Скачиваний:
264
Добавлен:
24.07.2017
Размер:
23.11 Mб
Скачать

Размещено на http://www.allbest.ru/

Аннотация

Объектом исследования данной работы является пассажирский самолёт, его системы, узлы и агрегаты.

При разработке использовались разные методы исследования: статический, аналитический, расчётный, графический. С помощью этих методов были собраны статистические данные по самолётам-прототипам, проанализированы параметры, которые они имеют, а также была составлена статистическая таблица. Работа содержит пять частей: конструкторская, технологическая, экономическая, безопасность жизнедеятельности и спецчасть.

В конструкторской части разработан общий вид самолёта, рассчитана масса самолёта и определены основные геометрические параметры. Исходя из результатов, полученных в первой части разработана конструктивно-силовая схема самолёта, показана увязка основных агрегатов. После этого произведён расчёт и проектирование лонжерона крыла, системы управления РВ и крепления двигателя самолёта.

В технологической части спроектирован штамп последовательного действия для изготовления плоской детали.

В экономической части сделан расчёт экономической себестоимости и цены самолета.

В части безопасность жизнедеятельности рассмотрена система кондиционирования воздуха.

В специальной части проведен расчет сжатого стрингера с учетом вероятностных факторов.

Реферат

Ключевые слова: самолет, крыло, оперение, фюзеляж, лонжерон, система управления, руль направления, двигатель, штамп, экономическая себестоимость, кондиционирование воздуха.

Выпускная работа бакалавра содержит:

страниц –83;

рисунков -37;

таблиц – 31;

1. Статистическое проектирование облика самолета

Введение, постановка задачи проектирования.

В настоящее время сформулированы и уточнены требования к современным пассажирским самолетам. На первом месте стоят требования минимального расхода топлива, экономичности, повышение ресурса и уменьшение влияния на окружающую среду (в первую очередь по выбросам в атмосферу и шумности), применение стратегии технической эксплуатации по состоянию без капитальных ремонтов самолетов.

Востребованность самолета обеспечивается следующими факторами: высокая экономическая эффективность, высокая надежность, живучесть и безопасность полетов, современный уровень технологичности конструкции, безопасность полетов.

В данной работе содержатся расчеты общих компоновочных решений, взлетной массы, конструктивно-силовой схемы агрегатов пассажирского самолета, их взаимная увязка, а также расчеты и конструирование некоторых систем самолета.

Постановка задачи:

Необходимо спроектировать самолет с такими исходными данными:

количество пассажиров – 210;

дальность полета - 6000км;

длина разбега – 1700 м;

тип двигателя – ТРДД.

1.1 Сбор и обработка статистических данных, их анализ

В табл.1.1 приведены статистические параметры подобранных прототипов самолетов.

Таблица 1.1

Наименование самолета

Ту-204

Boeing727-200

Boeing707-320

A-320

Ил-62

Летные данные

Vmax,км/ч

900

1017

960

900

950

Hmax,км

14

12

12

10,5

12

Vкрейс, км/ч

850

958

975

850

850

Hкрейс,км

11

9

8

18

10

Vвзл, км/ч

269

290

269

282

L(mт max), км

4600

4585

8700

6930

7800

L(mгр max),км

2500

2685

7800

6250

6500

Lразб, м

3150

2500

1125

1418

2930

Lпроб, м

1850

850-1400

1410

1342

1950

Массовые данные

m0(mвзл), кг

93500

76800

147780

77500

165000

m0 max, кг

mпос, кг

86000

67000

130500

64500

105000

mпуст, кг

77500

42600

91200

39800

80150

mоб, кг

mгр, кг

21000

16320

24850

15317

23000

Nпас, чел

214

140-190

189

179

186

mт, кг

24200

30623

42680

18810

81325

mк, кг

Данные силовой уст.

Число и тип двигателя

2 ТРДД

3 ТРДД

4ТРДД

2ТРДД

4ТРДД

Р0, даН

15700

6350

18190

12500

10300

mдв, кг

2800

1405

3300

2360

2200

Ср, кг/даНч

0,58

0,585

0,601

0,57

0,7

Y(степень двухконтурности)

