под крылом с выносом вперед.

Преимущества:

- двигатели разгружают крыло;

- двигатели являются противофлаттерными балансирами;

- удобство осмотра и обслуживания двигателей;

- обдув крыла двигателем, что улучшает взлетно-посадочные характеристики;

Недостатки:

- большой разворачивающий момент при отказе одного двигателя;

- большой крутящий момент крыла;

По типу фюзеляжа проектируемый самолет является однофюзеляжным.

Круглая форма поперечного сечения фюзеляжа представляется найвыгоднейшей, как обеспечивающая минимальный периметр для постоянной площади сечения или минимальную площадь поверхности фюзеляжа при постоянном его объеме и, как следствие этого, наименьшее сопротивление трения. Круглая форма предпочтительна также для герметизированных частей фюзеляжа, нагруженных избыточным давлением, так как исключает появление значительных изгибных напряжений в оболочке подкрепленной шпангоутами, а, следовательно, обеспечивает наименьшую массу конструкции. Схема размещения сидений в пассажирском салоне выбрана «2+2», для обеспечения максимальной комфортности пассажиров. Кабина пилота вписана в обводы фюзеляжа, но для улучшения обзора передняя часть фонаря имеет уступ. Очертания хвостовой части фюзеляжа выбраны из условия обеспечения посадочного угла атаки б_пос при наименьшей высоте шасси.

На выбор горизонтального оперения большое значение оказывает тип самолета и размещение на нем двигателей. Для проектируемого самолета целесообразно применять высокорасположенное горизонтальное оперение, вынесенное из спутной струи создаваемой воздушными винтами двигателей.

Преимущества:

- горизонтальное оперение, расположенное над килем, служит ему концевой шайбой, повышая тем самым его эффективность, что позволяет уменьшить его площадь;

- уменьшить потребные размеры площади горизонтального оперения, расположенного на стреловидном киле из-за увеличения плеча L_го;

Недостатки:

- некоторое увеличение массы горизонтального оперения, так как оно рассчитывается на несимметричную нагрузку, которая на 1/3 больше симметричной;

- некоторое увеличение массы вертикального оперения, так как оно догружается силами и моментами от горизонтального оперения;

Под схемой шасси понимается число опор и особенности их расположения относительно центра масс самолета. В настоящее время на самолетах применяются шасси четырех схем:

- трехопорное с хвостовой опорой;

- трехопорное с передней опорой;

- велосипедное - с подкрыльевыми опорами;

- многоопорное;

Велосипедная не получила широкого применения из-за многих недостатков:

- требуется более высокая техника пилотирования самолета при разбеге;

- увеличивается дистанция пробега самолета вследствие ограничения тормозной силы, создаваемой колесами на носовой опоре;

Применение многоопорной схемы оправдывается у самолетов с большими взлетными массами для уменьшения нагрузки на покрытие аэродромов. У проектируемого самолета нет необходимости применять эту схему из-за небольшого взлетного веса.

Шасси проектируемого самолета колесное, трехопорное с носовой опорой заключается в следующем:

- более простой расчет посадки, возможность скоростной посадки, исключается возможность «козления»

- уменьшение опасности «капотирования»;

- возможность применения при посадке более сильного торможения колес основных опор немедленно после касания ими земли. Что уменьшает длину пробега;

- хорошая устойчивость при разбеге, пробеге и движении по аэродрому;

- горизонтальное положение оси самолета при стоянке, что улучшает обзор пилоту;

Недостатки:

- большая масса за счет больших нагрузок на основные опоры;

- возможность шимми переднего колеса, вследствие чего необходимо устанавливать демпферы;

- большие объемы для уборки;

- большая опасность аварии при поломке;

- продольная неустойчивость при движении самолета по ВПП с приподнятой передней опорой при взлете;

3. Расчет взлетного веса и выбор основных параметров

3.1 Определение веса в первом приближении

где: = 0,26 - относительный вес конструкции;

= 0,12 - относительный вес силовой установки;

= 0,11 - относительный вес оборудования и управления;

= 0,21 - относительный вес топлива;

= 4000 - вес целевой нагрузки;

= 400 - вес служебной нагрузки;

3.2 Определение необходимого относительного веса топлива для заданной дальности полета

где: = 1500км - дальность крейсерского полета;

= 0,41 кг/кг ч - удельный расход топлива в крейсерском полете (по прототипу);

= 16 - аэродинамическое качество самолета в крейсерском полете (по прототипу);

= 550 км/ч - заданная крейсерская скорость;

= статистический коэффициент, учитывающий навигационный запас топлива и топлива на планирование (снижение) самолета с крейсерской высоты полета: =0,18…0,22 для L < 3500 км, принимаем = 0,2;

- относительный вес топлива, необходимого на набор крейсерской высоты и скорости полета;

где: = 152 м/с - заданная крейсерская скорость;

= 8000м заданная крейсерская высота;

= 0,22 стартовая тяговооруженность (по самолету прототипу);

= 9,8 м/с;

3.3 Определяем величину стартовой удельной нагрузки на крыло

- из условия посадки самолета:

