Проект мультимоторного летательного аппарата самолетного типа

Данил Гаенков

Проект мультимоторного летательного аппарата самолетного типа

Аннотация Выпускная квалификационная работа на тему «Проект мультимоторного летательного аппарата самолетного типа». Целью данной работы является расчет основных геометрических и аэродинамических характеристик летательного аппарата (ЛА), разработка аэродинамической и компоновочной схем ЛА, а также конструктивно-силовой схемы крыла. Кроме того, поставлена задача рассчитать на прочность силовую конструкцию рамы, данного ЛА, в программном обеспечении Ansys. Структура работы представлена введением, одиннадцатью главами, заключением, списком использованной литературы и тремя приложением В первой главе произведен обзор прототипов и анализ их характеристик Во второй главе сформированы тактико-технические и летные требования В Третьей главе произведено формирование массово технических характеристик, подобраны геометрические параметры ЛА, сформирован облик ЛА В четвертой главе произведен расчет массово-центровочных характеристик В пятой главе произведена компоновка ЛА, а также рассчитано положение центров масс ЛА В шестой главе произведен аэродинамический расчет В седьмой главе произведен расчет энерговооруженности В восьмой главе произведен расчет маршевого и подъемных винтов, подобраны двигатели В девятой главе произведен подбор аккумуляторов В десятой главе произведен расчет крыла на прочность В одиннадцатой главе представлена специальная часть - расчет конструкции рамы на прочность в программе Ansys

Транспорт

Дипломы

Вуз: Международный университет природы, общества и человека "Дубна" (университет "Дубна")

ID: 60e4a6b0e4dde5000173e4d4

UUID: 64f54c30-c0b9-0139-3a90-0242ac180005

Язык: Русский

Опубликовано: почти 3 года назад

Просмотры: 7

10.24

Данил Гаенков

Комментировать 0

Рецензировать 0

Скачать - 3,4 МБ

Поделиться работой

Государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Московской области «Университет «Дубна» ВЫПУСКНАЯ КВАЛИФИКАЦИОННАЯ РАБОТА БАКАЛАВРСКАЯ РАБОТА Тема: Проект мультимоторного летательного аппарата самолетного типа Ф.И.О. студента Гаенков Данил Сергеевич Группа 4261 Направление подготовки 24.03.04 «Авиастроение» Направленность (профиль) образовательной программы Самолетостроение Выпускающий факультет Инженерно-физический институт Руководитель работы __________________ подпись Консультант (ы) уч. степень, И.О. Фамилия __________________ /ст. преподаватель Д. Ю. Константинов/ __________________ /доцент К. Т. Н. А. В. Тарасанко/ подпись Рецензент /ст. преподаватель А. О. Роенко/ уч. степень, И.О. Фамилия __________________ подпись /педагог доп. обр. С. Н. Протасов/ уч. степень, И.О. Фамилия Выпускная квалификационная работа допущена к защите «11» июня 2021 г. Директор Инженерно-физического института _____________ /Е.А. Давыдов/ подпись г. Дубна И.О. Фамилия

Государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Московской области «Университет «Дубна» УТВЕРЖДАЮ Директор Инженерно-физического института Давыдов Е.А. ____________ «_____» __________20__г. Задание на выпускную квалификационную работу — бакалаврскую работу Тема Проект мультимоторного летательного аппарата самолетного типа Утверждена приказом № 128к от 22.01.2021 г. ФИО студента Гаенков Данил Сергеевич Группа 4261 Направление 24.03.04 «Авиастроение» Профильная направленность образовательной программы Самолетостроение Выпускающий факультет Инженерно-физический институт Дата выдачи задания «4» февраля 2021 г. Дата завершения выпускной квалификационной работы «16» июня 2021 г. г. Дубна 2

Исходные данные к работе Летательный аппарат должен быть предназначен для совершения транспортных перелетов в городской черте. Экипаж – 2 человека. Наличие вертикального взлета и посадки (далее - ВПП). ВПП - стандартная вертолетная площадка с предельно допустимым весом более 2 т. Результаты работы: 1. Содержание пояснительной записки (перечень рассматриваемых вопросов) Спроектирован мультимоторный летательный аппарат (ЛА) самолетного типа с вертикальным взлетом и посадкой. Произведены исследования для определения массы ЛА, рассчитаны геометрические, аэродинамические и прочностные характеристики и параметры. 2. Перечень демонстрационных листов Аэродинамическая схема, компоновочный чертеж, конструктивно-силовая схема крыла Консультант (ы) __________________ /Константинов Д. Ю./ __________________ /Тарасенко А. В./ Руководитель работы __________________ подпись /Роенко А. О./ Фамилия И.О. Задание принял к исполнению 02.02.2021 __________________ (дата) (подпись студента) Я, Гаенков Данил Сергеевич (Ф.И.О.), ознакомлен(а) с требованием об обязательности проверки выпускной квалификационной работы на объем заимствования. Все прямые заимствования из печатных и электронных источников, а также из защищенных ранее выпускных квалификационных работ, кандидатских и докторских диссертаций, должны иметь в работе соответствующие ссылки. Я ознакомлен(а) с Порядком размещения текстов выпускных квалификационных работ обучающихся по образовательным программам высшего образования – программам бакалавриата, программам специалитета и программам магистратуры в электроннобиблиотечной системе государственного университета «Дубна» и проверки на объем заимствования, согласно которому обнаружение в выпускной квалификационной работе заимствований, в том числе содержательных, неправомочных заимствований является основанием для выставления оценки «неудовлетворительно» при промежуточной аттестации по результатам прохождения преддипломной практики и недопуска к прохождению государственной итоговой аттестации. ___________ подпись 3 /______________/ Фамилия И.О.

Аннотация Выпускная квалификационная работа на тему «Проект мультимоторного летательного аппарата самолетного типа». Целью данной аэродинамических работы является характеристик расчет летательного основных геометрических аппарата (ЛА), и разработка аэродинамической и компоновочной схем ЛА, а также конструктивно-силовой схемы крыла. Кроме того, поставлена задача рассчитать на прочность силовую конструкцию рамы, данного ЛА, в программном обеспечении Ansys. Структура работы представлена введением, одиннадцатью главами, заключением, списком используемой литературы и тремя приложениями. В первой главе произведен обзор прототипов и анализ их характеристик. Во второй главе сформированы тактико-технические и летные требования. В третьей главе произведено формирование массово технических характеристик, подобраны геометрические параметры ЛА, сформирован облик ЛА. В четвертой главе произведен расчет массово-центровочных характеристик. В пятой главе произведена компоновка ЛА, а также рассчитано положение центров масс ЛА. В шестой главе произведен аэродинамический расчет. В седьмой главе произведен расчет энерговооруженности. В восьмой главе произведен расчет маршевого и подъемных винтов, подобраны двигатели. В девятой главе произведен подбор аккумуляторов. В десятой главе произведен расчет крыла на прочность. В одиннадцатой главе представлена специальная часть - расчет конструкции рамы на прочность в программе Ansys. В работе содержатся 56 рисунков, 24 таблицы, и 3 приложения. Список использованной литературы включает 14 источников. Общий объем работы составляет 86 страниц. 4

Annotation Final qualification work on the topic "Project of a multi-engine aircraft type aircraft". The purpose of this work is to calculate the basic geometric and aerodynamic characteristics of an aircraft, develop aerodynamic and layout schemes for an aircraft, as well as a structural-power wing scheme. In addition, the task was set to calculate the strength of the frame load-bearing structure of this aircraft in the Ansys software. The structure of the work is presented by an introduction, eleven chapters, a conclusion, a list of used literature and three appendices. The first chapter provides an overview of prototypes and an analysis of their characteristics. In the second chapter, the tactical, technical and flight requirements are formed. In the third chapter, the formation of massively technical characteristics was carried out, the geometric parameters of the aircraft were selected, the appearance of the aircraft was formed In the fourth chapter, the calculation of mass-centering characteristics is made. In the fifth chapter, the layout of the aircraft was made, and the position of the centers of mass of the aircraft was calculated. In the sixth chapter, an aerodynamic calculation was performed. In the seventh chapter, the power-to-weight ratio was calculated. In the eighth chapter, the sustainer and lifting screws were calculated, the engines were selected. In the ninth chapter, the selection of batteries. In the tenth chapter, the strength calculation of the wing is made. In the eleventh chapter, a special part is presented - the calculation of the frame structure for strength in the Ansys program. The work contains 56 figures, 24 tables, and 3 appendices. The list of used literature includes 14 sources. The total amount of work is 86 pages. 5

Оглавление Введение ......................................................................................................................................... 8 Глава №1. Обзор прототипов и анализ характеристик .............................................................. 9 Boeing PAV ................................................................................................................................. 9 EHang 184 ................................................................................................................................. 12 SureFly ....................................................................................................................................... 14 Анализ общих технических характеристик прототипов ...................................................... 16 Глава 2. Этап подготовки............................................................................................................ 17 Формирование ТТТ.................................................................................................................. 17 Летно-технические требования .............................................................................................. 17 Глава 3. Формирование массовых характеристик. Подбор геометрических параметров ЛА. Формирование облика ЛА .......................................................................................................... 17 Выбор аэродинамической схемы ........................................................................................... 21 Выбор схемы расположения крыла........................................................................................ 21 Выбор схемы расположения оперения .................................................................................. 22 Выбор схемы расположения шасси ....................................................................................... 22 Схема расположения двигателей ........................................................................................... 23 Выбор параметров крыла ........................................................................................................ 23 Расчет САХ крыла ................................................................................................................... 24 Подбор профиля крыла ........................................................................................................... 24 Выбор параметров оперения................................................................................................... 25 Глава 4. Расчет массово – центровочных характеристик ........................................................ 27 Расчет взлетной массы ЛА в первом приближении ............................................................. 27 Масса силовой установки ....................................................................................................... 28 Масса снаряжения .................................................................................................................... 29 Вычисление массы ЛА в первом приближении.................................................................... 29 Расчет массы самолета во втором приближении .................................................................. 29 Масса силовой установки ....................................................................................................... 31 Масса оборудования и управления ........................................................................................ 32 Масса топлива .......................................................................................................................... 32 Вычисление массы ЛА во втором приближении .................................................................. 32 Расчет удельной нагрузки на крыло ...................................................................................... 33 Глава 5. Компоновка ЛА. Расчет положения центов масса ЛА .............................................. 34 6

Компоновка ЛА ........................................................................................................................ 34 Расчет положения центров массы ЛА.................................................................................... 35 Глава 6. Аэродинамический расчет ........................................................................................... 38 Полное лобовое сопротивление ЛА ....................................................................................... 38 Коэффициент аэродинамической подъемной силы ............................................................. 45 Глава 7. Расчет энерговооруженности ...................................................................................... 50 Глава 8. Расчет параметров маршевого винта. Расчет параметров подъемного винта. Выбор двигателей ........................................................................................................................ 51 Расчет параметров маршевого винта ..................................................................................... 51 Расчет параметров подъемного винта.................................................................................... 53 Выбор двигателей .................................................................................................................... 55 Глава 9. Подбор аккумуляторов для электродвигателей ......................................................... 56 Глава 10. Расчет крыла на прочность, определение конструктивно силовой схемы (КСС) крыла ............................................................................................................................................. 57 Расчет крыла на прочность ..................................................................................................... 57 Расчет толщины обшивки крыла ............................................................................................ 62 Расчет стрингеров и поясов лонжеронов............................................................................... 63 Определение толщины стенок лонжерона ............................................................................ 67 Проектировочный расчет нервюр .......................................................................................... 69 Расчет стыкового узла крепления крыла к фюзеляжу ......................................................... 72 Глава 11. Специальная часть ...................................................................................................... 75 Постановка задачи ................................................................................................................... 75 Проектировочный расчет ........................................................................................................ 76 Проверка достоверности вычислений в программе Ansys .................................................. 77 Расчет конструкции рамы на прочность в программе Ansys. Получение значений и положения концентраций напряжений .................................................................................. 78 Обработка полученных результатов ...................................................................................... 81 Корректирование конструкции рамы..................................................................................... 81 Заключение................................................................................................................................... 85 Список использованной литературы ......................................................................................... 86 7

Введение Мультимоторный летательный аппарат самолетного типа – ЛА, предназначенный для транспортировки пассажиров и грузов на относительно небольшое расстояние по сравнению с привычными транспортными ЛА. К данному ЛА предъявляются следующие требования: вертикальный взлет и посадка, зависание в воздухе, полет на заданной высоте. Проектируемый ЛА управляется посредством автопилота. ЛА предназначенный для совершения перелетов внутри населенных пунктов должен обладать способностью к вертикальному взлету и вертикальной посадке. Вертикальный режим взлета и посадки позволит сэкономить место при создании посадочных площадок, а также позволит использовать уже созданные посадочные площади, которые эксплуатируют вертолеты. Также стоит отметить, что полет проектируемого ЛА будет проходить на скоростях сильно меньших, нежели те, на которых летают стандартные ЛА. В этом случае вертикальный взлет и посадка являются наиболее предпочтительными для обеспечения максимально безопасного взлета и посадки. Есть много вариантов реализации концепции аэротакси. В данной работе будет использоваться мультикоптерная модель ЛА - октокоптерная схема ЛА. Октокоптерная схема является более предпочтительной, чем квадрокоптер, по причине того, что данная схема обеспечивает наиболее безопасную эксплуатацию при выходе из строя одного или нескольких двигателей. Разработка такого ЛА является актуальной темой в данное время, так как данный вид транспорта в будущем станет альтернативой привычным сегодня автомобилям. Стоит отметить, что в проектируемом ЛА будут установлено 8 электродвигателей (ЭД), для осуществления вертикального взлета и посадки, и один маршевый поршневой двигатель (ПД). В работе предлагается совместить привычный набор элементов ЛА с октокоптерной схемой. Разрабатываемый ЛА будет иметь привычную форму фюзеляжа, крыло, горизонтальное и вертикальное оперение, а в качестве силовой установки будут использоваться роторные электродвигатели. ЭД будут крепиться к раме, к которой в свою очередь будут прикреплён фюзеляж. Проектируемый ЛА будет оснащен автопилотом. ЛА будет предназначен для перевозки двух человек, либо груза, массой эквивалентной массе пассажиров, на расстояние до 100 км. 8