5

4,2

4,5

6

2,6

Геометрические данные

S, м2

168

157,9

27,3

122

279,5

L, м

41,8

39,92

44,4

33,91

42,5

X

32

32

30

27

35

λ

10,5

7,2

4,2

8,8

6,46

С0конц

0,11

0,10

0,11

0,12

0,12

η

5,15

3,29

4,18

3,4

4,12

Lф, м

44,8

41,37

44,4

44,66

49,3

Dф, м

3,9

3,76

4,07

5,85

3,8

λф, м

10,3

9,6

10,9

7,63

12

Sф, м

14,5

17,38

39,31

53,1

13,6

ΣSМИД, м2

13,6

38,6

28,5

27,41

26,3

0,08

0,045

0,021

0,063

0,036

0,28

0,36

0,4

0,307

0,356

Sво

0,12

0,153

0,378

0,252

0,18

Производные величины

P0=m0g/10S, даН/м2

545,9

511,3

530,4

591

576

t0=10P0/m0g

0,268

0.34

0,238

0,17

0,25

γдв=m0/P0

0,178

0,22

0,2

0,189

0,214

Kгр.полезн=mгр/m0

0,225

0,21

0,166

0,25

0,142

Kм=m0g/10Sм, даН/м2

6774

16200

6787

2630

6027

0,086

0,11

0,144

0,242

0,048

Рис.1.1 Самолет Ту-204

Ту-204 построен по аэродинамической схеме свободнонесущего низкоплана. Стреловидное крыло большого удлинения образовано сверхкритическими профилями. Для уменьшения индуктивного сопротивления крылу придана отрицательная аэродинамическая крутка и установлены вертикальные законцовки. Механизация крыла состоит из двухщелевых закрылков и предкрылков вдоль всей передней кромки. Шасси — убирающееся, трёхопорное, с носовой стойкой. Силовая установка состоит из двух ТРДД ПС-90А. Кабина экипажа оснащена цветными дисплеями и центральными Y-образными ручками с малыми ходами. Система управления самолётом и двигателями — электродистанционная.

Рис.1.2 Самолет Вoeing 727-200

Boeing 727-200. Фюзеляж типа полумонокок, круглого сечения с набором стрингеров Z-образного сечения. Конструкция крыла кессонная с двумя лонжеронами, усилена стрингерами. Шасси со сдвоенными колесами на каждой стойке, с гидравлическим приводом. Главные стойки убираются в фюзеляж. Носовое колесо управляемое, убирается вперед. Горизонтальное и вертикальное оперение состоит из стабилизатора и киля имеющих двухлонжеронную структуру с работающей обшивкой. На концевых частях крыла имеются четырехсекционные предкрилки, на корневых – трехсекционные носовые щитки Крюгера. Элероны состоят из внешних секций, связанных с интерцепторами и отклоняемых только при малых скоростях, и внутренних секций. На рулях высоты имеются серворули.

Рис.1.3 Самолет Вoeing 707-320B

Boeing 707-320

Имеет низко расположенное крыло и силовую установку из четырех двигателей большой степени двухконтурности, расположенных на пилонах под крылом. Фюзеляж обычный полумонокок усиленный шпангоутами и стрингерами с обшивкой из алюминиевого сплава. Крыло умеренной стреловидности, большого удлинения; кессонного типа с двумя лонжеронами, усилено стрингерами. Механизация крыла выполнена в виде предкрылков по всему размаху крыла. Элероны установлены только на верхней части крыла. Вертикальное и горизонтальное оперение имеет обычно низко расположенный стабилизатор. Шасси трехопорное. Передняя стойка имеет спаренные колеса которые убираются вперед по направлению полета. Основные стойки имеют четырехколесные тележки убирающиеся по направлению к фюзеляжу

Рис.1.4. Самолет А 320-200

A320-200 — это двухмоторный самолёт с центральным проходом в кабине, 4 пассажирскими входами и 4 запасными выходами. В аэробусе A320 могут максимально разместиться 180 пассажиров. Фюзеляж полумонокок усиленный шпангоутами и стрингерами с обшивкой из алюминиевого сплава. Крыло кесонног типа с двумя лонжеронами, имеет сверхкритический профиль. Органами поперечного управления являются внешние элероны, внутренние элероны и интерцепторы. Стабилизатор и киль имеют двухлонжеронную конструкцию с работающей обшивкой. Шасси самолета трехопорное. Передняя стойка имеет спаренные колеса, убирается вперед. Основные стойки имеют четырехколесные тележки, убираются по направлению к фюзеляжу.

Рис.1.5. Самолет Ил-62

Ил-62 Дальний магистральный пассажирский самолет с 4 ТРДД. Может безопасно завершить взлет при отказе одного двигателя, а крейсерский полет и заход на посадку при отказе двух двигателей. Фюзеляж эллиптического сечения типа полумонокок представляет собой герметическую конструкцию, состоящую из набора поперечных шпангоутов, продольных стрингеров из прессованных профилей и обшивки. Оперение Т-образной схемы, киль и стабилизатор двухлонжеронной схемы с работающей обшывкой. Схема шасси состоит из передней управляемой опоры, двух основных опор и дополнительной хвостовой.

Учитывая статистические данные табл.1.1 и поставленную задачу, уточняем тактико-технические требования и заносим их в табл.1.2.

Таблица 1.2

900

11

6000

1700

210

1.2 Разработка тактико-технических требований к самолету

На основании обработки статистических данных можно сформулировать ТТТ к проектируемому самолету.

Назначение самолета: самолет предназначен для перевоза пассажиров на расстояние до 6000км.

Летные характеристики: самолет должен обеспечить безпосадочную дальность полета на расстояние до 6000км без дозаправки. Крейсерская высота полета =11км. Крейсерское число Маха=0.74. Длина разбега должна быть в пределах 1700м. При проектировании самолета необходимо стремиться к уменьшению его массы. Это позволяет улучшить летно-технические характеристики самолета и снизить его стоимость.