Дан/

где:

м/с - скорость захода на посадку (по прототипу);

- относительный вес топлива;

из условия обеспечения заданной крейсерской скорости:

Дан/

где: = 0,6 (по прототипу);

- скоростной напор для скорости, соответствующей числу

М = 1 на высоте крейсерского полета: (Н = 8000м)

Дан/

=0,496;

Для проектируемого самолета принимаем минимальную из полученных величин:

= min{}=327 Дан/

По стартовому весу самолета и стартовой удельной нагрузке на крыло определяем площадь крыла:

3.4 Определяем стартовую тяговооруженность самолета

- из условия набора высоты при одном отказавшем двигателе:

где: = 2 - число двигателей на самолете;

= 11 - аэродинамическое качество при наборе высоты (по прототипу);

tgи = 0.024 (1)

- из условия обеспечения горизонтального полета:

где: = 16 - аэродинамическое качество в крейсерском полете (по прототипу);

= 0,85 - коэффициент, учитывающий степень дросселирования двигателя до режима, соответствующего оптимальному расходу топлива;

- коэффициент, учитывающий изменения тяги по скорости полета, он равен:

- из условия обеспечения заданной длины разбега:

где: - стартовая удельная нагрузка на крыло;

- коэффициент аэродинамической подъемной силы на взлете; [I]

- заданная длина разбега;

- коэффициент трения колес шасси при разбеге; [I]

- аэродинамическое качество самолета при разбеге; [I]

Для проектируемого самолета принимаем максимальную из полученных величин:

По стартовому весу самолета и стартовой тяговооруженности определяем необходимую суммарную стартовую тягу двигателей:

Тяга одного двигателя:

Определяем относительный вес силовой установки.

Для современных ДПС:

где: - удельный вес двигателя (по прототипу);

- стартовая тяговооруженность;

Относительный вес конструкции определяется как сумма:



где: - относительный вес крыла;

- относительные веса конструкции фюзеляжа, оперения и шасси соответственно.

Определяем относительный вес конструкции крыла:

где: - принятая расчетная перегрузка;

- сужение крыла;

- коэффициент, учитывающий разгрузку крыла изгибающим моментом от грузов в (на) крыле:

- двигатели установлены на крыле; [2]

- относительный вес топлива;

- стартовая удельная нагрузка на крыло;

- относительная толщина крыла у корня (по прототипу);

- относительная толщина крыла на его конце (по прототипу);

- угол стреловидности по ј хорд (по прототипу);

- сужение крыла (по прототипу);

- коэффициент, учитывающий ресурс крыла;

- крыло с одно (двух) щелевыми закрылками и интерцепторами;

- баки имеют внутришовную герметизацию;

Определяем относительный вес конструкции фюзеляжа:

где: - удлинение фюзеляжа (по прототипу);

- диаметр фюзеляжа (по прототипу);

- узкофюзеляжные самолеты ;

- двигатели установлены на крыле (узкофюзеляжные самолеты);

- безконтейнерная перевозка багажа и груза;

- главные стойки шасси крепятся к фюзеляжу;

- главные стойки шасси убираются в фюзеляж;

Определяем относительный вес конструкции оперения:

где: - относительная площадь горизонтального и вертикального оперения;

;

- стартовая удельная нагрузка на крыло;

- г.о. расположено на киле;

- в конструкции оперения широко использованы композиционные материалы;

-«нормальная» схема самолета;

- г.о. с рулями высоты;

Определяем относительный вес шасси:

где: - высота главных стоек шасси (по прототипу);

при ;

- коэффициент, учитывающий ресурс шасси;

- прямые главные стойки;

- «нормальная» схема самолета;

- на самолете две главные стойки шасси;

- давление в пневматиках колес (по прототипу);

Определяем относительный вес оборудования и управления:

где: - человек - количество пассажиров;

Определяем относительный вес конструкции:

3.5 Определяем вес во втором приближении

3.6 Определяем площадь крыла и суммарную стартовую тягу двигателей

Площадь крыла самолета:

Суммарная стартовая тяга двигателей:

Тяга одного двигателя:

3.7 Определяем абсолютные веса

Крыла:

Фюзеляжа:

Оперения:

Шасси:

Силовой установки:

4. Определение основных летно-технических характеристик самолета

Этап «Взлет».

Для этапа «Взлет» определяются следующие характеристики самолета:

1. Скорость отрыва:

где: - тяговооруженность на взлете;

- нагрузка на крыло;

- коэффициент подъемной силы при отрыве (по прототипу);

2. Длина разбега:

где:

- тяговооруженность на взлете;

- коэффициент трения при разбеге;

- аэродинамическое качество при отрыве;

3. Длина взлетной дистанции:

где: - аэродинамическое качество при отрыве;

- тяговооруженность на взлете;

Определяем потребную для взлета длину ВПП:

4.1 Этап «Набор высоты»

Для этапа «набор высоты» определяются следующие характеристики:

1. Расход топлива на набор заданной высоты и скорости горизонтального полета:

где: - заданная высота полета;

- заданная скорость;

- удельный расход топлива в горизонтальном полете;

- взлетный вес;

- тяговооруженность на взлете;

- аэродинамическое качество самолета в горизонтальном полете (по прототипу);

2. Вес самолета в начале горизонтального полета:

3. Расчет потребных тяг для горизонтального полета для различных высот и скоростей полета.

