
- •Розділ №1
- •1.1 Технічні опис літака
- •1.2. Вибор та обгрунтування проектних параметрів
- •1.2.1. Формування технічного завдання на проект
- •1.2.2. Вибір і обгрунтування схеми літака
- •1.2.3. Вибір схеми крила
- •1.2.4. Вибір схеми фюзеляжу
- •1.3. Компоновка літака
- •1.4. Розрахунок геометричних характеристики компоновка крила
- •1.5. Компонування фюзеляжу
- •1.5.1. Визначення геометричних і конструктивно-силових параметрів фюзеляжу.
- •1.6. Кабіна екіпажу
- •1.7. Багажні приміщення
- •1.8. Кухні та буфети
- •1.9. Гардероби
- •1.10. Туалетні приміщення
- •1.11. Нормальні та аварійні виходи і аварійні засоби
- •1.12. Розрахунок основних параметрів і компонування шасі
- •1.13. Компонування та розрахунок основних параметрів оперення
- •1.13.1 Визначення геометричних параметрів оперення
- •1.14. Відомість мас літака
- •1.14.1 Центровочна відомість спорядженого крила
- •1.14.2 Центровачная відомість мас спорядженого фюзеляжа
- •1.14.3 Зведена цетровальна відомість
- •1.14.4 Варианти центруваня літака
- •1.14.5 Розрахунок злітної маси літака
Розділ №1
1.1 Технічні опис літака
Проектоване повітряне судно являє собою пасажирський літак, виконаний за типом класичної аеродинамічної компоновки, схема низкоплан, і має суцільнометалеву конструкцію виду полумонокок. Цей літак призначений для експлуатації на маршрутах
довгої протяжності, як правило транс-антлантичні та транс-контенентальні.
Конструктивно літак підрозділяється на наступні елементи:
- Крило кесонного типу;
- Фюзеляж, що включає в себе гермокабіни для екіпажу та пасажирів;
- Горизонтальне і вертикальне оперення;
- Силову установку із двигунами типу ТРДД;
- Шасі.
Крило кесонного типу, з трьома лонжеронами, два з яких складають основну силову схему, а третій служить для кріплення основної опори шасі.
Крила, виконані по кесонній силовій схемі, найбільш повно відповідають сучасним вимогам, зумовленими тенденцією зростання питомих навантажень на крило, з одного боку, і зменшення відносної товщини профілів, з іншого. Висока місцева і загальна жорсткості крила забезпечують мінімальне спотворення заданої форми при дії повітряних навантажень і зберігають його аеродинамічні характеристики на всіх режимах польоту. Обшивку крила виконують змінної товщини по розмаху з максимальною товщиною в кореневій і мінімальної в кінцевій частині, що дозволило забезпечити необхідну равнопрочность конструкції при мінімальній масі крила. Носок і хвостову частини крила виконують несиловими. Обсяги крила, укладені між переднім і заднім лонжеронами, виконують герметичними, використовують для розміщення палива і називають баками кесонами.
Фюзеляж - типу напівмонокок, круглого перетину. Центральна секція фюзеляжу і центроплан крила виготовлені спільно. З лівого і правого борту знаходяться по дві пасажирські двері, а також по два аварійних вихода.С правого борту внизу хвостовій частині знаходяться вантажні двері.
ГО - виконане аналогічно кострукцій крила, застосовують моноблочні конструктивно-силові схеми, точкове і контурне кріплення ГО та ВО до фюзеляжу. У центральній частині стабілізатора по передньому і задньому лонжеронам розміщені вузли кріплення ГО до силових шпангоутів фюзеляжу. Кермо висоти має тріммер, виготовлений з композиційних матеріалів. Кермо напряму виконаний також з композиційних матеріалів. Кіль ВО - двухлонжеронное конструкції.
Шасі - Кожна з основних стійок має по чотири колеса. Передня стійка керована, забирається назад. Основні стійки вбираються вбок в сторону фюзеляжу. Система управління шасі гідравлічна. В аварійних випадках випуск шасі здійснюється під дією власної ваги і швидкісного напору набігаючого потоку. Амортизатори масляно-повітряні.
1.2. Вибор та обгрунтування проектних параметрів
1.2.1. Формування технічного завдання на проект
Технічне завдання на проект літака складається студентом на базі завдання на курсовий проект, зібраної статистичної інформації і повинна містити наступні групи параметрів, і характеристик: тип повітряних ліній, склад екіпажу і кількість бортпровідників, склад обладнання, вимоги щодо комфорту, льотно-технічні характеристик (маса комерційного навантаження, розрахункова дальність польоту, крейсерська швидкість і висота польоту, швидкість відриву при зльоті, швидкість заходу на посадку, посадочна швидкість).
Склад екіпажу призначається, виходячи з вимог щодо забезпечення безпеки польотів і забезпечення заданого комфорту, c урахуванням статистичних даних однотипних літаків.
Злітно-посадочні характеристики, не зазначені в завданні, призначаються на підставі статистичних даних та характеристик аеродрому базування, c урахуванням орієнтовної злітної маси проектованого літака.