Требования к оборудованию: самолет должен быть оборудован необходимым связи и навигационным оборудованием для выполнения полетов при визуальной видимости и в условиях облачности на больших высотах полета днем и ночью над водным пространством или равниной.

Требования к кабине экипажа и пассажирским кабинам: размеры кабины должны быть герметичными и достаточными для размещения экипажа. Должно быть обеспечено удобство входа и выхода, в кабине и пассажирских салонах необходимо предусмотреть обогрев и систему кондиционирования. Остекление кабины экипажа должно обеспечить наиболее полный обзор без существенного изменения положения пилота. Пассажирская кабина должна быть комфортабельной.

Требования к силовой установке: должна быть обеспечена надежная работа двигателя с оптимальным использованием характеристик двигателя по тяге и расходу топлива. Двигатель должен быть оснащен реверсом тяги для скорейшего остановления и издавать минимальный шум, а также иметь малотоксичные выхлопные газы. В местах расположения двигателя должны стоять противопожарные перегородки.

Требования к прочности, жесткости и надежности: жесткость и прочность самолета должна обеспечить безопасную эксплуатацию во всем диапазоне расчетных перегрузок. Должна быть обеспечена безотказная работа всех систем и механизмов при всех возможных случаях.

1.3 Выбор и обоснование схемы самолета

По статистическим данным преобладает устойчивая классическая аэродинамическая схема. Ее главным преимуществом служит устойчивость во время полета. Выбираю классическую аэродинамическую схему. По внешней форме, в соответствии статистики, назначаю крыло прямой стреловидности. Форму профиля крыла принимаю несимметричную.

Схема шасси – трехопорное шасси с носовым колесом, колеса убираются в фюзеляж. К преимуществам этой схемы можно отнести следующие: небольшая вероятность капотажа; небольшая вероятность козления при посадке; путевая устойчивость; нет ограничений на посадочную скорость; возможность эффективного торможения; комфорт пассажиров; хороший обзор пилоту; нет повреждения выхлопной струей.

Принимаю количество двигателей – два. Если брать большее количество двигателей, то значительно увеличивается масса систем силовой установки, хотя повышается живучесть.

По форме поперечного сечения фюзеляжа назначаю – круглой формы. Фюзеляж с круглой формой поперечного сечения имеет меньшую поверхность при заданном объеме и, следовательно, меньшее сопротивление трения. Кроме того, обшивка фюзеляжа круглого сечения при избыточном внутреннем давлении работает только на растяжение, не испытывая изгибных напряжений.

По статистическим данным табл.1.1 определяем и записываем в табл.1.3 основные параметры крыла, относительную хорду закрылка , углы отклонения закрылка, относительную площадь элерона; параметры фюзеляжа, оперения.

Таблица 1.3

1/4,град

,град

30º

3.9

0.14

0.244

30º/45º

8.2

0.08

10.5

4.2

44.1

0.25

1/4,град

1/4,град

3.

1.5

35º

40º

0.05

0.06

2.3

2

1.4 Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении

Взлетная масса самолета нулевого приближения определяется по формуле [1], полученной из уравнения относительных масс с использованием статистических данных

(1.1)

где- взлетная масса самолета нулевого приближения;

- масса коммерческой нагрузки;

- масса экипажа.

Коммерческую нагрузку для пассажирского самолета определим из условия, что на одного пассажира приходится 95 кг массы, т.е.

Масса экипажа находится из условия, что на одного члена экипажа приходится 80 кг масс, т.е.

При определении взлетной массы самолета необходимо знать следующие относительные массы: конструкции , силовой установки, оборудования и управления, топлива.

Значение определим, согласно [3], по формуле

(1.2)

где - дальность полета, км;

- скорость полета, км/час;

- коэффициенты, зависящие от типа самолета.

Согласно [3] коэффициенты идля пассажирских дозвуковых самолетов имеют значения:где меньшие значения коэффициента соответствуют самолетам большего тоннажа.

Так как крейсерская скорость самолета составляет , то назначаем следующие значения коэффициентов:

Используя формулу (1.2) находим

Согласно [1] относительные массы ,, идля средних пассажирских самолетов находятся в следующих диапазонах значений:

Учитывая дальность и назначение самолета, назначаем следующие значения относительных масс ,, и:

Определенные относительные параметры самолета заносим в табл.1.4.

Таблица 1.4

0.25

0.08

0.09

0.39

Используя формулу (1.1) и данные табл.1.5 вычислим взлетную массу самолета

1.5 Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета, массы силовой установки, топлива, оборудования и управления

Зная взлетную массу самолета и относительные массы конструкции, силовой установки, топлива, оборудования и управления находим их массы:

Используя взлетную массу самолета и его назначение, определяем, согласно [1], относительную массу крыла, оперения, фюзеляжа и шасси. Определенные значения относительных масс заносим в табл.1.5.

Таблица 1.5

0.384

0.358

0.076

0.182

Используя значения относительных масс элементов конструкции (табл.1.5) определяем их массы:

Вычисленные значения масс заносим в табл.1.6.