Методы аэродинамического расчета, т.е. расчета летных характеристик самолета в установившемся движении удобно строить на сравнении значений параметров, потребных для выполнения заданного режима, с их располагаемыми (предельными) значениями. Метод, основанный на сравнении величин потребной и располагаемой тяг, является основным методом аэродинамического расчета. Этот метод называется методом тяг Жуковского.

Потребная тяга для установившегося горизонтального полета равна:

и не должна превышать располагаемой.

Для нахождения необходимо найти для выбранных значений высот и скоростей полета :

Результаты расчета заносим в таблицу 4.1

Таблица 4.1

Н(м)/V(км/ч)	100	200	300	400	500	550	600
0	6,74	1,66	0,74	0,42	0,27	0,22	0,18
1000	7,37	1,82	0,81	0,46	0,29	0,24	0,20
2000	8,18	2,05	0,90	0,51	0,32	0,27	0,23
3000	9,05	2,24	1,00	0,56	0,35	0,30	0,25
4000	10,06	2,49	1,11	0,62	0,39	0,33	0,28
5000	11,13	2,75	1,23	0,69	0,43	0,37	0,31
6000	12,54	3,10	1,37	0,77	0,49	0,41	0,34
7000	13,96	3,38	1,51	0,84	0,54	0,46	0,38
8000	15,52	3,88	1,72	0,97	0,62	0,52	0,43

Расчет коэффициента лобового сопротивления:

Результаты расчета сводим в таблицу 4.2

Таблица 4.2

Н(м)/V(км/ч)	100	200	300	400	500	550	600
0	1,79	0,131	0,044	0,030	0,026	0,025	0,0243
1000	2,13	0,152	0,049	0,031	0,026	0,025	0,0246
2000	2,62	0,186	0,055	0,033	0,027	0,026	0,0250
3000	3,21	0,217	0,062	0,035	0,028	0,026	0,0254
4000	3,95	0,263	0,071	0,038	0,029	0,027	0,0260
5000	4,84	0,317	0,082	0,041	0,030	0,028	0,0266
6000	6,13	0,396	0,096	0,046	0,033	0,030	0,0276
7000	7,60	0,466	0,111	0,051	0,034	0,031	0,0285
8000	9,38	0,608	0,139	0,060	0,038	0,033	0,0302

Расчёт потребной тяги для установившегося полёта:

[Дан]

Результаты расчёта заносим в таблицу 4.3.

Таблица 4.3

Н(м)/V(км/ч)	100	200	300	400	500	550	600
0	3912	1158	882	1054	1386	1653	1940
1000	4258	1226	881	1003	1325	1528	1788
2000	4730	1338	893	958	1232	1406	1633
3000	5209	1429	909	924	1147	1300	1502
4000	5779	1556	938	899	1076	1209	1382
5000	6366	1688	973	881	1017	1128	1277
6000	7186	1878	1030	878	966	1056	1181
7000	7932	2011	1075	875	926	991	1106
8000	8781	2276	1167	892	889	938	1018

Высотно-скоростные характеристики двигателя. Располагаемая тяга [Дан].

Определяем и по графику потребных и располагаемых тяг.

Определение области располагаемых скоростей и высот полёта.

Определение вертикальной составляющей скорости полёта самолёта без учёта кинетической энергии при наборе высоты:

;

Для получения оптимальной программы набора высоты по критерию min времени строится график , проводится огибающая всех кривых, отмечаются начальная и конечная .

Для нахождения времени набора высоты проводится интегрирование:

.

Выбор расчётных условий.

На высотах ниже крейсерской, скорости полёта ограничиваются по скоростному напору кг/мІ.

По нормам НЛГС-3, АП-23 задаются значения: км/ч;

Определение времени набора высоты крейсерского полёта H = 8000 м.

По графику методом трапеций находится время набора высоты от 0 до 8000 м.

1. До высоты H = 1000 м:

c.

c = 1,61 мин.

c.

2. До высоты H = 2000 м:

c.

c = 3,13 мин.

3. До высоты H = 3000 м:

c.

c = 4,8 мин.

4. До высоты H = 4000 м:

c.

c =6,8 мин.

5. До высоты H = 5000 м:

c.

c = 9,14 мин.

6. До высоты H = 6000 м:

c.

c = 13,9 мин.

7. До высоты H = 7000 м:

c.

c = 17,8 мин.

8. До высоты H = 8000 м:

c = 24,7 мин.

Строится график рис. 6.

Определение дальности набора соответствующих высот.

Длину установившегося набора высоты можно определить приближённо, если известна скорость набора высоты:

км.

4.3 Этап “Горизонтальный полёт”

Для этапа “Горизонтальный полёт” определяются следующие характеристики:

Дальность горизонтального полёта на крейсерской высоте.