Глава №1. Обзор прототипов и анализ характеристик Boeing PAV Таблица 1.1 – Некоторыйхарактеистики ЛА Boeing PAV Пассажиры, чел 2 Максимальный взлетный вес, кг 800 Масса конструкции, кг 575 Масса полезной нагрузки, кг 225 Крейсерская скорость, км/ч 180 Практическая дальность, км 80 Практический потолок, м 1500 Силовая установка 9 электродвигателей, один из которых с толкающим винтом, расположен с хвостовой части фюзеляжа Boeing PAV – двуместный мультикоптерный ЛА самолетного типа с среднерасположенным трапециевидным крылом. В 2019 году авиастроительная корпорация Boeing провела первое испытание электрического летательного аппарата PassengerAirVehicle (PAV). Аппарат произвел контролируемый взлет, зависание в воздухе и посадку. Экспериментальный аппарат, который относится к категории "летающего такси", был разработан всего за один год компанией AuroraFlightSciences, которую Boeing купил в 2017 году. В отличие от других подобных аппаратов, напоминающих увеличенные в размерах дроны, летающее такси от Boeing больше похоже на самолет, так как имеет толкающий винт и крылья. Boeing PAV работает на электричестве (используется восемь электромоторов) и рассчитан на полностью автономный полет дальностью до 80 км. Полет осуществлялся в беспилотном режиме. Салон конвертоплана рассчитан на двух пассажиров, а размеры машины позволяют ей садиться и взлетать с обычных вертолетных площадок. Трапецевидное прямое крыло обладает низким индуктивным сопротивлением, меньшем весом конструкции, относительно крыла прямоугольной формы. Размах крыла l = 8,5 м. Фюзеляж удобообтекаемой формы, не имеет острых ребер и элементов, выступающих в поток. В хвостовой части фюзеляжа располагается толкающий винт. Хвостовое оперение ЛА трапециевидной формы состоит из вертикального и горизонтального оперения. Располагается на балках, на которые крепятся 8 подъемных 9

роторных двигателей (ни в одной публикации нет информации о характеристиках двигателей). К вертикальному оперению относится киль и руль направления. Горизонтальное оперение состоит из руля высоты, поделенного на две части. Силовая установка состоит из восьми электродвигателей, мощность каждого 100 л/с (75 кВт). Так же в силовую установку входит пяти - лопастный толкающий винт. Шасси представляют собой амортизирующие стойки, служащие для совершения вертикальной посадки. Рис. 1.1 – Boeing PAVвид сверху 10

Рис. 1.2 – Boeing PAV Рис. 1.3 – Boeing PAVв полете 11

EHang 184 Таблица 1.2 – Некоторые характеристики ЛА EHang 184 Пассажиры, чел 1 Максимальный взлетный вес, кг 439 Масса конструкции, кг 200 Массам полезной нагрузки, кг 239 Крейсерская скорость, км/ч 100 Практическая дальность, км 16 Продолжительность полета, мин 25 Практический потолок, м 500 Силовая установка 8 электродвигателей В начале 2018 года беспилотный дрон-такси Ehang 184 совершил первый успешный полет с человеком на борту (беспилотный полет состоялся на год ранее). Этот аппарат, созданный в китайской компании Ehang, разработчики классифицировали как автономный летательный аппарат (autonomousaerialvehicle, AAV). Авиационные обозреватели называют его пассажирским дроном или беспилотником. Хотя возможно более подходящим было бы другое название - обитаемый мультикоптер. Исходя из того, что в аппарате, управляемом дистанционно, может находиться не только пассажир, но наблюдатель или человек, выполняющий иные задачи, кроме путешествия или наблюдения. Кроме того, дистанционное управление исключает автономность. Но поскольку прямое назначение Ehag 184 - перевозка пассажира, его можно назвать и беспилотным такси. Цифры 184 в названии означают: 1 пассажир, 8 двигателей, 4 штанги. Платформа представляет собой шасси, в котором размещены литиевые аккумуляторы (ни в одной публикации не уточнено, какого типа батареи), система управления и штанги с восемью роторами. Штанги могут складываться вверх, уменьшая пространство для парковки аппарата. Конечно, такая компоновка вызывает сомнения в безопасности, поскольку винты могут травмировать пассажира при посадке или во время выхода из кабины. Возможно, конструкторы предусмотрели систему датчиков, которые отключают двигатели при приближении к ним каких-то помех. При условии, что проблема безопасности решена, нижняя платформа имеет несколько преимуществ по сравнению с верхней. 12

Рама компактней, легче, при нижнем расположении моторов и винтов их легче обслуживать. Кроме того, при верхнем расположении платформы она создает дополнительную нагрузку при приземлении, прежде всего, аварийном. Рис. 1.4 – Ehang 184 Рис. 1.5 – Ehang184 со сложенными штангами двигателей 13

SureFly Таблица 1.3 – Некоторые характеристики ЛА SureFly Пассажиры, чел 2 Максимальный взлетный вес, кг 1089 Масса конструкции, кг 839 Массам полезной нагрузки, кг 180 Крейсерская скорость, км/ч 100 Практическая дальность, км 110 Продолжительность полета, мин 150 Практический потолок, м 1500 Силовая установка дизельный двигатель и два литий – ионных аккумулятора В июне 2017 года на международном авиасалоне в Париже, специализирующийся на производстве коммерческого электротранспорта, стартап Workhorse Group представил миниатюрный беспилотный мультикоптер SureFly, стоимость которого составит $200 тыс. Конструкция, представляла собой компактную, изготовленную из углеродного волокна двухместную кабину, с находящейся над ней рамой типа "Х", на четырех концах рычагов которой, были закреплены пары, установленных параллельно, соосных винтов. Управление данного ЛА осуществлялось посредством джойстика (тангаж / крен) и кнопок (рыскание/изменение высоты). SureFly сможет поднимать в воздух полезную массу весом до 180 кг, т.е. двух пассажиров (или пилота и пассажира). Максимальная скорость полета аппарата составит 130 км/час, при этом расстояние на одной зарядке, которое может преодолеть вертолет, также составляет 120 км. Применительно к используемым источникам питания, соучредитель Workhorse Стив Бернс (SteveBurns) охарактеризовал SureFly, как гибридный ЛА, поскольку он оснащен дизельным генератором, и двумя литий-ионными аккумуляторами мощностью 7,5 квт, служащими в качестве резервного источника энергии при отказе генератора. На данный момент на SureFly, установлен двигатель внутреннего сгорания (ДВС) мощностью 200 л.с., однако в дальнейшем Workhorse планирует также использовать и турбинную версию мощностью 300 л.с. 14

Рис. 1.6 – SureFly на взлете Рис. 1.7 – SureFly зависание в воздухе 15

Анализ общих технических характеристик прототипов Boeing PAV EHang SureFly Взлетная масса, кг 800 439 1089 Масса пустого ЛА, 575 200 839 225 239 180 80 16 110 8 электродвигателей 8 электродвигателей поршневой кг Масса полезной нагрузки, кг Дальность полета, км Тип двигателя двигатель и 2 литий – ионных аккумулятора Мощность 8 х 180 8 х 18 200 1500 500 1500 80 16 110 180 100 100 двигателей, л.с. Практический потолок, м Практическая дальность, км Крейсерская скорость, км/ч Подводя итог анализа прототипов, можно выделить следующее: 1. Проектируемый ЛА будет иметь электро- и поршневой двигатели, исходя из соображений безопасности полета и экологичности. 2. На ЛА будут установлены 8 винтов для набора высоты и один толкающий винт, расположенный в хвостовой части фюзеляжа. 3. Проектируемый ЛА будет совмещать в себе характерные черты, как самолета, так и октокоптера. Такое решение приведет к увеличению аэродинамического качества, увеличению подъёмной силы и управляемости ЛА. Также проектируемый «гибрид» сможет совершить безопасную посадку при отказе моторов путем плавного снижения за счет несущих поверхностей. 16

Глава 2. Этап подготовки 1) Формирование ТТТ Тип ЛА: транспортный ЛА. 2) Назначение: перевозка 2 пассажиров в пределах городской местности. 3) Условия базирования: стандартная вертолетная площадка с предельно допустимым весом более 2 т. 1) Летно-технические требования Вертикальный взлет и вертикальная посадка 2) Крейсерская скорость полета 150 км/ч 3) Максимальная скорость полета 180 км/ч 4) Практическая дальность полета 80 км 5) Практический потолок 1500 м Глава 3. Формирование массовых характеристик. Подбор геометрических параметров ЛА. Формирование облика ЛА Проектируемый ЛА является аппаратом нового типа, поэтому обобщенной статистики по параметрам подобных ЛА нет. Попытаемся сформировать статистику по массовым параметрам, таким как: - относительная масса полезной нагрузки - относительная масса конструкции Выбранные параметры будут сравниваться относительно взлетной рассматриваемых ЛА. В качестве исследуемых ЛА будут выбраны: - крупные мультикоптеры - пассажирские вертолеты - ЛА вертикального взлета и посадки - три рассмотренных прототипа проектируемого ЛА 17 массы

Таблица 3.1 Перечень исследуемых Наименование ЛА Масса полезной нагрузки, кг Масса конструкции, кг Максимальная взлетная масса, кг Мультикоптеры / квадрокоптеры PELICAN Гексакоптер DS900 MATRICE 600 PRO Freefly ALTA 8 EHang Boeing PAV SureFly 2,8 7,2 6 6 5,5 10 8 10 Мультикоптерные ЛА 10 12 15,5 18 239 225 250 200 575 839 439 800 1089 203 227 290 370 390 445 400 430 465 480 500 517 709 581 921 960 1350 1543 357 386 500 600 600 680 700 700 700 710 950 1025 1089 1225 1610 1715 2650 3130 7020 10250 10300 13400 Вертолеты Heli-Sport CH-7 EagleHelicycle DF Helicopters DF334 Dynali H2 АК1-3 RotorWayExec 162F GuimbalCabri G2 Cicaré CH-12 Dynali H2S Беркут - М Sikorsky S-300 Sikorsky S-333 Robinson R44 Robinson R66 Hughes 500 Eurocopter EC120 MarencoSKYe SH09 MD Explorer 154 159 210 230 210 235 300 270 235 230 450 512 380 664 689 755 1300 1587 Самолеты с ВВП Як - 38 DassaultMirage IIIV 3280 3190 18

Рис. 3.1 – Зависимость массы полезной нагрузки от взлетной массы Рис. 3.2 – Зависимость массы конструкции от взлетной массы 19

По полученным данным были построены два графика: график зависимости массы полезной нагрузки от взлетной массы и график зависимость массы конструкции от взлетной массы. Из построенных графиков видно, что с увеличением взлетной массы возрастают массы конструкции и масса полезной нагрузки. Зависимость массы полезной нагрузки от взлетной массы, а также зависимость массы конструкции от взлетной массы, можно свести к линейной зависимости, исключая из набора данных массы самолетов с ВВП, так как они имеют отличную от линейной зависимость. По имеющимся данным можно спрогнозировать примерную взлетную массу и массу конструкции. Таким образом, если за массу полезной нагрузки принять массу двух пассажиров и небольшой багаж, которая будет равна: 𝑚п.н. = 75 * 2 + 50 = 200 кг Зная массу полезной нагрузки, по графику 3.1 определим взлетную массу ЛА: 𝑚вз ≈ 1000 кг Зная взлетную массу ЛА, определим по графику 3.2 массу конструкции ЛА: 𝑚кон ≈ 600 кг Исходя из анализа различных ЛА и структурирования их масс, получили примерные значения масс проектируемого ЛА. Полученные данные являются прогнозированными и, возможно, будут отличаться от конечных значений масс проектируемого ЛА. 20

Выбор аэродинамической схемы Чтобы обеспечить статическую устойчивость ЛА любой схемы, положение центра тяжести должно быть впереди аэродинамического фокуса. Для проектируемого ЛА нормальная аэродинамическая схема является оптимальной, так как данная схема имеет наиболее простое решение вопросов продольной управляемости и устойчивости на различных режимах полета. К преимуществам нормальной аэродинамической схемы можно отнести то, что данная схема позволяет получить наибольший интервал допустимых центровок по сравнению с другими аэродинамическими схемами. Выбор схемы расположения крыла В данном случае оптимальной схемой будет расположение крыла среднеплан. По причине того, что разрабатываемый ЛА совмещает в себе черты привычного самолета и октокоптера, использование схемы низкоплан будет нерациональным решением. При данной схеме подъемные двигатели придется размещать над крылом, что приведет к усложнению эксплуатации ЛА, а также уменьшит уровень безопасности при посадке и высадке пассажиров. Высокоплан тоже не является приемлемым решением, так как при таком выборе схемы расположения крыла необходимо более прочная конструкция фюзеляжа. Дополнительные нагрузки на фюзеляж высокоплана со стороны крыла при аварийной посадке, как правило, приводят к дополнительным затратам веса конструкции фюзеляжа для их восприятия (по сравнению с низкопланом). 21

Выбор схемы расположения оперения Так как на проектируемом ЛА толкающий винт располагается в хвостовой части фюзеляжа, то выбор схемы оперения необходимо делать исходя из этих данных. В данном случае будет использована схема с двумя килями и одним рулем высоты (Рис. 4.1). Рис. 3.3 - Прототип схемы оперения проектируемого ЛА Выбор схемы расположения шасси Так как к проектируемому ЛА предъявлены требования по обеспечению горизонтального взлета и горизонтальной посадки, то от привычных схем шасси можно отказаться в угоду самолетных лыж. Выбор данного типа разновидностей шасси обусловлено тем, что лыжи имеют большую площадь контакта с поверхностью, что в свою очередь позволит производить взлет и посадку не только с оборудованных посадочных площадей. Рис. 3.4 – Амортизирующие взлетно-посадочные лыжи 22 взлетно-

Схема расположения двигателей Для столь необычного летательного аппарата, чтобы обеспечить выполнение вертикального взлета и посадки, двигатели будут установлены на специальной раме (в аналогию можно привести раму мультикоптера). Исходя из анализа прототипов, количество подъемных двигателей будет равно 8. Также в хвостовой части фюзеляжа расположен маршевый двигатель. В итоге силовая установка состоит из: Восьми подъемных электродвигателей для обеспечения вертикального 1. взлета и посадки 2. Одного поршневого двигателя с толкающим винтом. Выбор параметров крыла Проектируемы ЛА предназначен для выполнения внутригородских пролётов на крейсерской скорости 120 км/ч. Для решения данных задач подойдет трапециевидное крыло. Достоинствам выбранной формы крыла является то, что даже при малых углах атаки выбранное крыло будет иметь высокий коэффициент подъемной силы. Это позволит существенно увеличить удельную нагрузку на крыло, а значит, и уменьшить массу и габариты крыла. Также к достоинствам прямоугольного крыла относится технологичность изготовления, что влечет за собой уменьшение затрат на производство всего ЛА. Удлинение крыла - один из основных геометрических параметров крыла. Чем больше значение удлинения крыла, тем больше коэффициент К (аэродинамическое качество) ЛА. У проектируемого ЛА значение удлинения крыла равно: 𝑙2 8,62 𝑆 10,6 λ= = = 6,977 Сужение крыла η - геометрический параметр крыла, значение которого равно: η= 𝑏корн 𝑏конц = 1,84 0,58 = 3,172 где 𝑏корн и 𝑏конц корневая и концевая хорды крыла соответственно. С увеличением сужения крыла η изгибающий момент крыла в корневых сечениях уменьшается, а строительные высоты увеличиваются, вследствие чего с увеличением η вес крыла уменьшается, а жесткость увеличивается. Однако при больших значениях η резко возрастает тенденция к срыву потока и увеличению индукционного сопротивления на концах крыла. 23