Таблица 1.6

кг

кг

кг

кг

кг

кг

кг

кг

кг

кг

кг

135158

25200

480

33790

12975

12097

2568

6150

121642

52712

10813

1.6 Выбор двигателя и его характеристик

Находим стартовую тягу одного двигателя по формуле [1]

(1.3)

где - тяговооруженность самолета;

- число двигателей;

Используя статистические данные, среднее значение тяговооруженность самолета составляет 0.307.

Используя формулу (1.3) находим стартовую тягу двигателя

По стартовой тяге подбираем двигатель.

Турбореактивный двухконтурный двигатель CF6-80 (рис.1.7) – двухвальный с одноступенчатым вентилятором и подпорными ступенями. Камера сгорания – кольцевая.

Технические характеристики двигателя:

Взлетный режим ():

- реактивная тяга - 208,8 Кн;

- удельный расход топлива - 0.0348 кг/Нч;

- степень двухконтурности - 4,66;

- температура газа перед турбиной - 1550 К;

Крейсерский режим ():

- реактивная тяга - 41,5 Кн;

- удельный расход топлива - 0.0603 кг/Нч;

- общая степень повышения давления - 28,1

Габаритные размеры:

- длина - 4239мм;

-максимальный диаметр - 2487мм;

Сухая масса двигателя - 3981кг.

Рис.1.6. Схема общего вида двигателя СF6-80.

1.7 Определение геометрических размеров основных агрегатов самолета (крыла, фюзеляжа, оперения, шасси). Определение положения центра масс. Разработка общего вида самолета

Площадь крыла определим из соотношения

(1.4)

где- удельная нагрузка на крыло при взлете, которая по статистическим данным в среднем составляет 550 Дан/м2 (см. табл.1.1).

Следовательно, площадь крыла равна:

Вычисляем размах крыла:

Корневая (по оси симметрии самолета) и концеваяхорды крыла определим исходя из значений,и:

Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) вычислим по формуле

Координата САХ по размаху крыла определим из соотношения

Координата носка САХ по оси симметрии самолета

Размеры фюзеляжа иопределяем по статистическим данным. Согласно [1] для проектируемого самолета выбираем следующие значения удлинения частей и самого фюзеляжа:

Определяем размеры фюзеляжа ,и:

Площади горизонтального и вертикального оперения соответственно равны:

Найдем размах горизонтального и высоту вертикального оперения:

Корневая и концеваяхорды, ГО и ВО определим следующим образом:

Средняя аэродинамическая хорда ГО вычислим по формуле

Координата САХ ГО по размаху ГО определим из соотношения

Координата носка САХ ГО по оси симметрии самолета

Определим параметры шасси. Для трех опорного шасси это (см. рис.1.8.): база шасси ; колея шасси; вынос главных колес; вынос переднего колеса; высота шасси; высота центра масс самолета.

Производными от этих параметров будут: угол выноса колес главных опор ; угол опрокидывания.

Рис.1.7. Схема трехопорного шасси.

Угол касания хвостовой пятой должен обеспечивать использование задних посадочных углов. Учитывая это требование принимаю угол опрокидывания.

Угол выноса главных колес должен обеспечивать не переваливания самолета на хвост при посадке. Условием этого требования служит превышение угланаугла. Следовательно, принимаю.

Величина выноса находится в следующих пределах:

; (1.5)

Отсюда:

База шасси должна обеспечивать хорошие эксплуатационные качества самолета при маневрировании по аэродрому. Согласно статистике принимаю

Тогда (рис.1.8) вынос переднего колеса составит

Из рис.1.8 находим высоту центра масс самолета

Колея шасси находится в пределах

Для обеспечения оптимальной маневренности самолета при рулежке назначаю

Плечо для нормальной схемы самолета (расстояние от центра масс самолета до центра давления горизонтального оперения), согласно [1], находим из соотношения:

Значение величины , согласно[1], принимаю

Построение общего вида самолета выполняем в следующем порядке (см. рис.1.8):

  1. строим фюзеляж самолета;

  2. строим горизонтальное и вертикальное оперение;

  3. строим САХ горизонтального оперения;

  4. плечо горизонтального оперения откладываю от точки, удаленной на от носка САХ горизонтального оперения;

  5. находим положение носка САХ крыла (от центра масс откладываю размер );

  6. по координате находим положение носка корневой хорды крыла;

  7. строим крыло самолета.

Рис.1.8. Построение общего вида

1.8 Выбор, обоснование, разработка и увязка конструктивно-силовых схем (КСС) агрегатов самолета

Выбор конструктивно-силовой схемы крыла.

Для приближённого выбора КСС крыла воспользуемся понятием условного лонжерона, ширина пояса которого составляет 0.6 хорды крыла в расчётном сечении. В задании берется корневую хорду b0. Толщину условного пояса лонжерона определяем по формуле

,

–удельная нагрузка на крыло при взлете, даН/м2;

–площадь крыла, м2;

–координата средней аэродинамической хорды от продольной оси самолета по размаху крыла, м;

–масса груза, расположенного на крыле, на каждой консоли крыла располагается двигатель массой и шасси кг.