а) При заданной целевой нагрузке и расчётном запасе топлива:

км.

где: K = 16 - аэродинамическое качество самолёта в крейсерском полёте.

V = 550 км/ч - крейсерская скорость полёта.

- удельный расход топлива в крейсерском полёте.

=14967 кг - масса самолёта в начале горизонтального полёта.

кг - масса самолёта в конце горизонтального полёта.

кг - масса топлива, расходуемая при снижении и посадке (с учётом полёта по кругу в районе аэродрома).

кг - аэронавигационный запас топлива.

кг - запас топлива для маневрирования по аэродрому.

кг - масса топлива, расходуемая на участке крейсерского полёта.

б) С максимальным запасом топлива без целевой нагрузки:

км.

где: K = 16 - аэродинамическое качество самолёта в крейсерском полёте.

V = 550 км/ч - крейсерская скорость полёта.

- удельный расход топлива в крейсерском полёте.

=12328 кг - масса самолёта в начале горизонтального полёта.

кг - масса самолёта в конце горизонтального полёта.

кг - масса топлива, расходуемая при снижении и посадке (с учётом полёта по кругу в районе аэродрома).

кг - аэронавигационный запас топлива.

кг - запас топлива для маневрирования по аэродрому.

кг - масса топлива, расходуемая на участке крейсерского полёта.

кг;

в Дальность снижения самолёта с заданной высоты ()

км.

где: = 16 - максимальное аэродинамическое качество.

= 550 км/ч = 152,7 м/с - скорость в начале планирования.

км/ч = 52,5 м/с - скорость в конце планирования.

км - высота начала планирования.

км - высота конца планирования.

Полная дальность полёта (профиль полёта) - на рисунке 9.

4.4 Этап “Посадка”

Для этапа посадка определяются следующие характеристики:

Вес самолёта при посадке: кг.

Посадочная скорость для этого веса:

км/ч.

где: - коэффициент аэродинамической подъёмной силы при посадке.

S = 46,8 мІ - площадь крыла.

Длина пробега:

м.

где: = 135 км/ч = 37,5 м/с - скорость при посадке.

- коэффициент трения колёс шасси при пробеге.

= 4 - аэродинамическое качество при посадке (по прототипу).

Посадочная дистанция (условно определяется от H = 15 м):

м.

м.

м/с.

= 4 - аэродинамическое качество при посадке (по прототипу).

= 135 км/ч = 37,5 м/с - скорость при посадке.

Потребная для посадки длина ВПП: м.

Для данного самолёта длина ВПП составляет 1118 м. Проектируемый самолёт удовлетворяет заданным ЛТХ. Он может эксплуатироваться на аэродромах от класса А до G.

5. Компоновка самолета

5.1 Аэродинамическая компоновка

Задачей аэродинамической компоновки является определение формы, размеров и взаимного расположения частей самолета, омываемых воздушным потоком.

Таблица 5.1. Габариты самолета

Размах крыла, (м)	22,7
Длина самолета, (м)	21,8
Высота самолета (стояночная),(м)	7,65
Стояночный угол, (град.)	0
Крыло:
Площадь, ()	46,8
Средняя аэродинамическая хорда (САХ), (м)	2,21
Удлинение	11
Сужение	2
Угол поперечного V (по линии хвостиков),(град.)	0
Угол стреловидности ОЧК (по линии ј хорд),(град)	4,16
Относительная толщина в корневой части	0,17
Относительная толщина в концевой части	0,13
Горизонтальное оперение:
Площадь, ()	10,8
Размах, (м)	7,5
Удлинение	5,2
Сужение	2,5
Угол стреловидности (по линии ј хорд), (град.)	8,92
Площадь руля высоты, ()	1,95
Относительная толщина по размаху	0,1
Вертикальное оперение:
Площадь, ()	13,56
Высота (м)	4,36
Удлинение	1,4
Сужение	1,8
Угол стреловидности (по линии ј хорд ), (град.)	35
Площадь руля направления ()	5,48
Относительная толщина
Фюзеляж:
Длина, (м)	20,5
Диаметр, (м)	2,86
Площадь миделя, ()	6,42

Положение фокуса самолета:

где:

где: - “нормальная схема” c T - образным оперением.

- статический момент.

- неманёвренный самолёт c T - образным оперением.

- удлинение крыла.

- сужение крыла.

- угол стреловидности по Ѕ хорд.

5.2 Объёмная компоновка и центровка самолёта

Определение диапазона потребных предельно задних и предельно передних центровок:

где: - пассажирские и транспортные самолёты с двигателями на крыле.

где: - неманёвренные самолёты.

Определение эксплуатационных положений центра тяжести самолёта для случаев загрузки:

Координата центра тяжести:

Значение центровки (относительно носка САХ):

где: м - расстояние от начала координат (носка фюзеляжа) до носка САХ.

м - средняя аэродинамическая хорда.

а) Полностью загруженный самолёт (взлётный вес): 9,51 м.

б) Пустой снаряжённый самолёт (без целевой нагрузки и топлива): 9,21 м.

