Учебное пособие 1529

50-2019

ПРОЕКТИРОВАНИЕ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА

МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ

к выполнению курсового проекта по дисциплине «Проектирование самолетов»

для студентов специальности 24.05.07 «Самолето- и вертолетостроение»

очной и заочной форм обучения

Воронеж 2019

УДК 629.73.001.63(07)

ББК 39.52я7

Составитель канд. техн. наук, доц. С. К. Кириакиди

Проектирование пассажирского самолета: методичес-

кие указания к выполнению курсового проекта по дисциплине «Проектирование самолетов» для студентов специальности 24.05.07 «Самолето- и вертолетостроение» очной и заочной форм обучения / ФГБОУ ВО «Воронежский государственный технический университет»; сост. С. К. Кириакиди. — Воронеж: Изд-во ВГТУ, 2019. — 34 с.

Настоящие методические указания предназначены для выполнения курсового проекта по дисциплине «Проектирование самолетов», а также могут быть использованы при выполнении дипломного проекта.

Предназначены для студентов специальности 24.05.07 «Самолето- и вертолетостроение» очной и заочной форм обучения.

Ил. 15. Библиогр.: 2 назв.

УДК 629.73.001.63(07)

ББК 39.52я7

Рецензент — канд. техн. наук, доц. В. В. Самохвалов

Печатается по решению учебно-методического совета Воронежского государственного технического университета

2

ВВЕДЕНИЕ

Целью методических указаний является знакомство с порядком определения основных летно-технических характеристик самолета, а также проведение эскизного проектирования фюзеляжа самолета с предварительным определением действующих нагрузок и общей конструктивно-силовой схемы.

Представлены материалы, позволяющие разработать конструкцию фюзеляжа самолета первого приближения с учетом взлетного веса летательного аппарата и рассчитанных нагрузок. Учитываются основные силовые факторы: вес, коэффициент эксплуатационной перегрузки, коэффициент безопасности.

Дана методика разработки типового шпангоута и определения его геометрических параметров поперечного сечения. Приведены рекомендации по выполнению компоновки пассажирского салона, а также расчета центровки первого приближения. Материалы могут быть полезны для студентов старших курсов, выполняющих курсовое и дипломное проектирование, а также инженеров авиационной специальности.

1. ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ К ВЫПОЛНЕНИЮ КУРСОВОГО ПРОЕКТА

Целью курсового проектирования является расчет отдельных характеристик и параметров заданного (вариантом) самолета, а также подробный расчет и конструирование его фюзеляжа.

Исходными данными являются:

1. Схема самолета в двух проекциях в соответствующем масштабе.

2. Взлетный вес самолета — G0 (кг). 3. Размах крыла — l (м).

4. Профиль сечения крыла.

5. Крейсерская скорость — Vкрейc (км/ч). 6. Высота полета — Н (м).

7. Коэффициент сопротивления самолета — Сх.

3

8. Удельный расход топлива одного двигателя — Ср1. По указанию преподавателя задается тип фюзеляжа:

балочно-лонжеронный или балочно-стрингерный. Материал конструкции Д16Т.

2.ЗАДАНИЕ К КУРСОВОМУ ПРОЕКТУ

1.Выполнить компоновку самолета. При этом, помимо основных требований к компоновке, определить количество пассажиров или груза, а также общее количество топлива, включая аэронавигационный запас (АНЗ).

2.Рассчитать центровку самолета в двух вариантах:

–пустой самолет (без топлива и пассажиров);

–полностью подготовленный (снаряженный) самолет. Рассчитанные данные должны попадать в допускаемый

диапазон центровок.

3.Определить дальность полета самолета.

4.Определить нагрузки, действующие на фюзеляж. Построить эпюры Оу, Мz, Мкр.

5.Выполнить предварительное проектирование силового набора фюзеляжа. При этом определить общее количество стрингеров и балок и выполнить их распределение по сечению фюзеляжа. Задать сечения стрингеров и балок первого приближения, исходя из рекомендаций.

Распределить стрингеры и балки по всей длине фюзе-

ляжа.

6.Выполнить проектировочный расчет трех сечений фюзеляжа (включая наиболее нагруженные).

7.Определить напряжения в наиболее нагруженном сечении фюзеляжа.

8.Рассчитать типовой (несиловой) шпангоут.

9.Графические материалы.

9.1.Две проекции самолета с основными размерами — компоновка 1 лист А1.

9.2.Конструкция фюзеляжа – 1,5 – 2,0 листа А1.

9.3.Конструкция типового шпангоута с поясняющими сечениями – 0,5 – 1,0 листа А1.

4

3. ПОРЯДОК ВЫПОЛНЕНИЯ КУРСОВОГО ПРОЕКТА

3.1. Компоновка самолета

Для пассажирского самолета проводится разбивка общего объема фюзеляжа с определением пассажирского салона или салонов (с уточнением класса салона), а также вспомогательных и служебных отсеков, включая кабину экипажа, кресла отдыха бортпроводников, буфет, багажные отделения, туалеты и т.д.

В зависимости от класса салона проводится разбивка кресел (при этом определяются параметры кресла и шаг, а также ширина проходов, определяется положение основных и аварийных дверей) [1]. Прорабатываются способы загрузки багажа и грузов.