–координата центра масс груза, расположенного на крыле, от продольной оси самолета по размаху крыла, Zдв= 7м, Zш=4м.

–коэффициент расчетной перегрузки, ;

–масса крыла, 12975кг.

–относительная толщина профиля крыла, ;

–корневая хорда крыла, м;

–разрушающее напряжение пояса лонжерона, МПа – в предположении, что лонжерон выполнен из алюминевого сплава Д16Т;

мм;

Конструктивно - силовую схему крыла можно выбрать также по критерию интенсивности моментной нагрузки, действующей на крыло. Величина интенсивности моментной нагрузки для корневого сечения крыла определяется по выражению

,(1.7)

где Н=0.8 Нmax - расчётная высота профиля сечения.

МПа;

Так как толщина условного лонжерона больше 3 мм, а перерезывающий момент больше 10…15 МПа, следовательно выбираем кессонное крыло(рис.1.10).

Выбранная схема имеет такие преимущества: более выгодно по массе; для кессонного крыла характерны более гладкая поверхность и менее вероятны явления реверса элеронов, дивергенция и флаттер; более жесткое на изгиб и кручение, что способствует получению более стабильных характеристик устойчивости и управляемости.

Но есть и недостатки:

- стыковка отъемной части гораздо сложнее – соединение по всему контуру кессона.

Продольный набор состоит из двух лонжеронов, расположенных на 20% и 70% хорд, которые крепятся посредством моментных узлов к шпангоутам 36 и 41 и стрингеров, среднее расстояние между которыми составляет 200 мм. Поперечный набор состоит из нервюр, расположенных по потоку. Такое расположение наиболее предпочтительное по требованиям аэродинамики, имеет такие преимущества: воздушный поток нервюрами не искажается, заданный профиль крыла выдерживается более точно; удобнее крепить узлы навески элеронов, закрылков

Нервюры 1,3,6,8,10,11,14,17,20,23,25,28- силовые. Силовые нервюры служет для восприятия сосредоточенных сил и моментов от агрегатов, крепящихся к крылу. Нерюры №8,10 предназначены для крепления двигателей. К нервюрам 3,6,11,14,17,20,23,25,28 осуществляется крепление узлов навески закрылков, интерцепторов, предкрылков и элеронов.

Рис.1.9.КСС крыла

Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа.

Выбираем балочно-стрингерный фюзеляж. Такая схема имеет следующие преимущества: отсеки герметизированы (кроме хвостовой части), повышенные характеристики усталостной прочности материала. Тип фюзеляжа – полумонокок. Продольный набор состоит из стрингеров со средним шагом 200 мм(шаг стрингеров по длине самолета меняется ). Поперечный набор состоит из 81 шпангоутов с шагом 500 мм. Усиленными являются шпангоуты: 1,5,6,9,11,13,21,22,28,36,41,42,64,66,69,71,75. Шпангоуты №1,5 предназначены для крепления фонаря, 16,13 – отсек носовой стойки шасси, 9,11,21,22,64,66 – крепление входных дверей, 28,36- передача сил и моментов с крыла самолета, 41,43 – отсек основной стойки шасси, 69,71,75 – креплении ВО и ГО. Для иллюминаторов, люков и аварийного выхода на крыло, которые нарушают целостность основных силовых элементов и ослабляют конструкцию, делаем отбортовку и для дверей устанавливаем специальные бимсы. Для восприятия сил с ВО кроме силового шпангоута ставим балку.

Рис.1.10.КСС фюзеляжа

Выбор констуктивно-силовой схемы оперения.

Силовые элементы оперения должны быть увязаны друг с другом силовыми элементами фюзеляжа. В конструкции ВО и ГО применим двухлонжеронные схемы. Выбранная схема имеет следующие преимущества: крутящий момент воспринимается замкнутым контуром, образованным стенками лонжеронов и обшивкой; изгибающий момент воспринимается двумя лонжеронами. Лонжероны крепим к шпангоутам №66 и №70 на специальной балке. Нервюры распологаем перпендикулярно переднему лонжерону. Шаг между нервюрами выбираем по тем же критериям, что и для крыла. На ВО нервюры распологаем с шагом 450мм. Аналогично распологаем нервюры и на ГО. Силовые нервюры имеют более мощные пояса, и их стенки подкреплены стойками. На ВО нервюры №4,11,15,19 служат для крепления РН. На ГО нервюры №5,9,13,116 служат креплением РВ. Стрингерный набор распологаем между лонжеронами. На ВО распологаем стрингеры со средним шагом 200мм, а на ГО – 180мм. Такой шаг намболее оптимален, так как более частое расположение стрингеров приведет к увеличению массы конструкции, что нежелательно. КСС оперения представлена на рис.1.12,1.13.

Рис.1.11. КСС ВО

Рис. 1.12. КСС ГО

Выбор конструктивно-силовой схемы шасси.