Расчет САХ крыла САХ крыла можно рассчитать двумя способами: математически и геометрически. Математический расчет: 4 𝜂(𝜂+1)+1 𝑏САХ = [ 3 (𝜂+1)2 𝑆 ] √ = 1,32м. λ Геометрический расчет (Рис 4.3): Рис. 3.5 – Геометрический расчет САХ Подбор профиля крыла Для большинства известных профилей при увеличении относительной толщины до значения 12% Cymax возрастает. Дальнейшее увеличение толщины профиля не оказывает существенного влияния на его максимальные несущие свойства. Важно отметить, что увеличение относительной толщины профиля сопровождается возрастанием приращения подъемной силы, вызванного отклонением механизации задней кромки. Также стоит учесть то, что с увеличением относительной толщины профиля уменьшается масса крыла, так как момент сопротивления изгибу у таких профилей выше. 24

Относительная толщина профилей крыльев современных дозвуковых самолетов лежит в пределах 10 – 15%. Чем тоньше профиль, тем меньше сопротивление крыла, но при таком профиле несущие свойства и прочностные характеристики крыла ухудшаются. Итак, зная это, можем подобрать профиль 12% из-за его наиболее выгодного соотношения несущих свойств к сопротивлению крыла. Всем вышеописанным параметрам соответствует профиль А – 12% (рис. 4.4). Рис. 3.6 – Геометрические и аэродинамические характеристики профиля А – 12% Выбор параметров оперения Так как проектируемое летательное средство является аппаратом нового типа, то основные параметры оперения будут выявлены из прототипа Boeing PAV. Для горизонтального и вертикального оперения выбран симметричный профиль NASA– 0009 (рис. 4.5). 25

Рис. 3.7 - Геометрические и аэродинамические характеристики профиля NASA - 0009 26

Глава 4. Расчет массово – центровочных характеристик Расчет массы самолета определяется методом последовательных приближений. Первое приближение соответствует этапу предварительного проектирования (техническое предложение), второе и последующие приближения делаются при эскизном проектировании. Выше было произведено исследование различных ЛА с вертикальным взлетом и посадкой, была выявлена закономерность массы конструкции и массы полезной нагрузки в зависимости от взлетной массы. В данной главе будут произведены более точные расчеты по заданным параметрам проектируемого ЛА. В результате произведенных расчетов будут установлены массы компонентов и взлетная масса ЛА. Расчет взлетной массы ЛА в первом приближении 𝑚с.у. +𝑚ц.н. +𝑚служ (𝑚0 )𝐼 = ̅̅̅̅̅̅̅+𝑚 ̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅+𝑚 ̅̅̅̅̅̅̅̅̅) 1−(𝑚 кон об.упр топл В данной формуле предполагаются известными или заданными: тип двигателя и масса силовой установки, массы целевой и служебной нагрузок. Относительные массы конструкции 𝑚 ̅̅̅̅̅̅, 𝑚об.упр в первом приближении берутся по кон оборудования и управления ̅̅̅̅̅̅̅̅̅ статистике (рис. 4.1). Рис. 4.1 –Некоторые относительные массы для различных видов ЛА В нашем случае, для ЛА аппарата который будет предназначен для совершения перелетов в городской местности, возьмем коэффициенты соответствующие ЛА местных авиалиний. Таким образом𝑚 ̅̅̅̅̅̅, 𝑚об.упр 𝑚 ̅̅̅̅̅̅̅соответственно равны 0.3, 0.13. кон ̅̅̅̅̅̅̅̅̅, топл 27

Масса силовой установки Принимаем массу силовой установки для совершения горизонтального полета, как массу Lycoming O-320 А, исходя из анализа прототипа. Для самолета с ПД относительная масса топлива рассчитывается по формуле: 𝑚 ̅̅̅̅̅̅̅ топл = 1,3∗ 𝐿𝑝 ∗ 𝑐е (270 ∗ 𝜂в ∗ К) = 1,3 ⋅ 80 ⋅ 0,38 270 ⋅ 0,85 ⋅ 10 = 0,017, где: 𝐿𝑝 - максимальная дальность полета, 𝑐е - удельный часовой расход топлива ПД в кг/(л.с.⋅ч) для двигателя Lycoming O-320 A, 𝜂в - КПД винта. Также для совершения вертикального взлета и вертикальной посадки будет использовано 8 ЭД модели Siemens. В настоящее время в свободном доступе нет информации о подходящих двигателях, но если опираться на статью [9], которая гласит: «Двигатель весом всего 50 кг развивает мощность в 260 кВт. Для сравнения – двигатель Tesla S весит 160 Кг и развивает мощность 310 КВт. То есть, удельная мощность двигателя от Siemens составляет около 5.2 кВт/кг против 1.9 кВт/кг у Tesla. Такие характеристики двигателя позволяют создавать воздушные суда со взлётной массой до двух тонн. При этом для работы воздушного винта не требуется трансмиссия, поскольку мотор выдаёт 2500 оборотов в минуту». Таким образом, обращая внимания, на то, что проектируемый в данной работе ЛА является нестандартным летательным средством, то примем в качестве подъемных двигателей ЭД массой 30 кг и мощностью 120 л. с. [1]. Таким образом, резюмируя все выше описанное, можно сделать вывод, что суммарная масса силовой установки равняется: 𝑚𝑐.у. = 117,5 + 8 * 30 = 357,5 кг Масса целевой нагрузки В качестве целевой нагрузки в проектируемом ЛА выступает масса двух пассажиров и масса багажа. 𝑚ц.н. = 1.3 * (𝑚пас + 𝑚баг ) * N Возьмем значение массы одного пассажира равной 75 кг (𝑚пас = 75 кг). Исходя из данных полученных во время исследования прототипов, установим значение максимальной массы багажа, для одного человека, равной 25 кг. (𝑚баг = 25 кг.) N = 2, так как проектируемый ЛА может перевозить только одного пассажира и одного члена экипажа. 28

Таким образом, значение массы целевой нагрузки равно: 𝑚ц.н. = 1.3 * (75 + 25) * 2 𝑚ц.н. = 260 кг Масса снаряжения Так как проектируемый ЛА будет управляться с помощью автопилота, то служебной нагрузки не будет, а роль снаряжения будет исполнять спасательное оборудование (2 парашюта), примерной массой 25 кг. 𝑚снар = 25 кг Вычисление массы ЛА в первом приближении Рассчитав все известные массы и определившись с коэффициентами для зависимых от массы ЛА, можем рассчитать взлетную массу самолета в первом приближении: (𝑚0 )𝐼 = 𝑚с.у. +𝑚ц.н. +𝑚служ 357,5+260+25 = = 1161 кг ̅̅̅̅̅̅̅+𝑚 ̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅+𝑚 ̅̅̅̅̅̅̅̅̅) 1−(0.3+0.13+0.017) 1−(𝑚кон об.упр топл Данная масса является максимальной взлетной массой, если сравнивать полученное значение со значением максимальной взлетной массой прототипов. При сравнении результатов получаем, что масса проектируемого ЛА на 10% превышает массу прототипов. Данную разницу считаю приемлемой для дальнейшего хода выполнения работы. Расчет массы самолета во втором приближении Основное отличие этого расчета от расчета в первом приближении (𝑚0 )𝐼 состоит в учете зависимости 𝑚 ̅̅̅̅̅̅, 𝑚об.упр 𝑚 ̅̅̅̅̅̅̅ кон ̅̅̅̅̅̅̅̅̅, топл от взлетной массы, параметров крыла и других частей самолета, а так же от режима полета. 𝑚кон = 𝑚кр + 𝑚ф + 𝑚оп + 𝑚ш 1) Расчет массы крыла: Расчет массы крыла будет производиться по формуле Зенина [5]: 3 mкр = 16,4 * 10 −6 * k мех * φ * np * m 0 ∗ λ2 ∗ √ S θ∗ ̅̅̅ c0 * η+1 η +2*S 𝑘мех = 1 (коэффициент, учитывающий тип и наличие механизации крыла) 𝑛𝑝 = 𝑛э *f = 4 * 1,5 = 6 (расчетный коэффициент перегрузки) 𝑛э = 4 – коэффициент эксплуатационной перегрузки (для легких учебных тренировочных ЛА принято считать от 8 до 9) 29

f = 1.5 – коэффициент безопасности (нагрузка возникает редко и действует кратковременно) 𝑚0 =1161 кг(масса самолета при взлете) 𝜆 = 6,977 (удлинение крыла) 𝑆 = 21,2м2 (площадь крыла) 𝜃 = 1 (коэффициент работы продольных сил для однолонжеронного или кессонного крыла) 𝑐̅0 =0,12(относительная толщина крыла у корня) 𝜂 = 3,172 (сужение крыла) 2 φ = 0,93 – 0,014 * k с.у – 6,3 * 10−3 * k ш - ̅̅̅̅̅̅̅ mт.кр * (z̅̅̅̅̅̅̅ т.кр ) 𝑘с.у = 0 (так как двигатель не соединен с крылом) 𝑘ш = 0 (так как основные стойки шасси не соединены с крылом) 𝑚т.кр 65 𝑚т.кр = 𝑚 = ̅̅̅̅̅̅̅ = 0,056(относительная масса топлива в крыле) 1161 0 𝑧т.кр = ̅̅̅̅̅̅ 𝑧т.кр 𝑙/2 = 0,33(относительная наибольшая координата топлива в крыле (в долях полуразмаха)) 2 φ = 0,93 – 0,014 * k с.у – 6,3 * 10−3 * k ш - ̅̅̅̅̅̅̅ mт.кр * (z̅̅̅̅̅̅̅ т.кр ) = 0,93 – 0,014 * 0 – 6,3 * 10−3 * 0 – 0,056 * 0,332 = 0,924 3 mкр = 16,4 * 10 −6 * k мех * φ * np * m0 ∗ λ2 ∗ √ S θ∗ ̅̅̅ c0 * η+1 η + 2 * S = 16,4 * 10−6 * 1 * 0,924 3 * 12 * 2) 1161∗ 6,9772 ∗ √17,4 1∗0,12 * 3,172+1 3,172 + 2 * 21,2 = 220кг Расчет массы фюзеляжа: Для расчета массы фюзеляжа проектируемого ЛА во втором приближении, воспользуемся формулой из книги «Проектирование легких самолетов» Бадягин А. А., Мухамедов Ф. А. [2]. 𝑚ф = 1.14 * 𝑘с.у * (1 + 0.4 * 𝑝изб) * 𝑙ф1.5 * 𝑚00,25 𝑘с.у = 1,14 (так как двигатель установлен на фюзеляже) 𝑝изб = 0 (избыточное давление в гермокабине на наибольшей эксплуатационной высоте полета) 𝑙ф = 6,38 м (длина фюзеляжа) 𝑚0 = 1161 кг (масса ЛА в первом приближении) 𝑚ф = 1,14 * 1,14 * (1 + 0.4 * 0) * 6,381.5 * 11610.25 = 112 кг 3) Расчет массы оперения: 30

Для расчета массы оперения легкого самолета во втором приближении воспользуемся формулой из книги [5]. 𝑚оп = 𝑚г.о + 𝑚в.о = 𝑔оп * 𝑆оп 𝑆оп = 𝑆г.о + 𝑆в.о = 8,5 + 3 = 11,5м2 𝑔оп ≈ 𝑘𝑣 * 𝑘м * (4,4 + 0,8 * 10−3 * 𝑚0 ) 𝑘𝑣 ≈ 0,643 + 1,02 * 10−3 * 𝑉крейс (коэффициент учитывающий скорость полета) 𝑉крейс = 120 км/ч 𝑘м = 1 (коэффициент учитывающий маневренность ЛА) 𝑚оп = 𝑔оп * 𝑆оп = 𝑘𝑣 * 𝑘м * (4,4 + 0,8 * 10−3 * 𝑚0 ) * 𝑆г.о + 𝑆в.о = 0,765 * 1 * (4,4 + 0,8 * 10−3 * 1161) * 11,5 = 47кг 4) Расчет массы взлетно-посадочных лыж: Примем массу взлетно-посадочных лыж равную 1% от массы ЛА. Таким образом, 𝑚ш = 0,01 * 1161 = 11,61 кг. Примем значение массы взлетнопосадочных лыж равное 𝑚ш = 12 кг. Расчет массы конструкции Рассчитав массы всех компонентов конструкции, определим значение массы конструкции проектируемого ЛА. 𝑚кон = 𝑚кр + 𝑚ф + 𝑚оп + 𝑚ш 𝑚кон = 220 + 112 + 47 + 12 = 391 кг Масса силовой установки Массу силовой установки можно определить по формуле: 𝑚с.у = 𝑚дв + 𝑚проч 𝑚дв – масса всех сухих двигателей без системы запуска и без винтов 𝑚проч – масса гондол двигателей, узлов установки, системы запуска, масляной системы, воздушных винтов, топливной системы, системы огнетушения и т.д. Масса двигателя Lycoming O-320 A равна: 𝑚дв1 = 97 кг Масса восьми электродвигателей Siemens равна: 𝑚дв2 = 240 кг Выразим массу ПД, а также 𝑚проч в функции мощности: 𝑚с.у = 𝑁0 * (𝛾дв + 𝑘с.у ) 𝑁0 = 140л.с. (стартовая мощность двигателей) 𝑘с.у = 0,55 𝑚дв = 97 кг кг 𝑚дв 97 𝛾дв = = = 0.693 𝑁0 140 л.с. 𝑚с.у1 = 𝑁0 * (𝛾дв + 𝑘с.у ) = 140 * (0,693 + 0,55) = 174 кг 𝑚с.у = 𝑚с.у1 + 𝑚с.у2 = 174 + 240 = 404 кг 31

Масса оборудования и управления Для легких самолетов масса сдвоенного управления имеет массу 𝑚упр = 0,02 * 𝑚0 𝑚упр = 0,02 * 1161 = 23,22 кг. Масса оборудования вычисляется по формуле: 𝑚об = 𝑚об.0 + 𝑚об.с Так как проектируемый ЛА не будет иметь специального оборудования, то 𝑚об = 0.045 * 𝑚0 𝑚об = 0.045 * 1161 = 52 кг. Масса топлива Масса топлива в конструированном ЛА будет равна 75,5 кг., исходя из размеров топливных баков и плотности топлива, в данном случает топливом является АИ – 95. Вычисление массы ЛА во втором приближении (𝑚0 )𝐼𝐼 = 𝑚кон + 𝑚упр + 𝑚с.у + 𝑚об + 𝑚служ + 𝑚ц.н + 𝑚топ = 391 + 23 + 404 + 52 + 25 + 260 + 175 = 1330 кг После проведенных расчетов масс в первом и втором приближениях, получили значение массы проектируемого ЛА, схожее со значением, полученным при анализе массы различных ЛА с вертикальным взлетом. Таким образом, можно сделать вывод, что значение массы проектируемого ЛА посчитано верно. 32