в) Предельно посадочный случай (целевая нагрузка на борту, топлива нет): 9,27 м.

г) Перегоночный случай (полный запас топлива, целевой нагрузки нет): 9,29 м.

Предельно-передняя центровка:

Предельно-задняя:

Диапазон центровок: 0,13

5.3 Конструктивно-силовая компоновка

Конструкция фюзеляжа - полумонокок, состоит из трех основных секций: носовой, средней и хвостовой.

Кабина экипажа, пассажирская кабина располагаются в герметизированной части фюзеляжа.

В передней части фюзеляжа расположены: по левому борту - аварийный выход размером 510х910 мм и по правому борту грузовой люк размером 960х1300 мм. Под крылом по правому борту фюзеляжа имеется аварийный выходы размером 510х910мм, так же оп правому борту в хвостовой части расположен аварийный выход размером 720х1380. Входная дверь располагается в хвостовой части фюзеляжа по левому борту, размером 760х1700.

Носовая часть фюзеляжа до шпангоута № 7 включает в себя:

- радиопрозрачный отклоняемый обтекатель антенны РЛС;

- переднюю гермоперегородку;

- отсек передней опоры шасси;

- фонарь кабины экипажа;

- пол кабины экипажа;

- перегородку по шп. № 7 с дверью в кабину экипажа.

В средней части фюзеляжа от перегородки по шп. № 7 до гермоперегородки по шп. № 31, располагается пассажирская кабина.

В зоне воздушных винтов конструкция фюзеляжа выполняется усиленной, с целью достижения допустимых уровней вибраций и шума. По обоим бортам нижней части фюзеляжа установлены обтекатели, которые закрывают узлы крепления стоек основных опор шасси, стойки и колёса в убранном положении. В правом обтекателе устанавливается ВСУ.

Хвостовая часть фюзеляжа с оперением является единой подсборкой, в которой килевые лонжероны объединены с силовыми шпангоутами крепления киля.

Фюзеляж будет выполнен в основном из алюминиевых сплавов, панели пола и зализ крыла с фюзеляжем - из композиционных материалов.

Конструкция фюзеляжа будет разработана с учетом панельной сборки и широкого применения прессовой клепки. Обшивка будет выполнена из алюминиевых сплавов с дополнительным усилением дублерами и рамками в зоне дверного, люковых и оконных проемов. Обшивка, дублеры и рамки образуют слоистую конструкцию и соединены между собой с применением склейки.

Поперечный набор состоит из силовых и типовых промежуточных шпангоутов. Стрингеры будут выполнены из листового материала. Стыки крыла с фюзеляжем закрываются зализами.

Крыло состоит из центроплана и двух консолей. Стык центроплана с консолями - разъемный.

Крыло (центроплан) крепится к силовым шпангоутам фюзеляжа № 17 и № 19 при помощи соединительных узлов, установленных на лонжеронах центроплана и на шпангоутах фюзеляжа.

Стыки крыла с фюзеляжем закрыты зализами.

На крыле (центроплане), в районе нервюр № 7, 8 и 9, установлены гондолы двигателей.

Конструкция крыла - двухлонжеронной схемы, обычной клепаной конструкции из алюминиевых сплавов.

Верхние и нижние панели силового набора крыла выполнены из листов обшивки с приклепанными к ним прессованными стрингерами. Толщина обшивки от 1 до 4 мм. Отдельные панели обшивки будут выполняться из более толстых листов толщиной 6-10 мм путем химического травления и механической обработки для получения местных усилений в местах поперечных стыков, крепления гондол двигателей, опор закрылков, арматуры топливной системы и т.д.

Максимальные габариты листов обшивки: ширина 1,2 м, длина 9,3м. Стрингеры длиной до 10 м. На консолях крыла предусмотрены технологические стыки листов обшивки и стрингеров по размаху.

Лонжероны и нервюры крыла - обычной балочной конструкции. Нервюры - балочного и ферменного типов.

Для крепления гондол двигателей, механизации крыла, поверхностей управления и т.д. в конструкции крыла будут применяться кронштейны, узлы и фитинги,

В конструкции носовой и хвостовой частей крыла будут применяться сотовые конструкции с обшивкой из композиционных материалов.

Силовой кессон крыла от оси симметрии (нервюра № 0) до нервюры № 18 будет загерметизирован под топливный бак-отсек.

Для доступа внутрь кессона крыла и технологической сборки, на верхней поверхности крыла предусмотрены съемные панели.

Основные элементы крыла:

Закрылки - двухщелевые с фиксированным дефлектором.

На каждом полукрыле располагается по одному неразъемному закрылку, занимающему по размаху участок полукрыла от борта фюзеляжа до 71,3% полуразмаха.

По хорде закрылок состоит из основного звена, неподвижно закрепленного на нем дефлектора и занимает 35,4% хорды крыла.

Максимальный угол отклонения закрылков равен 40°.

Закрылки навешиваются на крыло с помощью кронштейнов крыльевых и закрылочных, расположенных ниже контура крыла и закрытых обтекателями.