КСС шасси должна обеспечивать: наименьшую массу шасси, наименьший объем шасси убранном положении, простоту кинематической схемы механизмов выпуска и уборки. Шасси выполнено по классической для данного типа самолетов схеме: трехопорное с носовой стойкой (рис.1.14). Носовая стойка телескопическая ломающимся подкосом. Подкос разгружает стойку, уменьшает изгибающий момент и повышает жесткость. Колеса убираются против потока в фюзеляж. Стойка крепится к шпангоутам №6 и 13. Основная стойка аналогичной схемы, крепится к нервюре №6 крыла и к шпангоуту №44. Колеса убираются в фюзеляж.

Рис.1.13 Схема уборки-выпуска основной стойки шасси

1.9 Выводы

В качестве выводов приведем краткое описание самолета.

  • Аэродинамическая схема – нормальная (классическая).

  • По конструктивным признакам – моноплан.

  • Схема расположения крыла относительно фюзеляжа по высоте – низкоплан.

  • Крыло стреловидное.

  • Механизация крыла содержит закрылки, предкрылки, интерцепторы и элероны, на которых находятся триммеры.

  • Схема оперения -нормальная.

  • Схема шасси - трехопорное с носовой опорой.

  • Тип опорного элемента колесный.

  • Схема убирания главных стоек шасси – колеса убираются в фюзеляж.

  • Схема фюзеляжа - нормальная.

  • Тип фюзеляжа – полумонокок.

  • Конструкция крыла - кессонное с 2-мя лонжеронами.

  • Тип силовой установки ТРДД. Два двигателя расположены на пилоне под крылом.

2. Расчет аэродинамических и летных характеристик самолета

2.1 Расчет поляр и аэродинамического качества во взлетной, посадочной и крейсерской конфигурациях

Для определения лётных и аэродинамических характеристик ЛА схема ЛА, основные геометрические и массовые параметры, а также характеристики двигателя известны, а аэродинамические характеристики ЛА получены по програмным расчетам (см.приложение 1).

Построение приближенной взлетной и посадочной поляры.

При расчетах взлетных характеристик ЛА необходима его поляра, построенная с учетом выпуска шасси, механизации крыла. Будем считать, что выпуск шасси влияет только на величину сопротивления, увеличивая коэффициент лобового сопротивления на . Механизация крыла при взлете увеличиваетна, а- на. Одновременно с выпуском механизации смещается в отрицательную сторону значенияна, что приводит до увеличенияна, причемдостигается приблизительно на тех же углах, что и без механизации. Таким образом получаем смещения:

(2.1)

(2.2)

Определим влияние закрылков и предкрылков.

Закрылок однощелевой:

.

Предкрылок:

Определяем взлетную поляру: .

Влияние закрылка:

;

Табл.2.1

Суа

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

1,4

1,488

Сха

0,0609813

0,067182

0,077516

0,091983

0,110585

0,133319

0,160188

0,173319

; ;;

Определяем посадочную поляру:

Влияние закрылка:

; ;;

Табл.2.2

Суа

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

1,4

1,488

Сха

0,083214

0,089414

0,099748

0,114216

0,132817

0,155552

0,18242

0,195552

Строим зависимости и(рис.2.1).

Рис.2.1 Зависимости и.

Полетные поляры.

Для расчета летно-технических характеристик (ЛТХ) ЛА пользуються полетными полярами. Задаемся значениями высоты полета H (0,3,6,11 км). Для каждой скорости M (0.2, 0.4, 0.6, 0.8, 1.2) и высоты H, с учетом расчетной массы ЛА, находим необходимое значение ипо формулам[15]

Полученные значения заносим в табл.2.3.