Расчет удельной нагрузки на крыло Проектируемый в данной работе ЛА можно причислить к категории легких летательных аппаратов. Для расчета взлетной удельной нагрузки на крыло, воспользуемся формулами из книги А. Н. Арепьева «Вопросы проектирования легких самолетов» [4]: Для самолетов 1 - м двигателем: 𝑃0 = 29,6 + 0,041 * 𝐺0 𝐺0 = 1330даH 𝐻 𝑃0 = 29,6 + 0,041 * 1330 = 84м2 Расчет по общей для легких самолетов формуле: 𝑃0 = 45,2 + 0,0318 * 𝐺0 𝐺0 = 1330даH 𝐻 𝑃0 = 45,2 + 0,0318 * 1330= 87м2 Принимая значение подъемной силы равное: Y = m *g = 1230 * 9.8 = 12054 H Зная площадь крыла, найдем значение коэффициента подъемной силы на крейсерском режиме полет. Су = Y∗2 ρ∗S∗V = m∗g∗2 ρ∗S∗𝑉 2 , где: m=1330 кг (масса проектируемого ЛА) g = 9,8м/с2 (ускорение свободного падения) ρ= 1,112 кг/м3 S= 21,2м2 (площадь крыла) V = 42 м/с (крейсерская скорость полета) Су = 1330∗9,8∗2 1,112 ∗ 21,2∗ 422 = 0,627 При полученном значении коэффициента подъемной силы на крейсерской скорости полета V = 42 м/с при площади крыла S= 21,2 м2 , будет достигаться максимальное аэродинамическое качество К. 33

Глава 5. Компоновка ЛА. Расчет положения центов масса ЛА Компоновка ЛА В процессе компоновки самолета производится пространственная увязка силовых элементов конструкции с размещением целевой нагрузки, топлива, силовой установки и оборудования (рис. 5.1). Рис. 5.1 – Компоновка проектируемого ЛА 1. Крыло 2. Фюзеляж 3. Оперение 4. Оборудование управления 5. Маршевый двигатель 6. Подъемные двигатели 7. Взлетно-посадочные лыжи 8. Пассажиры 9. Место для багажа 10. Место для аккумуляторов 11. Топливные баки 34

Расчет положения центов масса ЛА Расчет предельно задней центровки Для нахождения предельно задней центровки, необходимо найти статические моменты компонентов ЛА при его максимальной загрузке (рис. 5.2). Рис. 5.2 – Расположение центров масс элементов ЛА Центровочная ведомость Наименование Крыло Фюзеляж Оперение Оборудование управления Силовая установка (маршевый двигатель) Силовая установка (подъемные двигатели) Координаты ц.м. берутся попарно Взлетно-посадочные лыжи Члены экипажа (Два друг за другом сидящих) Груз/багаж Топливные баки Аккумуляторы Вес, Н Gi 2200 1120 470 520 1740 Координата (плечо), м Xi Статический момент, Н*м 3,4 3,1 6,75 0,38 4,3 7480 3472 3173 198 7482 600 -0,9 / 1,6 / 5,1 / 8,25 -540 / 960 / 3060 / 4950 100 750 3,6 1,5 / 2,35 360 1125 / 1762 1100 750 1000 3 3,5 2,93 3300 2625 2900 35

Положение цента тяжести от начала координат: ∑𝑋𝑖 ∗ 𝐺𝑖 Xt = == ∑ 𝐺𝑖 7480+3472+3173+198+7482−540+960+3060+4950+360+1125+1762+3300+2625+2900 2200+1120+470+520+1740+2400+100+1500+1100+750+1000 = 3,28 Центровка: X̅t = Xt−𝑎 𝑏сах = 3,28−2,85 1,32 = 0,326 (32,6%) Расчет предельной передней центровки Для нахождения предельно передней центровки, необходимо найти статические моменты компонентов ЛА при его минимальной загрузке, то есть при одном пассажире с небольшим багажом и с остатком топлива 25%. Центровочная ведомость Наименование Крыло Фюзеляж Оперение Оборудование управления Силовая установка (маршевый двигатель) Силовая установка (подъемные двигатели) Координаты ц.м. берутся попарно Взлетно-посадочные лыжи Члены экипажа (Два друг за другом сидящих) Груз/багаж Топливные баки Аккумуляторы Вес, Н Gi 2200 1120 470 520 1740 Координата (плечо), м Xi Статический момент, Н*м 3,4 3,1 6,75 0,38 4,3 7480 3472 3173 198 7482 600 -0,9 / 1,6 / 5,1 / 8,25 -540 / 960 / 3060 / 4950 100 750 3,6 1,5 360 1125 550 190 1000 2 3,5 2,93 1100 665 2900 Положение цента тяжести от начала координат: Xt= ∑𝑋𝑖 ∗ 𝐺𝑖 == ∑ 𝐺𝑖 7480+3472+3173+198+7482−540+960+3060+4950+360+1125+1100+665+2900 2200+1120+470+520+1740+2400+100+750+550+190+1000 Центровка: X̅t = Xt−𝑎 𝑏сах = 3,29−2,85 1,32 = 0,333 (33,3%) 36 = 3,29

Из расчетов видно, что отклонение предельных центровок составляет менее 5%, что является одним из основных параметров, определяющих наиболее безопасную центровку ЛА. 37

Глава 6. Аэродинамический расчет Для удобства основные необходимые в этой главе данные сведены в таблицу 6.1. Таблица 6.1 – Основные данные, необходимые для аэродинамического расчета Обозначение Значения и единицы измерения Наименование 𝑙кр 8,6 м Размах крыла 𝑙ЛА 10 м Длина ЛА 𝑙фюзеляжа 6,38 м Длина фюзеляжа 𝑆кр 21,2 м2 Площадь крыла λ 6,977 Удлинение крыла η 3,172 Сужение крыла ̅̅̅ 𝐶0 0,12 Относительная толщина крыла 𝑚0 995 кг Масса пустого ЛА 𝑚𝑚𝑎𝑥 1330 кг Макс. взлетная масса ЛА 𝑉кр 150 км/ч 42 м/с Крейсерская скорость полета ЛА 𝑉𝑚𝑎𝑥 180 км/ч 50 м/с Макс. скорость полета ЛА 𝐿полета 80 км 8000 м Практическая дальность полета ЛА H 1,5 км a 334,489 м/с м 1500 Практический потолок Скорость звука на высоте H Полное лобовое сопротивление ЛА Полное лобовое сопротивление складывается из сопротивления при нулевой подъемной силы и индуктивного сопротивления: 𝑋𝑎 = 𝑋𝑎0 + 𝑋𝑎𝑖 Данное выражение можно выразить в безразмерных коэффициентах: 𝐶𝑋 𝑎 = 𝐶𝑋 𝑎0 + 𝐶𝑋 𝑎𝑖 В свою очередь для преобразованного выражения справедливо следующее равенство: 𝐶𝑋 𝑎 = 𝐶𝑋 𝑎0 + 𝐶𝑋 𝑎𝑖 = 𝐶𝑋 𝑎0 + (𝐶𝑌 𝑎 − 0.15)2, где 𝐶𝑌 𝑎 – коэффициент подъемной силы крыла A= 1+ 𝛿 𝜋+ 𝜆эф – коэффициент отвала поляры 38

𝛿 – коэффициент, учитывающий форму крыла в плане, в зависимости от удлинения 𝜆 и сужения η (рис. 6.1) Рис. 6.1 – График коэффициента 𝛿 По рис. 6.1 определяем 𝛿 = 0,011. 𝜆эф = 𝑘∗ 𝜆 𝑆 1+ 𝑖 , где 𝑆 𝑆 = 21,2 м2 (площадь крыла) 𝑆𝑖 = 5 м2 (площадь центроплана) 𝜆 = 6,977 (удлинение крыла) 𝑘 = 1 (коэффициент, учитывающий установку охлаждающих устройств ПД) 𝜆эф = A= 1∗ 6,997 5 1+ 21,2 1+ 0,011 3,14+ 5,66 = 5,66 = 0,115 Коэффициент лобового сопротивления самолета при нулевой подъемной силе относится к полной площади крыла S и равен сумме коэффициентов минимального лобового сопротивления изолированных омываемых частей крыла, фюзеляжа, оперения, шасси. 𝐶𝑋 𝑎0 = 𝐶𝑋 а кр ∗𝑆 𝑆 + 𝐶𝑋 а ф ∗𝑆МФ 𝑆 + 𝐶𝑋 а го∗𝑆ГО 𝑆 + 𝐶𝑋 0 во∗𝑆ВО 𝑆 + 𝐶𝑋 0 мш∗𝑆МШ 𝑆 , где 𝑆, 𝑆МФ , 𝑆ГО , 𝑆ВО , 𝑆МШ – соответственно площади крыла, миделя фюзеляжа, площади горизонтального и вертикального оперения, миделя шасси. 39

Так же 𝐶𝑋 𝑎0 можно рассчитать в первом приближении по формуле [8]: 𝐶𝑋 𝑎0 = 0,98 * (0,9 + 0,15 * 𝑀кр ) * (0,0083 * (1 + 3 * ̅̅̅ 𝐶0 ) + (0,00083 * 𝜆эф + 0,5 𝜆эф 2 ) + 0,004), где: 𝑀кр = 0,215соответствует крейсерской скорости полета на высоте 1500 м 𝐶𝑋 𝑎0 = 0,98 * (0,9 + 0,15 *0,215) * (0,0083 * (1 + 3 * 0,12) + (0,00083 * 5,66 + 0,5 5,662 ) + 0,004) = 0,0346 Расчет коэффициента сопротивления крыла 𝐶𝑋 а кр 1) Минимальный коэффициент аэродинамического сопротивления крыла при дозвуковых скоростях полета самолета равен: 𝐶𝑋 а кр = 𝐶𝑋 ар + ∑ 𝐶𝑋 а , где 𝐶𝑋 ар – коэффициент профильного сопротивления ∑ 𝐶𝑋 а – сумма коэффициентов дополнительных сопротивлений с учетом особенностей крыла, надстроек на крыле, щелей и т.д. 𝐶𝑋 ар = 0,925 * 𝐾1 * 𝐶𝑓 * 𝜂𝑐 * 𝜂м , где 𝐾1 - коэффициент, учитывающий наличие гондол двигателей на крыле. 𝐾1 = 2 – крыло без гондол 𝐶𝑓 – коэффициент сопротивления плоской пластин, зависящий от числа Рейнольдса ̅̅̅̅ (Re) и положения точки перехода 𝑋 𝑇 (в долях хорды крыла) ламинарного пограничного слоя ̅̅̅𝑇̅ = 0. в турбулентный. Для большинства легких ЛА с ПД и ТВД 𝑋 Re= 𝑉∗ 𝑏ср 𝑣 , где 𝑉 = 42 м/с (скорость полета) 𝑏ср = 1,21 м (средняя геометрическая хорда крыла) 𝜇 𝑣 = – кинематический коэффициент вязкости воздуха, где 𝜌 𝜇- коэффициент вязкости воздуха 𝜌 - плотность воздуха Значения 𝜌, 𝜇, 𝑣 берутся для расчетной высоты полета по таблицы стандартной атмосферы: для высоты 1500 м 𝜌 = 0,834 кг/м3 , 𝜇 = 1,368 * 10−5 Па*с, 𝑣 = 1,64 * 10−5 м2 /с Re = 𝑉∗ 𝑏ср 𝑣 42∗1,21 = 1,64∗ 10−5 = 3,1 * 106 При Re > 106 40

𝐶𝑓 = 0,072 𝑅𝑒 0,2 = 0,072 3,1∗106 0,2 = 0,0036 = 3,6 * 10−3 𝜂𝑐 – коэффициент, учитывающий переход от плоской пластины к профилю крыла 𝜂𝑐 = 1 + 3,5 * ̅̅̅̅ Сср , где С0 + Ск ̅̅̅̅ Сср = – средняя относительная толщина профиля крыла в корне и в концевом 2 профилях, где С0 = 0,22 м Ск = 0,07 м С0 + Ск 0,22+0,07 ̅̅̅̅ Сср = = = 0,145 м 2 2 𝜂𝑐 = 1 + 3,5 * ̅̅̅̅ Сср = 1,51 𝜂м – коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости воздуха на профильное сопротивление 𝜂м = 1 + 0,1 * М2 = 1,015 𝐶𝑋 ар = 0,925 * 2 * 3,6 * 10−3 * 1,51 * 1,015 = 0,01 Коэффициент дополнительного сопротивления∑ 𝐶𝑋 а учитывает сумму следующих дополнительных слагаемых: Δ𝐶𝑋 а1 = 0,0012 – металлическое крыло с заклепками в потай, листы обшивки соединены встык Δ𝐶𝑋 а2 = 0,0017 * 𝑙эл 𝑙ом – профилированная щель между крылом и элероном с осевой компенсацией на размахе 𝑙эл , за вычетом ширины фюзеляжа 𝑙ом = l - 𝑙ф Δ𝐶𝑋 а2 = 0,0017 * 1,7 7,12 = 0,4 * 10−3 Δ𝐶𝑋 а3 = Δ𝐶𝑋 ар * (1 - 𝐾ав ∗ 𝑆ПФ 𝑆 ) -учитывает дополнительное сопротивление от интерференции крыла и фюзеляжа, где 𝐾ав - коэффициент аэродинамического взаимодействия крыла и фюзеляжа в зависимости от схемы самолета, 𝐾ав = 0,85 для среднеплана. Δ𝐶𝑋 а3 = Δ𝐶𝑋 ар * (1 - 𝐾ав ∗ 𝑆ПФ 𝑆 ) = 0,01 Таким образом, коэффициент аэродинамического сопротивления крыла равен: 𝐶𝑋 а кр = 𝐶𝑋 ар + ∑ 𝐶𝑋 а = 0,01 + 0,0116 = 0,0216 41

2) Расчет коэффициента сопротивления оперения 𝐶𝑋 аГО ВО Сопротивление горизонтального и вертикального оперения определяют аналогично сопротивлению крыла: 𝐶𝑋 аГО = 0,925 * 2 * 𝐶𝑓 * 𝜂𝑐 + Δ𝐶𝑋 ГО + ∑ 𝐶𝑋 а ВО 𝐶𝑓 = 0,072 𝑅𝑒 0,2 ВО = 4 *10−3 𝜂𝑐 = 1 + 3,5 * ̅̅̅̅ Сср = 1,6 Δ𝐶𝑋 ГО = 0,002 т.к. рули высоты без аэродинамической компенсации 𝐶𝑋 ГО = 0,925 * 2 * 4 * 10−3 * 1,6 + 0,002 + 0,0116 = 0,0254 𝐶𝑋 ВО = 0,925 * 2 * 4 * 10−3 * 1,6 + 0,0116 = 0,0234 3) Расчет коэффициента сопротивления фюзеляжа над 𝐶𝑋 а Ф = 𝐶𝑋 а рф + Δ𝐶𝑋 а Ф + ∑ Δ𝐶𝑋 ∗ 𝑆над 𝑎 , 𝑆М.Ф где 𝐶𝑋 а рф – профильное сопротивление фюзеляжа 𝐶𝑋 а рф = 𝐶𝑓 * 𝜂𝜆 * 𝜂М * 𝑆ОМ 𝑆М.Ф 𝐶𝑓 – коэффициент трения плоской пластинки определяется по графику (рис. 6.2) в зависимости от числа Рейнольдса фюзеляжа Re = 𝑉∗ 𝑙ф 𝑣 42∗ 6,38 = Re = 1,64∗ 10−5 = 16 *106 42

Рис. 6.2 - Коэффициент трения плоской пластинки 𝐶𝑓 = 0,0025 𝜂𝜆 – коэффициент, учитывающий влияние удлинения фюзеляжа, определяется по графику (рис. 6.3) в зависимости от удлинения фюзеляжа 𝑙Ф 𝜆Ф = 4𝑆МФ 𝜋 , где √ 𝑆МФ = 1,85 м2 – площадь миделевого сечения фюзеляжа 𝑙Ф = 6,38 м – длина фюзеляжа 𝜆Ф = 6,38 4∗1,85 √ 3,14 43 = 4,16