Закрылки - сборной конструкции, будут изготовляться из композиционных материалов, сотовых заполнителей, силовые элементы и кронштейны навески - из алюминиевых сплавов.

Элероны занимают концевые части консолей крыла от 71,3% до 100% полуразмаха крыла.

Углы отклонения элеронов: вверх 25°, вниз 17°.

Элероны имеют осевую компенсации площадью 28% от площади элерона и роговую - массовую компенсацию.

Конструкция элеронов аналогична конструкции закрылков.

Тормозные щитки состоят из четырех секций по две секции накаждой половине крыла.

Конструкция тормозных щитков будет выполнена из композиционных материалов, узлы навески - из алюминиевых сплавов.

Угол отклонения тормозных щитков равен 35°.

Хвостовое оперение Т-образной схемы, состоит из стреловидного вертикального оперения и установленного в его верхней части прямого горизонтального оперения.

Горизонтальное оперение трапециевидной формы в плане, имеет стреловидность около 9° по линии 1/4 хорд, выполнено из модифицированных профилей типа NACA-009 (с отогнутым вверх носком) и относительной толщиной по всему размаху с = 10,4%.

Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора, балансировочной поверхности и руля высоты с роговой компенсацией.

Балансировочная поверхность предназначена для балансировки (триммирования) самолета по тангажу при установке руля высоты в положение, близкое к нейтральному, на установившихся режимах полета.

Руль высоты предназначен для выполнения маневра. Роговая компенсация на руле высоты выполняет функцию весовой балансировки руля.

Стабилизатор - двухлонжеронной схемы; состоит из носовой, межлонжеронной (кессонной) и хвостовой частей и законцовок. По размаху выполнен из двух неразъемных консолей (технологический стык по оси самолета).

Стабилизатор крепится к верхней части киля при помощи соединительных узлов.

По результатам испытаний возможна установка стабилизатора относительно оси самолета в диапазоне углов заклинения +1°.

Вертикальное оперение трапециевидной формы в плане, имеет стреловидность 35° по линии 1/4 хорд; выполнено из симметричных профилей типа NАСА-009 с относительной толщиной по всему размаху с = 11,8%.

Вертикальное оперение состоит из киля с законцовкой и гребнем, а также руля направления с роговой компенсацией и сервокомпенсатором. Роговая компенсация на руле направления выполняет функцию весовой балансировки руля.

Конструкция киля аналогична конструкции стабилизатора.

Стык киля с фозеляжем осуществляется непосредственно через пояса и стенки лонжеронов, которые крепятся к силовым шпангоутам.

Оперение представляет собой клепанную конструкцию из алюминиевых сплавов. Панели силового набора выполнены из листов обшивки с приклепанными к ним прессованными стрингерами. Толщина обшивки от 0,6 до 2 мм. Лонжероны и нервюры - балочной конструкции.

В носовой и хвостовой частях оперения будут применяться сотовые конструкции с обшивкой из композиционных материалов. Отдельные участки носков вертикального и горизонтального оперения выполнены из радиопрозрачных композиционных материалов.

Для доступа к местам соединений и элементам проводок управления рулей на боковой поверхности киля и нижней поверхности стабилизатора предусмотрены съемные лючки.

Шасси самолёта 3-х стоечное с носовым колесом, убирающееся. Носовая стойка телескопическая со спаренными колёсами, убирается вперёд в фюзеляж. Основные опоры убираются в обтекатели под фюзеляжем.

6. Определение характеристик манёвренности, продольной устойчивости и управляемости

Управляемостью самолёта называется его способность выполнять в ответ на целенаправленные действия лётчика или автоматики любой предусмотренный в процессе эксплуатации манёвр (при минимальных затратах энергии лётчика) в любых допустимых условиях полёта.

Под устойчивостью самолёта понимается его способность самостоятельно, без участия лётчика сохранять заданный опорный режим полёта и возвращаться к нему после непроизвольного отклонения от него под действием внешних возмущений.

Режим полёта, в котором можно с достаточной степенью точности считать действующие на самолёт моменты уравновешенными, сбалансированными, называются балансировочными.

Статически устойчивым по тому или иному параметру движения называют самолёт, у которого отклонение этого параметра от опорного значения сразу же приводит к появлению силы или момента, направленных на уменьшение этого отклонения. Если сила или момент направлены на увеличение отклонения, самолёт статически неустойчив.

Степень продольной статической устойчивости зависит от взаимного расположения фокуса и центра масс самолёта. Расположение центра масс зависит от компоновки самолёта, положение фокуса зависит от режимов полёта.

Статическую устойчивость самолёта оценивают коэффициентом продольной статической устойчивости :

- самолёт статически устойчив;

- самолёт статически нейтрален;

- самолёт статически неустойчив;

Исходными данными для выполнения необходимых расчётов являются:

- положение фокуса самолёта на дозвуковых скоростях полёта (“нормальная” схема самолёта, прямое крыло );

- эксплуатационное значение центровки в начале заданного крейсерского полёта (полностью загруженный самолёт с убранным шасси );

- удельная избыточная мощность .