Табл.2.3

Н=0

М

q

Cyа

Cx0

A

Cxа

K

0.2

2837.1

1.804926

0.0162

0.0517

0.184696

9.77

0.4

11348.4

0.451231

0.0153

0.05163

0.025852

17.45

0.6

25533.9

0.200547

0.0148

0.0515

0.016901

11.86

0.8

45393.6

0.112808

0.0263

0.05139

0.026954

4.185

1.2

102135.6

0.050137

0.1372

0.1853

0.137676

0.36

Н=3

М

q

Cyа

Cx0

A

Cxа

K

0.2

1963,388

2,608122

0,0167

0.0517

0,368419

7.07

0.4

7853,552

0,65203

0,0157

0.05163

0,03771

17.29

0.6

17670,49

0,028979

0,0152

0.0515

0,019555

14.81

0.8

31414,21

0.163008

0,0266

0.05139

0,028046

5.81

1.2

70681,97

0.072448

0,1375

0.1853

0,138523

0.52

Н=6

М

q

Cyа

Cx0

A

Cxа

K

0.2

13222,10

3,873186

0,01729

0.0517

0,792871

4.88

0.4

5288,416

0,968296

0,01627

0.05163

0,064678

14.97

0.6

11898,94

0,430354

0,01548

0.0515

0,025018

17.2

0.8

21153,66

0,242074

0,02714

0.05139

0,030151

8.02

1.2

47595,74

0,107588

0,13797

0.1853

0,140115

0.767

Н=11

М

q

Cyа

Cx0

A

Cxа

K

0.2

635,6

8,056568

0,01849

0.0517

3,374249

2.38

0.4

2542,4

2,014142

0,01736

0.05163

0,226811

8.88

0.6

5720,4

0,895174

0,01674

0.0515

0,058009

15.43

0.8

10169,6

0,503536

0,02814

0.05139

0,04117

12.23

1.2

22881,6

0,223794

0,13389

0.1853

0,14317

1.56

Определим для каждой принятой высотыH, построив на графике графики(рис.2.2). По точкам пересечения определяемдля каждойH. Из-за того, что использовать в полете невозможно из-за сваливания ЛА на крыло, за наибольшее значение, принимают гранично-допустимое значение. Можно принять, что

Рис 2.2 Зависимости и.

Построим график зависимости max аэродинамического качества в зависимости от величины числа М для каждой из фиксированных высот Н.

Рис.2.3 Зависимости .

Расчет потребных тяг

В соответствии с формулами производим расчет потребных тяг.

Раг(Н,М)=Хаг(Н,М)

S-площадь крыла (S=240,8 ), значения Схаг и q берем из предыдущей таблицы

Результаты расчетов приведены в табл. 2.4.

Таблица 2.4

M

Pпг,кН

0

3

6

11

0,2

126,1795

174,1825

252,4206

516,4371

0,3

75,25847

91,03382

121,625

234,2706

0,4

70,64665

71,31503

82,36448

138,8559

0,5

82,66771

72,24828

71,16391

98,25147

0,6

103,9186

83,20724

71,68327

79,90559

0,7

155,2935

116,7031

91,4123

77,91487

0,8

294,6279

212,1514

153,5855

100,8183

1,2

3386,033

2357,685

1605,865

788,8535

2.3 Расчет летных характеристик самолета методом тяг (мощностей)

Для расчета располагаемой тяги зададимся степенью сжатия воздуха в компрессоре =16 и суммарной статической тягой двигателей:. С помощью графиков из каталога двигателей определим значение коэффициента тягидля различных высот и чисел М и найдем значения распологаемых тяг по формуле[15].

Вычисления представлены в табл. 2.3.

Таблица 2.5.

, км

0.2

0.4

0.6

0.8

1.2

0

0,7645

0,7124

0,8843

1,3209

3,15

, кН

160,54

149,60

185,71

277,38

661,52

3

0,64

0,605

0,75

1,122

2,67

, кН

136,42

127,13

157,81

235,72

532,15

6

0,5454

0,508

0,6309

0,9423

2,247

, кН

114,54

106,73

115,04

197,90

471,96

11

0,394

0,3677

0,4564

0,681

1,62

, кН

82,86

77,21

95,85

143,167

341,43

Определение характеристик скоростного горизонтального прямолинейного установившегося полета и построение высотно-скоростной диаграммы.

Вычислим ,,, ипо графику потребных и распологаемых тяг, заносим их в табл.2.4.

Таблица2.6.

H,км

0

3

6

11

Mmax

0,772

0,813

0,83

0,87

0,23

0,3

0,37

0,55

0,378

0,439

0,552

0,665

0,503

0,575

0,83

0,87

Определим теоретическую статическую граничную высоту полета по формулам [15].Cтроим высотно-скоростную диаграмму и графики потребных и располагаемых тяг (рис2.4).

Рис.2.4 Графики потребных и распологаемых тяг и диаграмма Н=f(М)

2.4 Выводы

Аэродинамический расчет показал: самолет является статически устойчивым и управляемым; профильное сопротивление самолета с увеличением падает, самое большой вклад в профильное сопротивление вносит фюзеляж, а самый малый – оперенье; волновое сопротивление ничинается с, которое определяет границу верхних дозвуковых скоростей,возрастает по параболическому закону; основной вклад в производнуювносит крыло, так как является несущей поверхностью и главным создателем подьемной силы самолета, фюзеляж и мотогондолы практически не создают подьемной силы, подьемную силу ГО выделяют отдельным слагаемым;max значение подьемной силы в зависимости от числа падает, так какотносится к параметрам, определяющим летно-технические характеристики самолета, а самолет дозвуковой и при приближении кего характеристики ухудшаются;max качество определяется найвыгоднейшими и.увеличивается с увеличением, а с учетомкривая получается более плавная;фюзеляжа отрицательный и лежит вне самолета, это связано с тем, что сужающаяся кормовая часть создает отрицательную подьемную силу, фокус крыла проходит немного дальше положения ц.т., ГО – почти посередине корневой хорды ГО, вцеломсамолета без ГО находится перед ц.т. самолета, что свидетельствует об устойчивости и управляемости самолета; влетная и посадочная поляры (рис.2.1) отличается от поляры при Н=0 из-за влияния средств мехенизации, которые улучшают его характеристики.