Рис. 6.3 – Коэффициент 𝜂𝜆 𝜂𝜆 = 1,27 𝜂М = 1 для М <0,4 – коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости воздуха 𝑆ОМ – омываемая поверхность фюзеляжа 𝑆ОМ = (𝑆Фб + 𝑆ФП ) * (2 – 0,4 * 𝑆ФП 𝑆Фб ), где 𝑆Фб – 7,15 м2 площадь проекции фюзеляжа сбоку 𝑆ФП = 1,85 м2 – площадь проекции фюзеляжа в плане 𝑆ОМ = (7,15+1,85) * (2 – 0,4 * 1,85 ) = 17,073 м2 7,15 𝐶𝑋 а рф = 0,0025 * 1,27 * 1 * 17,073 1,85 = 0,029 Δ𝐶𝑋 а Ф – дополнительный коэффициент , учитывающий неровности фюзеляжа, тип и место размещение силовой установки Δ𝐶𝑋 а Ф = 0,00015 – обшивка без уступов, клепка в потай Δ𝐶𝑋над = 0,005 – фонарь плавно переходит в хвостовую часть фюзеляжа 𝑎 𝑆над = 0,15 м2 – площадь надстроек фюзеляжа при виде спереди 𝐶𝑋 а Ф = 0,029 + 0,00015 + ∑ 0,005 ∗ 0,15 1,85 = 0,03 44

4) Расчет коэффициента сопротивления взлетно-посадочных лыж Коэффициент сопротивления взлетно-посадочных лыж примем равным: 𝐶𝑋 0 мш = 0,015 Рассчитаем коэффициент лобового сопротивления самолета при нулевой подъемной силе: 𝐶𝑋 𝑎0 = 1,05 * ( 0,0216∗21,2 0,03∗1,85 21,2 + 21,2 0,0254∗2,1 + 21,2 + 0,0234∗0,6 21,2 + 0,015∗0,4 21,2 ) = 0,029 Таким образом, полное лобовое сопротивление имеет вид: 𝐶𝑋 𝑎 = 𝐶𝑋 𝑎0 + 𝐴𝐶 2 𝑌 𝑎 = 0,029 + 0,115 * (𝐶𝑌 𝑎 − 0.15)2 Коэффициент аэродинамической подъемной силы Для легких дозвуковых ЛА нормальной схемы принимают, что подъемная сила создается только крылом: 𝐶𝑌 𝑎 = 𝐶𝑌 𝑎 кр Для углов атаки α < 10 … 12° коэффициент подъемной силы равен: 𝐶𝑌 𝑎 = 𝐶𝑌𝛼𝑎 кр * (α - 𝛼0 ), где 𝐶𝑌𝛼𝑎 кр – производная коэффициента подъемной силы по углу атаки крыла α 𝐶𝑌𝛼𝑎 кр = 2,02∗ 𝜋∗ 𝜆 𝑝̅ ∗ 𝜆+2 , где 𝑝̅ – отношение полупериметра крыла к его размаху для прямых крыльев и легких самолетов 𝑝̅ = 1 + 2 𝜆∗(𝜂+1) =1+ 2 6,997∗(3,172+1) 𝐶𝑌𝛼𝑎 кр = = 1,06 2,02∗ 3,14∗ 6,997 1,06 ∗ 6,997+2 = 4,71 𝛼– текущий угол атаки крыла в градусах; 𝛼0 – угол атаки крыла при нулевой подъемной силе; Профиль крыла, проектируемого ЛА, несимметричный, поэтому примем значение 𝛼0 = -3°. 𝛼кр = Δ𝛼кр + 𝐶𝑌 𝑎𝑚𝑎𝑥 𝛼 𝐶𝑌𝑎 кр / 57,3 45 + 𝛼0 , где

Δ𝛼кр = 1° 𝐶𝑌 𝑎𝑚𝑎𝑥 = 1,5 𝛼кр = 1 + 1,5 4,71 / 57,3 + 0 = 16° Таблица 6.2 – Аэродинамические характеристики ЛА при различных углах атаки α° -3 -2 -1 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 α (рад) -0,05236 -0,0349 -0,01745 0 0,017452 0,034904 0,052356 0,069808 0,08726 0,104712 0,122164 0,139616 0,157068 0,17452 0,191972 0,209424 0,226876 0,244328 0,26178 0,279232 Суа 0 0,082199 0,164398 0,246597 0,328796 0,410995 0,493194 0,575393 0,657592 0,739791 0,82199 0,904188 0,986387 1,068586 1,150785 1,232984 1,315183 1,397382 1,479581 1,56178 46 Сха 0,031588 0,029529 0,029024 0,030073 0,032676 0,036834 0,042545 0,04981 0,05863 0,069003 0,080931 0,094412 0,109448 0,126037 0,144181 0,163878 0,18513 0,207936 0,232295 0,258209 К 0 2,783701 5,664237 8,199926 10,06221 11,15815 11,59231 11,55169 11,21602 10,72112 10,15673 9,577047 9,012421 8,478347 7,981549 7,523779 7,104107 6,720262 6,369395 6,048508

Коэффициент подъемной силы 1,8 1,6 1,4 1,2 1 Cyа 0,8 0,6 0,4 0,2 0 -5 0 5 10 15 20 25 0,25 0,3 α° Рис. 6.4 – График коэффициента подъемной силы ЛА. Поляра ЛА 1,8 1,6 1,4 1,2 1 Суа 0,8 0,6 0,4 0,2 0 0 0,05 0,1 0,15 Сха Рис. 6.5 – График поляры ЛА 47 0,2

Аэродинамическое качетво 14 12 10 8 К 6 4 2 0 0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 1,4 1,6 1,8 Суа Рис. 6.6 – График аэродинамического качества Коэффициент сопротивления ЛА 0,3 0,25 0,2 Cyа 0,15 0,1 0,05 0 -5 0 5 10 α° Рис. 6.7 – График сопротивления ЛА 48 15 20

Данные, полученные в результате расчета аэродинамических характеристик, близки по значению с основными аэродинамическими параметрами сверхлегких и легких ЛА. Таким образом, можно заключить, что для первоначального расчета данные являются верными. 49

Глава 7. Расчет энерговооруженности Так как проектируемый ЛА обладает вертикальным взлетом, то для маршевого двигателя необходимо найти потребную тягу горизонтального полета. Потребной тягой горизонтального полета называется тяга, необходимая для установившегося горизонтального полета. 𝑃пот = 𝐺 𝐾0 , где 𝐺 = 13300 H (вес ЛА) 𝐾0 = 8,19 (аэродинамическое качество при угле атаки α = 0°) Угол атаки α = 0° выбран потому что данный неотрицательный угол атаки имеет минимальное аэродинамическое качество. 𝑃пот = 𝑁винта = 𝑚∗𝑉 75∗𝐾 13300 8,19 = 50 = 1623 H 1623 ∗ 42 75∗8,19 = 110 л. с

Глава 8. Расчет параметров маршевого винта. Расчет параметров подъемного винта. Выбор двигателей Расчет параметров маршевого винта Для расчета параметров маршевого винта, примем значение КПД η = 0,8. С имеющимся значением КПД, необходимая мощность двигателя равна: 𝑁дв = 𝑁винта η = 110 0,8 = 140 л. с. В процессе создания аэродинамической схемы проектируемого ЛА, был определен диаметр винта равный 𝐷 = 1 м. Для подбора наиболее выгодных параметров винта, примем значение 𝐷 = 1, 1,1 … 1,3 м. Таким образом, вычислим относительную поступь винта 𝜆 для всех значений 𝐷: 𝜆1 = 𝑉 = 𝑛𝑐 ∗𝐷 𝜆2 = = 0,84 50 ∗1 42 50 ∗1,1 𝜆3 = 𝜆4 = 42 = 0,76 42 50 ∗1,2 42 50 ∗1,3 = 0,7 = 0,65 Вычислим коэффициент мощности 𝛽 для всех значений 𝐷: 𝛽1 = 75∗𝑁 𝜌∗ 𝑛𝑐3 ∗ 𝐷5 𝛽2 = 𝛽3 = 𝛽4 = = 75∗140 1,06∗ 503 ∗ 15 75∗140 1,06∗ 503 ∗ 1,15 75∗140 1,06∗ 503 ∗ 1,25 75∗140 1,06∗ 503 ∗ 1,35 51 = 0,079 ≈ 0,08 = 0,049≈ 0,05 = 0,0318 ≈ 0,03 = 0,0213 ≈ 0,02

Рис. 8.1 - Диаграмма характеристик серии двухлопастных воздушных винтов 3СВ - 1 По диаграмме характеристик серии двухлопастных воздушных винтов, определим КПД для каждых значений 𝜆 и 𝛽: η1 = 0,805 η2 = 0,81 η3 = 0,75 η4 = 0,6 С известными значениями 𝛽 и η вычислим коэффициент тяги 𝛼: α1 =η1 ∗ 𝛽1 = 0,805 * 0,08 = 0,0644 α2 =η2 ∗ 𝛽2 = 0,81 * 0,05= 0,0405 α3 =η3 ∗ 𝛽3 = 0,75 * 0,03= 0,0225 α4 =η4 ∗ 𝛽4 = 0,6 * 0,02= 0,012 52

Для каждого значения коэффициента тяги α, посчитаем значение тяги создаваемое винтом: P1 = α1 * 𝜌 * 𝑛𝑐2 ∗ 𝐷41 = 0,0644 * 1,06 * 502 * 14 = 170 кгс P2 = 0,0405 * 1,06 * 502 * 1,14 = 157 кгс P3 = 0,0225 * 1,06 * 502 * 1,24 = 123кгс P4 = 0,012 * 1,06 * 502 * 1,34 = 90кгс Таким образом, после проведения расчетов для различных значений диаметра винта, можно сделать вывод, что лучшим выбором будет винт диаметром D = 1 м. Полученный винт создает тягу в 170 кгс, при мощности двигателяNмарш = 140 л. с., что является достаточной тягой для совершения горизонтального полета проектируемого ЛА потребная тяга которого равна 𝑃пот = 1623 Н. Расчет параметров подъемного винта При вертикальном взлете возьмем значение 𝐾0 = 1, таким образом: 𝑃пот = 𝑁винтов = 𝐺 𝐾0 = 𝑚∗𝑉 75∗𝐾 13300 1 = = 13300 H 1330 ∗ 10 75 ∗1 = 177л. с. Примем 𝑁винтов = 200 л.с. Для расчета параметров подъемных винтов, примем значение КПД η = 0,8. С имеющимся значением КПД, необходимая суммарная мощность двигателей равна: 𝑁дв = 𝑁винта η = 180 0,8 = 250 л. с. Исходя из расчетов, мощность одного двигателя равна 𝑁дв = 30 л. с. Примем мощность двигателя равной мощности прототипа равное 70 л. с, так как полученное выше значение не сможет обеспечить решение поставленной задачи. Так как проектируемы ЛА обладает 8 ВВП винтами, то дальнейшие расчеты будут производиться для одного винта, с дальнейшим умножением на 8. Таким образом проектируемый ЛА будет иметь 8 ЭД. Мощность одного ЭД равняется 70 л. с. В процессе создания аэродинамической схемы проектируемого ЛА, был определен диаметр винта равный 𝐷 = 2,5 м. Значение скорости вертикального подъема установим как 𝑉 = 18 м/с, а скорость вращения винтов будет равна 𝑛𝑐 = 9. 53

Таким образом, вычислим относительную поступь винта 𝜆: 𝜆1 = 𝑉 𝑛𝑐 ∗𝐷 = 18 = 0,83 9∗2,5 Вычислим коэффициент мощности 𝛽: 𝛽= 75∗𝑁 𝜌∗ 𝑛𝑐3 ∗ 𝐷5 = 75∗70 1,06∗ 93 ∗ 2,55 = 0,07 По диаграмме характеристик серии двухлопастных воздушных винтов (рис. 1), определим КПД. Рис. 8.2 - Диаграмма характеристик серии двухлопастных воздушных винтов 3СВ - 1 η = 0,79 С известными значениями 𝛽 и ηвычислим коэффициент тяги 𝛼: α =η ∗ 𝛽= 0,8* 0,07= 0,0557 Для каждого значения коэффициента тяги α, посчитаем значение тяги создаваемое винтом: P = α* 𝜌 * 𝑛2 ∗ 𝐷4 = 0,0557 * 1,06 * 92 * 2,54 = 186 кгс Суммарная тяга 8 винтов равна: ∑ P = P * 8 = 186 * 8 = 1488 кгс 54

Полученные винты создают тягу в 1488 кгс, при суммарной мощности двигателей Nпод = 560 л.с., что является достаточной тягой для совершения горизонтального полета, проектируемого ЛА потребная тяга которого равна 𝑃пот = 13300 Н. Выбор двигателей После проведения расчетов, были получены значения мощностей Nмарш = 140 л.с. и Nпод= 28л.с., маршевого и подъемного двигателя соответственно. Для роли маршевого двигателя подходит широко используемый в авиации двигатель модели Lycoming O-320 E (рис. 2) с мощностью 150 л.с. Рис. 8.3 - Двигатель модели Lycoming O-320 E Для роли подъемного для обеспечения ВВП будет служить предполагаемый двигатель с мощностью 70 кВт. 55

Глава 9. Подбор аккумуляторов для электродвигателей Чтобы обеспечения вертикальный взлет и посадку с восьмью двигателями суммарной мощностью 560 л. с., необходимая емкость аккумуляторов рассчитывается по следующей формуле: Q= 𝑃∗𝑡 𝑉∗𝑘 , где P = 560 л. с. = 402000 Вт (имеющаяся нагрузка) t = 0,04 ч (время работы) V = 12 В (напряжение в аккумуляторной батарее) k = 0,7 (коэффициент использованной емкости аккумулятора) Q= 402000 ∗ 0,04 12 ∗ 0,7 ≈ 2000 А ч Таким образом необходимая емкость аккумуляторов должна быть больше или равна 2000 А ч. В качестве аккумулятора подходит литий – никель – марганец – кобальтовый LiNMC аккумулятор 12V 240 Ah. Собран из четырех последовательно соединённых групп по четыре ячейки 3,6V 60 Ah. Для стабильной, надежной и долговечной работы аккумулятора установлена плата BMS, которая защищает аккумулятор от перезаряда и переразряда, так же плата обеспечивает балансировку ячеек. Для удобства и безопасной эксплуатации аккумулятор оборудован защитным текстолитовым корпусом в термоусадке, который обеспечивает защиту от пыли и влаги по стандарту IP44. Характеристики:  Емкость – 240 Aч  Напряжение – 12 В  Масса 5,4 кг  Диапазон эксплуатационных температур – от -20 °C до 50 °C  Число циклов заряд/разряд – от 2000 до 8000 в зависимости от режима работы Таким образом, для того чтобы обеспечить необходимую емкость в 2000 Ач, необходимо 9 аккумуляторов, суммарная масса которых равна 50 кг. Так как ЛА проектируется под задачи авиаперелетов, то возможны ситуации когда за время полета АКБ не успеют зарядиться от генератора, для обеспечения вертикальной посадки. Поэтому увеличим количество АКБ до 20 штук, которые в свою очередь будут иметь массу равную 110 кг. 56