Определение времени разгона самолёта от до на трёх характерных высотах

H = 0; 6; 8 км. Диапазон скоростей на каждой высоте разбиваем на три участка.

Время разгона от скорости до равно:

Результаты вычислений сводим в таблицу 6.1.

Таблица 6.1.

/V	230-300	300-400	400-500	(сек)
	14,7	23,9	32,9	71,5
/V	310-400	400-500	500-600	(сек)
	59,1	75,9	137,3	272,3
/V	380-400	400-500	500-600	(сек)
	31,7	172,1	333	536,8

Определение зависимости степени продольной статической устойчивости от числа М полёта.

 - угол стреловидности по Ѕ хорд.

- средняя относительная толщина крыла.

При

Сдвиг фокуса самолёта при

При

При

Степень продольной статической устойчивости:

При

При

Определение зависимостей отклонений (расходов) органов продольного управления на единицу нормальной перегрузки от скорости полёта на трёх характерных высотах H = 0; 6; 8 км.

где ; .

Определение зависимости располагаемой нормальной перегрузки от скорости полёта

Результаты вычислений сводим в таблицу 6.2.

Таблица 6.2.

H(м)/V(км/ч)	100	200	300	400	500	600
0	0,16	0,68	1,51	2,66	4,07	4,95
6000	0,09	0,36	0,81	1,45	2,24	2,65
8000	0,07	0,29	0,65	1,15	1,77	2,09

7. Разработка конструкции агрегата

В качестве агрегата для разработки конструкции выбран киль самолёта. Киль входит в состав Т-образного оперения самолёта.

7.1 Выбор конструктивно-силовой схемы

КСС киля образуют продольные и поперечные элементы и обшивка.

Продольный набор: три лонжерона и стрингеры.

Поперечный набор: нормальные и силовые нервюры.

Материал листовых элементов конструкции Д16 и Д16Т, пояса лонжеронов, силовых нервюр и стрингеры - прессованные профили из материала Д16 и Д16Т.

Конструктивно киль состоит из:

- носок киля;

- кессонная часть;

- хвостовая часть.

Носок располагается между передней кромкой и передним лонжероном (передний лонжерон расположен на 15% хорды киля). Состоит из 2-ух секций. Изготовлен из стеклопластика.

Кессонная часть расположена между передним и задним лонжеронами. Параллельно заднему лонжерону проходит средний. На переднем и среднем лонжеронах крепится стабилизатор в 4-х точках. Стрингеры расположены параллельно заднему лонжерону с шагом 120 мм.

Для снижения веса киля все элементы продольного набора и обшивки кессонной части киля имеют переменное сечение.

Обшивка изготовлена из листа мм, имеет переменную толщину от бортовой нервюры ( мм) до концевой нервюры ( мм). Для крепления стрингеров, нервюр и лонжеронов на обшивке оставлены дорожки с толщиной 2 мм. Обработка по толщине производится химическим травлением.

Лонжероны балочной конструкции. Состоят из поясов, стенки и стоек. Стенки лонжеронов у корня имеют толщину мм, у конца мм. Имеют отверстия облегчения. Пояса изготовлены из прессованных профилей уголкового сечения. Исходное сечение 50(6)х40(3)- у переднего лонжерона и 30(6)х40(3)- для среднего и заднего лонжеронов. Пояса механически обрабатываются по ширине.

Стрингеры изготавливаются из двух профилей, имеют стык по длине.

Нормальные нервюры из листа мм, с компенсатором, с отверстиями облегчения на стыке и рифтами. Силовые нервюры, составные: стенка из листа мм без отверстий облегчения, пояса - прессованные профили, стойки - прессованные профили. Силовые нервюры ставятся по опорам руля направления, по борту и на конце киля. Шаг нервюр 400 мм.

Кессон образует замкнутый контур, работающий на кручение и общий изгиб.

Хвостовая часть киля расположена между задним лонжероном и осью вращения руля направления. Она включает в себя узлы навески Р.Н. (изготавливаются из плиты Д16) и зашивки щели. Последняя состоит из обшивки и подкрепляющих её мембран из листового материала.

7.2 Определение внешних нагрузок действующих на киль

Основными расчётными случаями при проектировании оперения являются:

- Уравновешивающая нагрузка в случае отказа одного из двигателей.

,

где Р - тяга двигателя;

h - плечо между осью симметрии двигателя и осью симметрии самолёта;

L_B о - плечо В.О.;

f - коэффициент безопасности (); = перегрузка по оси z ()

- Манёвренная нагрузка при отклонении руля направления. Она пропорциональна нагрузке на квадратный метр крыла :

_ Нагрузки при полёте в неспокойном воздухе:

, где - максимальная скорость.

Расчётные нагрузки на В.О.

Расчётный случай: Маневренная нагрузка, 2сл. Распределения.

Расчётный случай: Маневренная нагрузка, 3сл. распределения.

Таблица 7.1

Вид нагрузки	Единицы измерения	Значение
	кг	12880
	кг	630
	кг	12250
	кг	12880
	кг	389
	кг	12491
	кг	-
	кг	241
	кг	241

Горизонтального полёта.