3. Определение геометрических характеристик элементов регулярной зоны крыла из условий обеспечения их статической прочности

3.1 Расчет воздушных и массовых нагрузок, действующих на крыло, построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов

Модификация крыла

В модифицировании данное крыло нуждается, поскольку на виде в плане его консоли имеют стреловидную форму.

Sкр=2*1/2*(В0мод+Вконц)*1/2Lкр;

240,8=(2,22+Вомод)*0,5*44,33;

В0мод=8,65 (м)

По линии 40% хорд консоли имеют стреловидность 30. Поскольку эта линия считается осью балки, то согласно требованиям теории тонкостенных стержней замкнутого поперечного сечения она должна быть перпендикулярной заделке. Действительная и повёрнутая консоли показаны на рис. 2. Размах крыла при указанном повороте изменился.

Самолёт является низкопланом, ввиду чего согласно [3] подъёмная сила на участке фюзеляжа не учитывается.

Геометрические данные крыла

Геометрические данные повёрнутого крыла (рис.3.2) представлены в табл.3.1.

Табл.3.1

b 0 , м

b к , м

S кр , м2

c , %

λ

η

2L конс , м

8,4

2,1

243,8

14

8,92

4

23,2

Площадь двух консолей повёрнутого крыла находим из формулы :

S кр = 0,5(b б + b к) 2L конс = 0,5(8,4 + 2,1)2*23,2 = 243,8 м 2 .

Найдём положение расчетного сечения. Оно находится на расстоянии 2м от борта фюзеляжа. Хорда в этом сечении равна b = 7,2м. Изобразим в этом сечении профиль крыла NASA-2214 (рис.3.3) . Разместим в нём лонжероны : передний на расстоянии 0,2b от носка крыла, задний - на 0,7b.

Мы рассматриваем расчетный случай А (максимальный угол атаки), поэтому выпишем аэродинамические характеристики профиля:

= 22 ; C y = 1,55 ; C x = 0,173 .

Рис.3.1. Действительная и повёрнутая консоли крыла

Рис.3.2. Профиль расчётного сечения

Распределение топлива в крыле. Топливные баки располагаются в местах, свободных шасси, между передним и задним лонжеронами.

Площади сечений топливных баков оцениваем по формуле

S т.б. (z) = S трап (z) , (3.1)

где множитель S трап (z) равен площади трапеции, основания которой совпадают с высотами лонжеронов в сечении z , а высота - с расстоянием между лонжеронами в этом сечении ; коэффициент = 0,9 учитывает, что площадь сечения топливного бака несколько меньше площади указанной трапеции. Используя соотношение для площади трапеции, имеем

S трап (z) = 0,5 ( H 1 + H 2 ) 0,5b

где H 1 , H 2 - высоты переднего и заднего лонжерона. Для нашего профиля H 1 = 0,1338b; H2 =0,0852 b . Поэтому

Sт.б.(z)=0,9·0,5 (0,1338 b+0,0852 b) ·(0,7-0,2) · 0,5b = 0,041b 2 (3.2)

Максимальный запас топлива M т max = 52712кг. Поскольку ρ т = 0,8 т / м 3= 800 кг / м 3 , имеет место

V т = M т max / ρ т = 52712: 800 = 65,89 м 3 .

В каждой консоли крыла располагается половина потребного топлива :

V потр = 0,5 V т = 0,5 · 19,105 = 9,55 м 3 .

Рассматриваем правую консоль. Начинаем размещать топливные баки на расстоянии 1м от бортовой нервюры. Бак или секцию считаем усеченной пирамидой с высотой l т.б. , площадь большего основания которой равна S 1 , меньшего- S 2

(3.3)

Чтобы топливные баки можно было считать сосредоточенными грузами, их следует поделить на секции, длины которых примерно равны десятой части длины консоли. Топливный бак разобьём на 8 секций, каждая длиной l = 2,5м. Найдём объём каждой из секций. Длины хорд на границах секций опять определяем из вида консоли в плане, выполненного в масштабе.

Рис.3.3. Размещение топлива

V сек.,1 = 0,33·0.049·2,5·[7,82+ 7,12 +7,8·7,1] =6,831 м3.

Для второй секции

V сек.,2 = 0,33·0.049·2,5·[7,12+ 6,442 +7,1·6,44] =5,644 м3.

Для третьей секции

V сек.,3 = 0,33·0.049·2,5·[6,442+5,82 +6,44·5,8] =4,592 м3.

V сек.,4 = 0,33·0.049·2,5·[5,82+5,12 +5,8·5,1] =3,644 м3.

V сек.,5 = 0,33·0.049·2,5·[5,12+4,42 +5,1·4,4] =2,77 м3.

V сек.,6 = 0,33·0.049·2,5·[4,42+3,732 +4,4·3,73] =2,029 м3.

V сек.,7 = 0,33·0.049·2,5·[3,732+3,052 +3,73·3,05] =1,41 м3.

V сек.,5 = 0,33·0.049·2,5·[3,052+2,42 +3,05·2,4] =0,914 м3.

Соседние файлы в папке Фюзеляж