В объемах крыла размещается максимально возможное количество топлива на 70–75 % консольной части крыла, начиная от второй нервюры, с учетом параметров конструкции крыла и выбранного профиля (сечения) (см. приложение).

По объему определяется вес максимального запаса топлива.

3.2.Центровка самолета

1.По статистике, с учетом известного взлетного веса

самолета G0, определить веса основных агрегатов: крыла, фюзеляжа, оперения, шасси, двигателей, систем (GК, GФ, GОП,

GШ, Gдв и т.д.), см. [1].

Вес топлива определен из пункта 3.1. Вес пассажиров Gпас подсчитывается по формуле

где G1 = 90 кг — вес одного пассажира; n1 — общее количество пассажиров.

Вес экипажа подсчитывается аналогично.

Вес бортпроводников Gбп находится по формуле

где G2 = 70 кг — вес одного бортпроводника; n2 — общее количество бортпроводников.

Вес одного кресла Ск = 12–18 кг.

2.Начертить боковую проекцию самолета. Нанести ц.т.

исоответствующие вектора всех массовых сил, определенных по пункту 1 (рис. 1).

Рис. 1. Массовые силы, действующие на самолет

В системе координат ХОУ (ось OY касается передней кромки фюзеляжа) определяют координаты центров тяжести всех агрегатов и грузов (координаты массовых сил) Х1,

Х2‚…,Хn.

Далее необходимо провести расчет центровок ХТ для двух заданных случаев по формуле

где Хт — координата ц.т. всего самолета в зависимости от расчетного случая в системе координат ХОУ;

ХbСАХ — координата передней кромки (точки) средней аэродинамической хорды крыла в системе координат ХОУ;

bсах — средняя аэродинамическая хорда крыла.

6

Координата ц.т. всего самолета Хт определяется по формуле

3.3. Дальность полета самолета

Дальность L (км) может быть определена по формуле

где — аэродинамическое качество самолета на крейсерском режиме полета;

Vкрейc — крейсерская скорость самолета на высоте Н;

аэронавигационного запаса GАНЗ.

Аэронавигационный запас топлива GАНЗ на 45 минут полета самолета

, (6)

где (кг) — тяга одного двигателя;

— количество двигателей.

Аэродинамическое качество рассчитывается для высоты Н по известным формулам

(7)

(8)

7

где — плотность воздуха на высоте Н; S (м2) — площадь крыла;

Су — коэффициент подъемной силы самолета для высоты Н.

3.4. Нагрузки, действующие на фюзеляж

На фюзеляж на расчетном режиме полета действуют следующие нагрузки:

а) массовые распределенные силы от веса самой конструкции фюзеляжа;

б) сила веса агрегатов оборудования, расположенных в фюзеляже;

в) сила веса экипажа со служебной нагрузкой, пассажиров с креслами и багажом, багажных и грузовых отсеков, включая соответствующие багаж и груз;

г) силы реакции крыла на фюзеляж, приложенные в узлах‚ крепления крыла (по лонжеронам);

д) силы реакции горизонтального и вертикального оперений на фюзеляж (по соответствующим узлам крепления); е) сила веса передней стойки шасси, установленной на

фюзеляже.

В случае крепления основных стоек шасси к фюзеляжу соответственно учитывается их вес при расчете нагрузок.

Для расчета нагрузок по пунктам б) и в) фюзеляж необходимо разбить на несколько отсеков (5–7), подсчитать суммарное значение весов всех составляющих каждого отсека и приложить суммарную силу в центре тяжести соответствующего отсека. Далее следует привести (схематизировать) фюзеляж к балке на двух опорах — узлах крепления лонжеронов крыла к фюзеляжу.

Следует руководствоваться следующими рекомендациями.

8

Первый отсек дает суммарную вертикальную силу Р1, включающую вес экипажа GЭ, вес оборудования и систем 1-го отсека Gоб1, вес носовой стойки шасси Gнш:

где f = 2,0 — коэффициент безопасности;

Э = 2,5–3,5 — эксплуатационная перегрузка; nЭ = 2,5 — для тяжелых самолетов, Go > 60 т.

При этом в среднем можно принять:

GЭ = 100NЭ — с учетом веса кресел, где NЭ — число членов экипажа.

Gоб = 400–700 кг — вес оборудования носовой части для самолетов со взлетным весом Go = 90–180 (т).

Gнш = 120–270 кг — вес носовой стойки шасси с колесами.

При расчете других отсеков и определении Р2, Р3 и т.д. следует принять:

Gпасс = 90 кг — вес пассажира;

Gбп = 70 кг — вес бортпроводника;

Gкресл = 12–18 кг — вес одного кресла.

Gснаряж = 500–2000 кг — вес снаряжения оборудования, агрегатов других отсеков.

При расчете веса снаряженного крыла необходимо учесть вес основных стоек шасси Gш:

= 200–310 кг — вес одной главной стойки без учета

колес.

Gобхв = 150–200 кг — вес оборудования хвостовой части

= 20 кг — вес багажа одного пассажира, расположенного в багажном отделении.

Gбагаж∑ = 20 nпасс — суммарный вес багажа всех пассажиров; nпасс — максимальное число пассажиров на борту.

9