Суммарная нагрузка (далее - воздушная) вычисляется так:

Так как оперение Т-образное, на киль действуют растягивающие усилия, которые вычисляются так:

Распределение воздушной нагрузки по размаху киля будет следующим:

где учитывает неравномерность распределения нагрузки по размаху киля. Величина задаётся в нормах площади, она зависит от внешних форм киля .

Зависимость , h, q по размаху киля приведена на рисунке

Перерезывающую силу, накапливаемую на i-м участке киля, можно вычислить по формуле:

Перерезывающая сила в i-м сечении:

Изгибающий момент в i-м сечении:

Крутящий момент, накапливаемый на i-м участке:

Крутящий момент в i-м сечении:

Таблица 7.2

L м	0	0.98	1.48	2.02	2.67	3.12	3.69	4.07	4.21	4.36
Г	1.22	1.186	1.1709	1.1217	1.043	0.915	0.762	0.546	0.098	0
q	1826.7	1775.7	1753.2	1679.4	1561.6	1370	1140	817.5	147.3	0
h	823.7	905.4	939.9	1023.5	1077.9	109.3	1011.1	792.1	156.3	0

Имеем: ; ;

Подставляя эти значения в формулу (1), получаем:

Из формулы (3), получаем:

Из формулы (2), получаем:

Величины приведены на рисунке

Для проектируемого агрегата выбираем следующие материалы:

- Д16 АМО () - обшивка

- В95 () - стрингеры, стенки лонжеронов, силовые нервюры

- Д16 АТВ () - нормальные нервюры

- В65 () - заклёпки

- 30ХГСА () - стыковые болты

7.3 Расчёт киля на прочность

Для стрингеров выбираем профиль №410035 (масса 1пог.м.=0,147; площадь сечения 52,4 )

Шаг стрингеров выбираем по прототипу.

Определяем положение ц.т. сечения киля. Координата будет совпадать с осью симметрии сечения. Координату можно вычислить по формуле

Далее определяем приведенные моменты инерции сечения по формулам:

- равен нулю, т.к. сечение симметричное.

Далее определяем нормальные напряжения в продольных элементах от изгибающего момента по формуле:

При этом работают стрингеры и пояса лонжеронов, воспринимающие изгибающий момент как силы растяжения и сжатия на плече, равном высоте профиля. При растяжении необходимо выполнение условия: , где

- запас прочности конструкции по разрушению.

Так как проектируемый агрегат - киль, панели, работающие на растяжение, будут работать и на сжатие. При сжатии , где

,

где l - шаг нервюр

, - площадь стрингера с присоединенной обшивкой

- запас прочности конструкции по устойчивочти

Для сечений z =1,5м и z =3м, расчёт аналогичный. Из-за меньших нагрузок, количество стрингеров можно уменьшить, обрезав некоторые из них.

Перерезывающую силу воспринимают стенки лонжеронов. Так как сечения стенок лонжеронов одинаковые, нагрузка между ними распределяется одинаково. Нагрузка, приходящаяся на стенку каждого лонжерона, вычисляется по формуле: , где F - площадь сечения стенок.

Полученные значения для трёх сечений приведены в таблице № 7.3

Таблица 7.3

z	1	1.5	3
Q,кг	8463.7	6892.4	3580.1
	16.7	13.6	7.1
n	2.38	2.92	5.63

Крутящий момент воспринимается обшивкой. Касательные напряжения в обшивке, возникающие при этом, можно определить по формуле:

,

где - площадь ограниченная контуром,

толщина обшивки. Полученные значения для трёх сечений сводим в таблицу №7.4

Таблица 7.4

Z	1	1.5	3
	3302.96	2278.42	995.79
	4.468	3.08	1.34
n	2.23	3.24	7.42

Растягивающая сила от стабилизатора воспринимается лонжеронами. Нагрузка, приходящаяся на каждый лонжерон , где F в данном случае - полная площадь лонжерона (двух поясов и стенки). Полученные значения сводим в таблицу № 7.5.

Таблица 7.5

z	1	1.5	3
N,кг	1136	1136	1136
	1.21	1.21	1.21
n	14.3	14.3	14.3

Запас прочности слишком большой, но так как лонжерон работает ещё на изгиб и на срез, оставим его сечение прежним.

7.4 Расчёт стыка киля с фюзеляжем

Подбор диаметров болтов стыка киля с фюзеляжем. Болты работают от действия изгибающего момента и на срез от действия крутящего момента и перерезывающей силы.

Определяющим расчётом подбора диаметра болтов является расчёт на разрыв болта от . Величина у корня 23500 кгм

Необходимо распределить нагрузки по лонжеронам:

Определяется разрывающая сила для каждой пары болтов:

Диаметр болтов можно определить по формуле

Выбирается максимальное значение диаметра резьбы болтов

Окончательно получаем: 12 болтов диаметром 14мм.

Расчёт крепления узла стыков киля с фюзеляжем с поясом лонжерона:

Размещено на Allbest.ru