Глава 10. Расчет крыла на прочность, определение конструктивно силовой схемы (КСС) крыла Расчет крыла на прочность Построение эпюр Определим аэродинамическую нагрузку, распределенную по длине крыла. По размаху крыла нагрузка Y распределяется в соответствии с изменением относительной циркуляции Г. аэр 𝑞𝑌 = 𝑛р ∗ 𝐺 ∗ Г 𝑙 , где 𝑛р = f * 𝑛э (расчетная перегрузка) 𝑛э = 1 + 250 √𝑚 = (1 + 250 √1330 = 8) * 0,5 = 4 - (эксплуатационная перегрузка) f = 1,5 (коэффициент безопасности) 𝑛р = 4 * 1,5 = 6 𝐺 = 13300 H (вес ЛА) 𝑙 = 8,6 м (размах крыла) Г – циркуляция при η = 3,172 (определяется по рис. 10.1) Рис. 10.1 – Значения циркуляции по размаху крыла Погонная нагрузка массовых сил конструкции крыла по размаху, с незначительной погрешностью, можно считать распределенной пропорционально хордам. 57

кр 𝑞𝑌 (𝑧) = 𝑛р ∗𝐺кр ∗𝑏(𝑧) , где 𝑆 𝑏(𝑧) – хорда крыла в зависимости от координаты z 𝑆 – площадь крыла Значение суммарной погонной распределенной нагрузки в направлении оси Y в скоростной системе координат можно рассчитать по следующей формуле: аэр кр 𝑞𝑌 = 𝑞𝑌 - 𝑞𝑌 Занесем все вычисления в таблицу 10.1. Таблица 10.1 – Определение погонных нагрузок № 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 b, м 1,84 1,727 1,612 1,499 1,384 1,271 1,156 1,043 0,928 0,815 0,701 0,58 2𝑍 𝑙 Г 0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 0,95 1 1,28 1,26 1,24 1,19 1,14 1,06 0,98 0,9 0,8 0,65 0,45 0 аэр 𝑞𝑌𝑖 , кН/м кр 𝑞𝑌𝑖 , кН/м 11,877209 11,691628 11,506047 11,042093 10,57814 9,835814 9,0934884 8,3511628 7,4232558 6,0313953 4,1755814 0 1,14566038 1,07530189 1,00369811 0,93333962 0,86173585 0,79137736 0,71977358 0,64941509 0,57781132 0,50745283 0,4364717 0,36113208 10,7315489 10,616326 10,5023484 10,1087534 9,71640369 9,04443659 8,37371479 7,7017477 6,84544449 5,52394252 3,7391097 -0,36113208 𝑞𝑌𝑖 , кН/м Погонные нагрузки 14 12 10 8 q (аэр) q, кН 6 q (кр) 4 qY 2 0 -2 0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 Z Рис. 10.2 – График погонных нагрузок Для определения распределения поперечных сил и изгибающих моментов по длине крыла Q(z) и M(z) от воздействия q(z) вычислим методом трапеций следующие интегралы: 58

𝑧 𝑧 Q = ∫1 𝑞(𝑧)𝑑𝑧, M = ∫1 𝑄(𝑧)𝑑𝑧 2 2 Расчет проведем табличным способом, используя зависимости метода трапеции: Δ𝑧𝑖 = Δ𝑄𝑧𝑖 = (𝑧 ̅̅̅ 𝑧𝑖 −1 𝑖 − ̅̅̅̅̅̅̅)∗𝐿 2 (𝑞𝑖 + 𝑞𝑖 − 1)Δ𝑧𝑖 2 𝑄𝑧𝑖 = Δ𝑄𝑧𝑖+1 + 𝑄𝑧𝑖 Δ𝑀𝑧𝑖 = (𝑄𝑖 + 𝑄𝑖 − 1 )Δ𝑧𝑖 2 𝑀𝑧𝑖 = Δ𝑀𝑧𝑖+1 + 𝑀𝑧𝑖 Полученные результаты сводим в таблицу. Таблица 10.2 – Поперечные силы и изгибающие моменты № Δ𝑄𝑧𝑖 , кН 𝑄𝑧𝑖 , кН Δ𝑀𝑧𝑖 , кН*м 𝑀𝑧𝑖 , кН*м 0 0 0,43 10,7315489 9,2024472 1 0,1 0,43 10,616326 9,10353 2 0,2 0,43 10,5023484 8,8846428 3 0,3 0,43 10,1087534 8,5457878 4 0,4 0,43 9,71640369 8,0869627 5 0,5 0,43 9,04443659 7,5081655 6 0,6 0,43 8,37371479 6,9293683 7 0,7 0,43 7,7017477 6,2705933 8 0,8 0,43 6,84544449 5,3318861 9 0,9 0,43 5,52394252 3,9930116 10 0,95 0,215 3,7391097 0,7282907 11 1 0 -0,36113208 0 По данным из таблицы 10.2 построим эпюры: 37,29234 32,69112 28,13935 23,69703 19,42414 15,38066 11,62658 8,161891 5,026595 2,360651 0,364145 0 15,0464442 13,07855176 11,14482308 9,271051712 7,483031209 5,806555119 4,254520218 2,835524356 1,588257858 0,585831229 0,039145598 0 71,13374 56,08729 43,00874 31,86392 22,59287 15,10983 9,303279 5,048759 2,213235 0,624977 0,039146 0 𝑧̅ 𝑞𝑌𝑖 , кН/м Δ𝑧 Поперечная сила по консоли крыла 40 35 30 25 Qz, кН 20 15 10 5 0 0 0,2 0,4 0,6 𝑧 Рис. 10.3 – Поперечная сила по консоли крыла 59 0,8 1 1,2

Изгибающий момент 80 70 60 50 Mz, кН*м 40 30 20 10 0 -10 0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 z Рис. 10.4 – Изгибающий момент Далее вычисляем табличным способом по нижеуказанной схеме, приведенные моменты от аэродинамических нагрузок, которые действуют по линии центров давления: аэр Δ𝑄𝑖 аэр = (𝑞𝑖 аэр + 𝑞𝑖−1 ) 𝛥𝑧𝑖 2 аэр аэр Δ𝑀кр 𝑖 = Δ𝑄𝑖 аэр * 𝑋Д𝑖 аэр аэр 𝑀кр 𝑖 = Δ𝑀кр (𝑖+1) + 𝑀кр (𝑖+1) 𝑋Д𝑖 – координата до центра давления i – го отсека крыла. Примем положение центра давления на 25% хорды (таблица 10.3). Таблица 10.3 – Изгибающий момент по линии центра давлений № 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 𝑋Д𝑖 0,46 0,43175 0,403 0,37475 0,346 0,31775 0,289 0,26075 0,232 0,20375 0,17525 0,145 аэр Δ𝑄𝑖 5,0673 4,9875 4,84785 4,64835 4,389 4,0698 3,7506 3,3915 2,89275 2,1945 0,448875 0 Δ𝑧 0,43 0,43 0,43 0,43 0,43 0,43 0,43 0,43 0,43 0,43 0,215 0 60 аэр Δ𝑀кр 𝑖 2,330958 2,15335313 1,95368355 1,74196916 1,518594 1,29317895 1,0839234 0,88433363 0,671118 0,44712938 0,07866534 0 аэр 𝑀кр 𝑖 14,1569065 11,8259485 9,67259541 7,71891186 5,97694269 4,45834869 3,16516974 2,08124634 1,19691272 0,52579472 0,07866534 0

16 14 12 10 M аэр, кН*м 8 6 4 2 0 0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 𝑧 Рис. 10.5 – График моментов от аэродинамических нагрузок, действующих по линии центров давления Вычисляем табличным способом по нижеуказанной схеме, приведенные моменты от аэродинамических нагрузок, которые действуют по линии центров масс: кр Δ𝑄𝑖 кр кр (𝑞 + 𝑞𝑖−1 ) 𝛥𝑧𝑖 = 𝑖 2 кр кр Δ𝑀кр 𝑖 = Δ𝑄𝑖 * 𝑋Т𝑖 кр кр кр 𝑀кр 𝑖 = Δ𝑀кр (𝑖+1) + 𝑀кр (𝑖+1) 𝑋Т𝑖 - координата до центра тяжести i – го отсека крыла. Примем положение центра тяжести на 25% хорды (таблица 10.4). Таблица 10.4 - Изгибающий момент по линии центра масс № 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 𝑋Т𝑖 0,7728 0,72534 0,67704 0,62958 0,58128 0,53382 0,48552 0,43806 0,38976 0,3423 0,29442 0,2436 кр Δ𝑄𝑖 0,477507 0,446985 0,416463 0,385941 0,355419 0,324897 0,294376 0,263854 0,233332 0,202944 0,085742 0 Δ𝑧 0,43 0,43 0,43 0,43 0,43 0,43 0,43 0,43 0,43 0,43 0,215 0 61 кр Δ𝑀кр 𝑖 0,369017 0,324216 0,281962 0,242981 0,206598 0,173437 0,142925 0,115584 0,090943 0,069468 0,025244 0 кр 𝑀кр 𝑖 2,042376 1,673358 1,349142 1,06718 0,824199 0,617601 0,444164 0,301239 0,185655 0,094712 0,025244 0

2,5 2 1,5 М кр, кН*м 1 0,5 0 0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 𝑧 Рис. 10.6 – График моментов от аэродинамических нагрузок, действующих по линии центров масc Расчет толщины обшивки крыла Для легких самолетов (массой менее 25 тонн) наиболее выгодна в весовом отношении лонжеронная схема крыла. В лонжеронном крыле основная доля изгибающего момента (60 … 70%) воспринимается поясами лонжеронов, а сравнимо тонкая, слабо подкрепленная обшивка, главным образом, воспринимает крутящий момент. Минимальную потребную толщину обшивки, изготавливаем из Д16Т (𝜎в = 440 Мпа) рассчитываем из условия работы ее на сдвиг при кручении крыла по формуле: п 𝛿об = 𝑀кр 𝛺𝜏разр , где 𝛺 = 0,54 м2 – удвоенная площадь, охваченная внешним контуром сечения крыла и стенкой заднего лонжерона 𝜏разр = 132 Мпа – разрушающее напряжение обшивки при сдвиге п По потребной толщине обшивки 𝛿об из сортамента алюминиевых листов подбираем п ближайшую большую стандартную толщину 𝛿об ≥ 𝛿об [14]. п 𝛿об = 𝑀кр 𝛺𝜏разр = 62 14 0,54∗132 = 0,0001 м

Из приложения [14] видно, что ближайший по толщине алюминиевый лист 𝛿об = 0,8 мм. Расчет стрингеров и поясов лонжеронов По величине максимального расчетного изгибающего момента и продольной силы, подбираются продольные силовые элементы каркаса крыла. 𝑝 𝑀𝑧 𝑃пан = 𝐻ср , где 𝑀𝑧𝑝 – максимальный расчетный изгибающий момент в сечении 𝐻ср = 0,95 * ∑𝑛 𝑖=0 𝐻𝑖 +𝑐 𝑛+1 , где 𝑛 = 2 (количество лонжеронов в рабочей части сечения) c = 223 мм (максимальная высота профиля в сечении) 𝐻1 = 223 мм 𝐻2 = 130 мм 𝐻ср = 0,95 * 223 + 130+223 3 𝑃пан = 14157 0,1824 = 182,4 мм = 78 кН Определим редуцированную площадь сжатой пластины: 𝐹пан.сж = 𝑃пан 𝜎кр.п , где 𝜎кр.п = (0,75 … 0,8) * 𝜎в = 336 Мпа (критическое напряжение сжатого пояса основного лонжерона) 𝐹пан.сж = Введем коэффициент 𝑘п 78000 336000000 = 0,85, = 232 мм2 характеризующий долю усилия 𝑃пан , воспринимаемую поясами лонжеронов. На практике обычно принимают 0,6 ≤ 𝑘п ≤ 0,9 – для лонжеронных крыльев. 63

𝐹п.сж = 𝑘п * 𝐹пан.сж = 0,8 * 232 = 185,6 мм2 Определение по формуле площадь распределяется между лонжеронами пропорционально их высотам: 𝐹п𝑖.сж = 𝐹п1.сж = 𝐹п.сж ∗ 𝐻𝑖 ∑𝑖 𝐻𝑖 185,6 ∗ 223 𝐹п1.сж = 223+130 185,6 ∗ 130 223+130 = 117 мм2 = 68 мм2 Пояс лонжерона состоит из двух профилей и общая площадь этих профилей должна быть больше или равна 𝐹п𝑖.сж . Таким образом, из ограничителя прессованных профилей [] подбираем равнополочные уголки (рис. 10.7). Для первого лонжерона: профиль 410026 (H = 18 мм, S = 2 мм, F = 68,4 мм2 ) Для второго лонжерона : (профиль 410018 (H = 15 мм, S = 2 мм, F = 56 мм2 ) Рис. 10.7 – Профиль равнополочный Рис. 10.98– Положение силовых элементов в сечение профиля крыла 64

Рассчитаем ширину присоединенной обшивки по формуле: 𝑏0 = 1,9 * 𝛿об * 𝐸об 𝐸пр 𝐸пр √𝜎 , где Т 𝐸об = 72 * 103 Мпа (модуль упругости материала обшивки) 𝐸пр = 72 * 103 Мпа (модуль упругости материала профиля) 𝜎Т = 270 Мпа (предел текучести материала профиля) 𝑏0 = 1,9 * 0,8 * Далее выбираем тип, 72 ∗ 103 72 ∗ 103 72 ∗ 10 270 площадь √ 3 сечения и = 2,4 мм шаг стрингеров. Используем бульбообразные профили из Д16Т. Шаг стрингеров определяется по формуле: 𝛿 𝑡 3 ≥√ (1− 𝜇2 )∗ 𝑃0 32∗𝐸∗ 𝑦̅ , где 𝑃0 = 𝑃В и 𝑃0 = 𝑃Н – давление в горизонтальном полете на нижней и верхней поверхностях крыла μ = 0,3 (коэффициент Пуассона для Д16Т) Е = 72 * 103 Мпа (модуль упругости первого рода для материала обшивки) 𝑦̅ = 0,002 (рекомендуемый коэффициент относительного прогиба) Приближенно величины 𝑃В и 𝑃Н считаем равными: 𝑃Н = 𝑃в = 1 3 1 3 ∗ ∗ 𝐺 𝑆 𝐺 𝑆 = = 1 3 2 3 ∗ ∗ 13300 21,2 13300 21,2 = 209 Па = 418 Па Таким образом 𝑡н = 228 мм, 𝑡в = 182 мм К стрингерам так же добавляют полоски присоединенной обшивки шириной 𝑏0 . Редуцированную площадь сжатой панели представим в виде: 𝐹пан.сж = ∑𝑛𝑖=1( 𝐹п𝑖.сж + 𝑏0 𝛿об ) + 65 (𝐹стр − 𝑏0 𝛿об ) 𝑛стр

𝐹стр = 𝑛стр = 𝐵− 𝑡стр 𝑡стр = 𝐹пан.сж − ∑𝑛 𝑖=1(𝐹п𝑖.сж + 𝑏0 𝛿об ) 𝑛стр 1840− 288 288 - 𝑏0 𝛿об , где = 7 (количество стрингеров в панели) 𝐹стр = (232 − ((117 + 2,4 ∗ 0,8) + (68 + 2,4 ∗ 0,8) ∗ 7) + 2,4 ∗ 0,8 = 316 мм2 𝐹стр.сж = 𝑘п 𝐹стр , где 𝑘п = 1,15 (коэффициент, характеризующий долю усилий, воспринимаемую стрингерами) 𝐹стр.сж = 316 * 1,15 = 363 мм2 Зная площадь стрингеров, определим что площадь одного стрингера 52 мм2 . Подбираем профиль 710012 (H = 20 мм, B = 15 мм, S = 1,5 мм, F = 65,1 мм2 ) Рис. 10.19 – Профиль бульбообразный Так же после расчета нижней панели принимаем, что всю нагрузку нижней панели на себя принимают лонжероны. Однако стрингера нижней панели все еще необходимы, для того, чтобы при потере устойчивости обшивки стрингера смогли сохранить ее относительный прогиб не более 𝑦̅ = 0,002. Таким образом, подбираем стрингера с наименьшей возможной площадью сечения, но толщиной стенки не меньше толщины обшивки. Принимаем профиль 710002 (H = 13 мм, B = 12 мм, S = 1 мм, F = 29,2 мм2 ) Определяем редуцированную площадь растянутой панели: 𝐹пан.р = 𝑃пан 𝑘1 𝑘2 𝜎в , где 𝑘1 = 0,95 (коэффициент, учитывающий ослабление сечениями отверстий под болты и заклепки) 66

𝑘2 = 0,9 (коэффициент, учитывающий концентрацию напряжений в зоне отверстий для алюминиевых сплавов) 𝐹пан.р = 78000 0,95∗ 0,9∗ 440000000 = 207 мм2 Находим редуцированную площадь поясов: 𝐹п.р = 𝑘п 𝐹пан.р = 1,15 * 207 = 238 мм2 Распределим редуцированную площадь между лонжеронами: 𝐹п.р 𝐻𝑖 𝐹п𝑖.р = ∑𝑖 𝐻𝑖 𝐹п1.р = 131 мм2 𝐹п2.р = 88 мм2 Определение толщины стенок лонжерона Подбор толщин стенок лонжеронов ведется из условия их работы на сдвиг от действия поперечной силы с учетом конусности крыла. Поперечная сила, с учетом конусности крыла, определяется по формуле [2]: 𝑝 𝑄пр = 𝑄𝑦𝑝 - 𝑀из 𝐻ср * γ, где 𝑄𝑦𝑝 – расчетная перерезывающая сила 𝑝 𝑀из – расчетный изгибающий момент γ = ̅̅̅̅̅̅𝑏 ̅̅̅̅̅̅𝑏 (𝑐 кор кор − 𝑐 кон кон )∗2 𝑙 = (221−70)∗2 8,6 = 0,035 (средний угол конусности крыла, рад) 𝑄пр = 37,3 - 71 182 * 0,035 = 37 кН Сила 𝑄пр распределяется между стенками пропорционально изгибным жесткостям лонжеронов. 𝑄𝑖 = 𝑄пр * (𝐸𝐽)𝑖 ∑𝑛 𝑖=1(𝐸𝐽)𝑖 𝑄1 = 37 * 𝑄1 = 37 * = 𝑄пр * 2232 2232 + 1302 1302 2232 + 1302 Погонные касательные силы (ПКС) от сдвига: 67 𝐻𝑖2 2 ∑𝑛 𝑖=1 𝐻𝑖 = 27,6 кН = 9,4 кН

𝑞𝑄𝑖 = 𝑞𝑄1 = 𝑄𝑖 0,9 𝐻𝑖 27,6 0,9∗0,223 𝑞𝑄1 = 9,4 0,9∗0,13 = 132 = 80 кН м кН м ПКС от кручения: 𝑝 𝑞кр = 𝑀кр = 𝛺 14 0,54 = 26 кН м При дозвуковой скорости полета центр давления обычно располагается впереди центра изгиба, что приводит к догрузке переднего лонжерона: 𝑞1 = 𝑞𝑄1 + 𝑞кр = 132 + 26 = 158 кН м Толщина стенки i – го лонжерона 𝛿ст𝑖 = 𝛿ст1 = 𝛿ст2 = 𝑞1 𝜏разр 𝑞2 𝜏разр = = 𝑞𝑖 𝜏разр 158000 286000000 80000 286000000 = 0,6 мм = 0,3 мм Примем значение толщины обоих лонжеронов равной 𝛿ст = 1 мм 68

Проектировочный расчет нервюр При проектировочном расчете нормальных нервюр [2] учитываются только р аэродинамические силы 𝑞аэр . Каждая нервюра воспринимает аэродинамическую нагрузку, приложенную к отсеку крыла длиной, равной шагу нервюр 𝑡нерв . Шаг нервюр выбираем равным 𝑡нерв = 300 мм. Таким образом: р 𝑃н = 𝑞аэр * 𝑡нерв Рис. 10.10 – Расчетные нервюры Таблица 10.5 – Аэродинамическая нагрузка расчетных нервюр 𝑃н1 , кН 𝑃н2 , кН 𝑃н3 , кН 𝑃н4 , кН 𝑃н5 , кН 3,56 3,45 2,73 1,8 1,25 Распределение аэродинамической нагрузки по длине нервюры задается нормами прочности, либо на основе эксперимента. Наиболее распространен квадратичный закон изменения погонной аэродинамической нагрузки. 𝑝воз𝑖 = k * 𝑥𝑖2 , где pвозi – погонная воздушная нагрузка в i – ом сечении k – коэффициент пропорциональности xi – расстояние от хвостика нервюры до i – го сечения Коэффициент пропорциональности k считают по следующей формуле: k= 69 3∗ 𝑃н 3 𝑏сеч

Результаты расчетов коэффициентов пропорциональности k для каждой нервюры заносим в таблицу 10.6. Таблица 10.6 – Коэффициенты пропорциональности расчетных нервюр 𝑏сеч1 , м 1,62 𝑘1 2,51 𝑏сеч2 , м 1,44 𝑘2 3,47 𝑏сеч3 , м 1,175 𝑘3 5,05 𝑏сеч4 , м 0,73 𝑘4 13,88 𝑏сеч5 , м 0,64 𝑘5 14,3 Далее строим эпюры погонной нагрузки для каждой расчетной нервюры. Каждое из рассматриваемых сечений крыла разбиваем на 5 равных частей 𝑥𝑖 . Таблица 10.7 – Погонные нагрузки по сечениям нервюры 1 𝑥1 , м 0 𝑝воз1, кН 0 𝑥2 , м 0,405 𝑝воз2, кН 0,41 Нервюра 1 𝑥3 , м 0,81 𝑝воз3, кН 1,64 𝑥4 , м 1,215 𝑝воз4, кН 3,7 𝑥5 , м 1,62 𝑝воз5, кН 6,6 𝑥4 , м 1,08 𝑝воз4, кН 4 𝑥5 , м 1,44 𝑝воз5, кН 7,2 𝑥4 , м 0,87 𝑝воз4, кН 3,8 𝑥5 , м 1,175 𝑝воз5, кН 7 Таблица 10.8 – Погонные нагрузки по сечениям нервюры 2 𝑥1 , м 0 𝑝воз1, кН 0 𝑥2 , м 0,36 𝑝воз2, кН 0,37 Нервюра 2 𝑥3 , м 0,72 𝑝воз3, кН 1,8 Таблица 10.9 – Погонные нагрузки по сечениям нервюры 3 𝑥1 , м 0 𝑝воз1, кН 0 𝑥2 , м 0,29 𝑝воз2, кН 0,42 Нервюра 3 𝑥3 , м 0,58 𝑝воз3, кН 1,7 Таблица 10.10 – Погонные нагрузки по сечениям нервюры 4 𝑥1 , м 0 𝑝воз1, кН 0 𝑥2 , м 0,18 𝑝воз2, кН 0,45 Нервюра 4 𝑥3 , м 0,36 𝑝воз3, кН 1,8 70 𝑥4 , м 0,54 𝑝воз4, кН 4 𝑥5 , м 0,73 𝑝воз5, кН 7,4

Таблица 10.11 – Погонные нагрузки по сечениям нервюры 5 𝑥1 , м 0 𝑝воз1, кН 0 Нервюра 5 𝑥3 , м 0,32 𝑝воз3, кН 1,46 𝑥2 , м 0,16 𝑝воз2, кН 0,36 𝑥4 , м 0,48 𝑝воз4, кН 3,3 𝑥5 , м 0,64 𝑝воз5, кН 5,8 Погонные нагрузки по сечениям расчетных нервюр 8 7 6 5 Нервюра 1 p, кН 4 Нервюра 2 3 Нервюра 3 2 Нервюра 4 1 Нервюра 5 0 0 0,5 1 1,5 2 x, м Рис. 10.11 – Погонные нагрузки расчетных нервюр Нервюра рассматривается как статически неопределимая балка переменной высоты, опирающаяся не только на крайние стенки, но и на обшивку. Такая модель применяется, если обшивка выполнена из жестких материалов. При этом полагают, что реакции в опорах пропорциональны изгибным жесткостям лонжеронов: 𝑅1 𝑅2 ≈ 𝐻12 𝐻22 𝑅1 + 𝑅2 = 𝑃н Таблица 10.12 – Реакции в опорах расчетной нервюры 1 Нервюра 1 𝑅1 𝑅2 2,96 𝑅1 + 𝑅2 𝑅1 , кН 𝑅2 , кН 3,56 2, 6 0,9 Таблица 10.13 – Реакции в опорах расчетной нервюры 2 Нервюра 2 𝑅1 𝑅2 2,95 𝑅1 + 𝑅2 3,45 71 𝑅1 , кН 𝑅2 , кН 2,57 0,87

Таблица 10.14 – Реакции в опорах расчетной нервюры 3 Нервюра 3 𝑅1 𝑅2 2,9 𝑅1 + 𝑅2 𝑅1 , кН 𝑅2 , кН 2,73 2,03 0,7 Таблица 10.15 – Реакции в опорах расчетной нервюры 4 Нервюра 4 𝑅1 𝑅2 3 𝑅1 + 𝑅2 𝑅1 , кН 𝑅2 , кН 1,8 1,35 0,45 Таблица 10.16 – Реакции в опорах расчетной нервюры 5 Нервюра 5 𝑅1 𝑅2 2,9 𝑅1 + 𝑅2 𝑅1 , кН 𝑅2 , кН 1,25 0,93 0,32 Расчет стыкового узла крепления крыла к фюзеляжу Стыковыми узлами называют совокупность деталей, предназначенных для соединения отдельных частей ЛА между собой или для соединения отдельных отсеков агрегата ЛА, крыла, фюзеляжа и т.д. Стыковые узлы осуществляют связь между различными частями конструкции, передавая усилия от одной части к другой, чем и определяется потребная прочность стыковых узлов. При прочих равных условиях предпочтительней узел с наименьшей массой. Наиболее часто применяется разъем типа «ухо – вилка». Для расчета ответственных стыковых узлов [] усилия, полученные из расчета балок, принято увеличивать на 25%, тем самым учитывая возможную неточность в распределении перерезывающей силы между узлами. Принимают P= Q= 1,25𝑀𝑧 𝑛ℎ 1,25𝑄𝑖 𝑛 , где P – расчетная горизонтальная силы в узле 𝑀𝑧 = 71 кН * м (изгибающий момент в сечении балки) h = 0,74 м (расстояние между осями узлов балки) 𝑄𝑖 = 37 кН (перерезывающая сила в сечении балки) n = 4 (количество узлов) 72

P= Q= 1,25∗71 4∗0,74 1,25∗37 4 = 30 кН = 11,56 кН Расчет узла следует начинать с расчета замыкающего болта. Если на узел действует одновременно две силы (P и Q), то срез замыкающего болта и смятие ушка происходят под действием равнодействующих сила (рис. 10.12, а) Рис. 10.12 – Расчетная схема стыкового узла Таким образом R = √𝑃2 + 𝑄 2 = √302 + 11,562 = 32 кН Сила среза болта: R=( π𝑑2 4 ) * n * 𝜏б, где d – диаметр болта n = 2 (число плоскостей среза болта) 𝜎в = 660 МПа (расчетное напряжение среза болта 30ХНСА) 𝜏б =0,3𝜎в = 198 МПа d=√ 4R πnτб =√ 4 * 32000 3,14 * 2 * 198000000 = 10,14 мм Значение d округляется до ближайшего большего значения диаметра болта d = 12 мм. Сила смятия материала болта или ушков: R = dδ𝜎см , где δ – суммарная толщина одного узла, не считая ответного 𝜎см = 110 Мпа (расчетное напряжение смятия для 30ХГСА) 73

δ= 𝑅 δ𝜎см = 32000 0,012∗110000000 = 24,24 мм Округляем до 25 мм. Таким образом толщина одного ушка равна 12,5 мм. Определим высоту ушка D в сечении, ослабленном отверстием болта. Для этого воспользуемся формулой: D= 𝑅𝑘 δ𝜎р +d 𝜎р = 370 Мпа (расчетное напряжение разрыва материала ушка) k = 1,1 (коэффициент напряжение для статической нагрузки) D= 32000 ∗1,1 0,0125 ∗ 370000000 Рис. 10.13 – Стыковой узел на переднем лонжероне 74 + 12 = 20 мм

Глава 11. Специальная часть Постановка задачи При расчете на прочность, какой-либо конструкции, установленного порядка действий (рис.11.1): придерживаются Рис. 11.1 - Установленный порядок действий при расчете на прочность В данной главе будут проделаны первые два этапа: 1. Проектировочный расчет (создание приблизительной геометрии силовой конструкции рамы, проектируемого ЛА и его узлов) 2. Получение значений и положения концентраций напряжений 75

Проектировочный расчет На данном этапе расчета на прочность создается эскизная геометрия рассматриваемой силовой конструкции, а также указываются силы, приложенные к ней и места закреплений. 1 2 3 Рис.11.2 – Эскизное изображение прочностной конструкции проектируемого ЛА В качестве нагрузок будут выступать силы, создаваемые винтами при совершении вертикального взлёта, указанные силы изображены на рис. 11.2 под номером 1. Значение вектора силы примем равным F = 1860 H, суммарное значение, создаваемое восьмью векторами сил, равно 8*F = 1860 *8 = 14880 Н. Под номером 2 на рис.11.2 обозначены будущие узлы крепления конструкции рамы с фюзеляжем проектируемого ЛА. Под номером 3 на рис. 11.2 изображены элементы конструкции, которые будут исследованы на прочностные характеристики. 76

Проверка достоверности вычислений в программе Ansys Для того чтобы убедиться в том, что ПО Ansys выдает достоверные результаты измерений, произведем расчет простой балки квадратного сечения (рис. 13) на изгиб аналитическим методом и в программе Ansys. Рис. 11.3 - Модель балки. Балка в сечении имеет форму квадрата со стороной a = 150 мм. Длина балки L = 1000 мм. Балка закреплена с одного конца, сила прикладывается к свободному концу. Приложенная сила F = 10 кН. Для вычислений аналитическим методом воспользуемся формулами из курса Сопротивление материалов: M = F * L = 10 * 1 = 10 кНм (момент силы F) 𝑎3 0.153 W= = = 0.0005625 м3 (момент сопротивления квадрата) 6 6 𝑀 10 σ= = = 17777 кН = 17,7 МН (Максимальное напряжение возникающее 𝑊 0.0005625 в балке) После произведенного расчета изгиба балки (рис. 14) в Ansys видно, что максимальное напряжение в балке составляет 17,553 МПа. Таким образом можно утверждать, что расчеты, производимые в Ansys являются верными. 77

Рис. 11.4 - Демонстрация напряжений в балке. Расчет конструкции рамы на прочность в программе Ansys. Получение значений и положения концентраций напряжений Так как конструкция рамы является симметричной, то расчет на прочность будет производиться для одной половины. Импортируя модель (рис. 11.5) половины силовой конструкции, разбиваем ее на сетку конечных элементов (рис. 11.6). Места закрепления Рис. 11.5 – Модель рамы при расчете на прочность 78

Рис. 11.6 – Сгенерированная сетка конечных элементов Далее прикладываем силы и закрепляем модель на торце балки (рис. 11.7) Рис. 11.7 – Демонстрация приложенных сил и мест закреплений 79

После проведения расчетов, получили результаты напряжений в узлах креплений (рис. 11.8) и деформаций (рис. 11.9): Рис. 11.8 а - Результаты напряжений в узлах креплений Рис. 11.8 б - Результаты напряжений в узлах креплений 80

Рис. 11.9 (а) - Результаты деформаций Рис. 11.9 (б) - Результаты деформаций Обработка полученных результатов Из результатов, полученных после расчетов с помощью ПО Ansys, видно, что рама предложенной конструкции перетяжелена, так как ее конструкция испытывает минимальные напряжения. Таким образом, необходимо изменить конструкцию рамы. При коэффициенте безопасности n = 2, будем считать конструкцию рамы допустимой. Корректирование конструкции рамы В качестве материала будет использоваться конструкционная сталь: 1. Модуль Юнга (упругости) = 2 * 1011 Па 2. Плотность = 7850 кг * м3 3. Коэффициент Пуассона = 0,29 4. Прочность (изгиб) = 380 … 450 Мпа Построим эпюры ЭQ и ЭM для рассматриваемой нами балки (рис.11.10). 81

Рис. 11.10 – Эпюры рассматриваемой балки С известным изгибающим моментом M = 2,3 кНм и известной нагрузкой σ = 225 МПа, с учетом коэффициентом запаса, рассчитаем необходимый момент сопротивления сечения W: W= 𝑀 σ = 2300 225∗106 = 0,00001 м3 = 10 см3 Подберем сечение балки, удовлетворяющее значению W (рисс.11.11). Рис. 11.11 – Сечение балки 82

Для данной геометрии повторно произведем прочностной расчет (рис. 11.12) в ПО Ansys. Полученное значение напряжений в конструкции рамы должно быть примерно равно 225 МПа. Рис. 11.12 – Результаты напряжений при повторном расчете Рис. 11.13 – Изображение деформаций при значении Auto Scale = 16 Из рис. 11.12 видно, что значения напряжений, создаваемых в балке, примерно равны σ = 230 МПа. Для избегания разрушения конструкции в местах максимальных напряжений, то есть в местах крепления балки, будут произведены местные усиления. Таким образом, при данном значении напряжений достигается коэффициент безопасности n = 2. Данные напряжения были получены в раме из конструкционной стали. Подберем из таблицы 11.1 наиболее предпочтительный материал: 83

Сводная таблица характеристик материалов Таблица 11.1 Материал Модуль Юнга, Па Коэф. Прочность (изгиб), Пуассона МПа Рабочая температура, Плотность, кг/м3 °C Д16Т 10 7,3 * 10 0,3 440 Стеклотекстолит 2,2 * 1011 0,15 Углепластик 4 * 1011 0,27 вдоль 530 поперек 420 700 от – 230 до + 120 от – 60 до + 155 от – 60 до + 150 2770 1800 1450 Д16Т при схожем пределе прочности с конструкционной сталью будет иметь меньший вес за счет меньшей плотности. Так, данная конструкция, сделанная из Д16Т, будет весить примерно 50 кг. Соответственно остальные материалы будут иметь еще меньшую массу. По прочностным характеристикам материал Д16Т подходит, но нужно обратить внимание на то, что модуль Юнга Д16Т, примерно, в 3 раза меньше, нежели чем у конструкционной стали, соответственно деформации будут в 3 раза больше. Тем самым максимальный прогиб будет составлять порядка 9 см. Стоит отметить, что выполнение рамы из материалов стеклотекстолит и углепластик при меньшей массе, так же будет иметь меньшую толщину стенок, что конструктивно не целесообразно, так как потребует подкрепления стенки, из соображений устойчивости, что усложнит конструкцию. Кроме того, стеклотекстолит и углепластик гораздо дороже, нежели чем Д16Т. Таким образом, можно сделать вывод, что данная конструкция рамы является приемлемой, так как не перетяжелена и обладает необходимым запасом прочности. В качестве материала будет использоваться материал Д16Т, так как он весьма распространён, доступен и обладаем всеми необходимыми характеристиками. 84

Заключение В данной выпускной квалификационной работе был спроектирован мультимоторный летательный аппарат (ЛА) самолетного типа, предназначенный для совершения полетов в городской черте. Были произведены все необходимые расчеты для определения характеристик и параметров проектируемого ЛА. Проектируемый ЛА обладает мультимоторной силовой установкой: электродвигатели для совершения вертикального взлета и посадки, и поршневой двигатель для горизонтального полета. Результаты данного проектирования таковы, что с развитием электродвигателей и аккумуляторных батарей, при их внедрении и использовании возможно в разы сократить затраты в сфере легкой авиации. Современные же электродвигатели, как, например, электродвигатель, разрабатываемый компанией Siemens, уже показывают результаты в разы лучше, чем аналогичные им по весовым характеристикам электродвигатели. Данные факторы приведут к тому, что электродвигатели, вполне, могут вытеснить двигатели внутреннего сгорания из сферы легкой авиации, а после, вполне вероятно, смогут занять свое место сфере пассажирских авиаперевозок. Таким образом, проектируемый в проделанной работе мультимоторный ЛА, имеет полное право на существование, и в перспективе может оказаться весьма востребованным средством передвижения. 85

Список использованной литературы 1. Чумак, П. И. Расчет и проектирование и постройка сверхлегких самолетов [Книга] / П. И. Чумак, В. Ф. Кривокрысенко. – Москва: Патриот, 1991. - 238 с. 2. Чепурных, И. В. Прочность конструкции летательных аппаратов [Учебное пособие] / И. В. Чепурных. – Комсомольск–на-Амуре: ФГБОУ ВПО «КнАГТУ», 2013. – 137 с. 3. Бернс, В. А. Конструкция и расчет элементов планера самолета на прочность [Методические указания] / В. А. Бернс, Е. Г. Подружин, Б. К. Смирнов. – Новосибирск: Новосибирский государственный технический университет, 2000. – 31 с. 4. Арепьев, А. Н. Вопросы проектирования легких самолетов. Выбор схемы и параметров [Книга] / А. Н. Чумак. – Москва: МГТУГА, 2001. – 136 с. 5. Бадягин, А. А. Проектирование легких самолетов [Книга] / А. А. Бадягин, Ф. А. Мухамедов. – Москва: Машиностроение, 1978. – 208 с. 6. Егер, С. М. Проектирование самолетов [Учебник для вузов] / С. М. Егер, В. Ф. Мишин, Н. К. Лисейцев. – Москва: Машиностроение, 1983. – 616 с. 7. Тарасов, Ю. Л. Расчет на прочность элементов конструкции самолета [Учебное пособие] / Ю. Л. Тарасов, Б. А. Лавров. – Самара: Самарский государственный аэрокосмический университет, 2000. – 112 с. 8. Комаров, В. А. Концептуальное проектирование самолетов [Учебник для вузов] / В. А, Комаров, Н. М. Боргест, И. П. Вислов. – Самара: Самарский Самарский государственный аэрокосмический университет, 2007. – 92 с. 9. DailyTechInfo [Электронный ресурс]. URL: https://dailytechinfo.org/auto/6865kompaniya-siemens-predstavlyaet-rekordno-effektivnyy-dvigatel-prednaznachennyy-dlyaelektricheskih-samoletov.html (дата обращения: 04.03.2021). 10. Авиационная энциклопедия Уголок неба [Электронный ресурс]. URL: http://www.airwar.ru/enc/xplane/pav.html. (дата обращения: 01.02.2021). 11. Авиационная энциклопедия Уголок неба [Электронный ресурс]. URL: http://www.airwar.ru/enc/bpla/ehang184.html. (дата обращения: 01.02.2021). 12. Авиационная энциклопедия Уголок неба [Электронный ресурс]. URL: http://www.airwar.ru/enc/bpla/surefly.html. (дата обращения: 01.02.2021). 13. Titanat [Электронный ресурс]. URL: https://titanat.ru/shop/akkumulyatory/akbli-nmc/akkumulyator-12v-240ah-lg/. (Дата обращения: 19.05.2021). 14. Poznayka [Электронный резурс]. URL: https://poznayka.org/s61937t1.html. (Дата обращения: 25.05.2021). 86

ǮǶǼ13313313333Ǭǽ 96;3 683 :33 533 4333 ǻȜȑȐȑȗȨșȚȓȌȐșȫȫȢȑșȞȜȚȎȖȌ ǻȜȑȐȑȗȨșȚțȑȜȑȐșȫȫȢȑșȞȜȚȎȖȌ 4333 :833 8;3 4:58 533 573 ;ȎȔșȞȚȎ 5333 5833 6833 6483 683 7<3 ǻȑȜȎ1țȜȔȘȑș1 5933 673 4:³ 4;73 8;3 4333 633 ǽțȜȌȎ1ɦ 43;3 4:³ ǴșȎ1ɦțȚȐȗ1 ǻȚȐț1ȔȐȌȞȌ ǮȓȌȘ1ȔșȎ1ɦ ǴșȎ1ɦȐȟȍȗ1 ǻȚȐț1ȔȐȌȞȌ 4653 ǽǬȁ 5333 833 ǮǶǼ13313313333Ǭǽ 4;73 ǴȓȘ1ǷȔȝȞ ɦȐȚȖȟȘ1 ǻȚȐț1 ǰȌȞȌ ǼȌȓȜȌȍ1 ǯȌȑșȖȚȎ ǻȜȚȎ1 ǶȚșȝȞȌșȞȔșȚȎ Ǿ1ȖȚșȞȜ1 ǹȌȣ1Ƕǭ ǹ1ȖȚșȞȜ1 ǿȞȎ1 ǼȚȑșȖȚ ǸȟȗȨȞȔȘȚȞȚȜșȧȕǷǬȐȗȫ ȚȝȟȥȑȝȞȎȗȑșȔȫțȜȑȗȑȞȚȎ ȎȏȚȜȚȐȝȖȚȕȘȑȝȞșȚȝȞȔ ǷȔȞ1 Ǵǿ ǸȌȝȝȌ ǸȌȝȤȞȌȍ 4=53 ǷȔȝȞ4 ǿșȔȎȑȜȝȔȞȑȞ%%ǰȟȍșȌ ȏȜ17594%%ǬȎȔȌȝȞȜȚȑșȔȑ ǶȚțȔȜȚȎȌȗ ȀȚȜȘȌȞǬ4

ǮǶǼ13313313333Ƕǿ 7 ; < 43 8 4 5 6 44 9 ǽțȜȌȎ1ɦ ǻȑȜȎ1țȜȔȘȑș1 : ǴșȎ1ɦțȚȐȗ1 ǻȚȐț1ȔȐȌȞȌ ǮȓȌȘ1ȔșȎ1ɦ ǴșȎ1ɦȐȟȍȗ1 ǻȚȐț1ȔȐȌȞȌ ǻȚȓȔȢȔȫ 4 5 6 7 8 9 : ; < 43 44 ǹȌȓȎȌșȔȑ ǶȜȧȗȚ ȀȪȓȑȗȫȒ ǺțȑȜȑșȔȑ ǺȍȚȜȟȐȚȎȌșȔȑȟțȜȌȎȗȑșȔȫ ǸȌȜȤȑȎȧȕȐȎȔȏȌȞȑȗȨ ǻȚȐȦȑȘșȧȑȐȎȔȏȌȞȑȗȔ ǮȗȑȞȚ0țȚȝȌȐȚȣșȧȑȗȧȒȔ ǻȌȝȝȌȒȔȜȧ ǸȑȝȞȌȐȗȫȍȌȏȌȒȌ ǸȑȝȞȌȐȗȫȌȖȖȟȘȟȗȫȞȚȜȚȎ ǾȚțȗȔȎșȧȑȍȌȖȔ ǮǶǼ13313313333Ƕǿ ǴȓȘ1ǷȔȝȞ ɦȐȚȖȟȘ1 ǻȚȐț1 ǰȌȞȌ ǼȌȓȜȌȍ1 ǯȌȑșȖȚȎ ǻȜȚȎ1 ǶȚșȝȞȌșȞȔșȚȎ Ǿ1ȖȚșȞȜ1 ǹȌȣ1Ƕǭ ǹ1ȖȚșȞȜ1 ǿȞȎ1 ǼȚȑșȖȚ ǶȚȘțȚșȚȎȖȌȔȟȎȫȓȖȌ ȖȚȘțȚșȑșȞȚȎȎ țȜȚȑȖȞȔȜȟȑȘȚȘǷǬ ǶȚțȔȜȚȎȌȗ ǷȔȞ1 ǸȌȝȝȌ ǸȌȝȤȞȌȍ ǷȔȝȞ4 4=83 ǷȔȝȞȚȎ4 ȀȚȜȘȌȞǬ4

БГ СБ 4 3 552 1 1850 1288 В (5:1) В В 2 5 Перв. примен. 4300 БГ Б А 5 6 4 6 А (5:1) 2 Б (5:1) Взам. инв. № Инв. № дубл. Подп. и дата Справ. № 4 Г-Г (1:5) 18 18 Подп. и дата Инв. № подл. № п.п 1 2 3 4 5 6 Наименование Центроплан Элерон Топливный бак 1 - ый лонжерон 2 - ой лонжерон Обшивка СБ 2 40 Изм. Лист № докум. Подп. Дата Разраб. Гаенков Пров. Константинов Т.контр. Конструктивно силовая схема крыла проектируемого ЛА Лит. Масса Масштаб 1:10 Лист Листов Н.контр. Утв. Роенко Копировал Формат A1 1

Рецензии:

Авторизуйтесь, чтобы добавить рецензию

- у работы пока нет рецензий -

Отзывы:

Авторизуйтесь, чтобы оставить отзыв