Добавил:

Studfiles2 Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.

Вуз:

Российский государственный технологический университет им. К.Э. Циолковского (МАТИ)

Предмет:

Конструкция и Проектирование Летательных Аппаратов

Файл:

Проектирование и конструкция летющего аппаратов.pdf

Скачиваний:

Добавлен:

01.05.2014

Размер:

13.1 Mб

Скачать

☆

<<< < Предыдущая 1 2 3 4 5 6 78 / 278 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 > Следующая >>>

				30
МАТИ	Пухов Андрей Александрович	кафедра “Автоматизированного проектирования ЛА”	02.05.2005	30
	Пухов Андрей Александрович	кафедра “Автоматизированного проектирования ЛА”	02.05.2005

МАТИ Внутреннее проектирование

Расчетмассысамолетавпервомприближении

(mo )1

mц.н. + тсл. + mс. у.

Состав взлетной

l=*“, м=ль…= "ƒле2 …= м=““=

массы

MTOW=Maximum take-off weight

1−ткон. −тоб. упр. −тТ

l“…

o %л…= …=г!3ƒ*=

(m )

28000 +600 +6528

= 97578кг

o 3“2 %L “…=! ›е……/L “=м%ле2 ,

OWE=Operating weight empty

o 1

1−0,28 −0,10 −0,26

l*…

l*%…

l“3

l%K

Š%Cл, "%

j%мме!че“*=

j%…“2 !3*ц,

q, л%"=

n K%!3д%"=…, е

…=г!3ƒ*=

(Cл=…е!)

3“2 =…%"*=

, 3C!="ле…, е

Относительные значения масс принимаем по статистическим данным

масса силовой установки, целевой и служебной нагрузок берется из

m“…=!

Технического задания.

q…=! ›е…, е

Массу первого приближения желательно уточнить по главным составляющим уравнения существования самолета

ткон + тоб. упр. + тбыт .об. + тТ + тц.н. +(тсл). + тс. у. = 1

то 1

				31
МАТИ	Пухов Андрей Александрович	кафедра “Автоматизированного проектирования ЛА”	02.05.2005	31
	Пухов Андрей Александрович	кафедра “Автоматизированного проектирования ЛА”	02.05.2005

МАТИ

Внутреннее проектирование

Расчетмассысамолетавовторомприближении

Расчет относительной массы конструкции

mкон.

ткр.

тф.

топ.

тш.

Относительная масса крыла

= 28o ;λ = 9,07; μ = 0,655;η = 5,18;c

= 14,5 o

7k1npϕλ

mo η + 4

μ −1

4,5k k

0,25

×1−

+0,015

0,75

кр.

104

po (co )

cos1,5 χ n +1

η +3

φ=0.92-0.5 GT -0.1 kдв

CΚ, , λ, χ, η, - принятые геометрические параметры крыла

φ=0.92-0.5 T -0.1 kдв

ϕ = 0,92

−0,5×0,154

−0,1 = 0,743

ϕ - коэффициент, учитывающий разгрузку крыла от грузов располагающихся в нем

GT-относительный вес топлива; kдв = I - двигатели установлены на крыле; kдв = 0 - двигатели на фюзеляже Pо - стартовая удельная нагрузка на крыло, кг/м2;

k1 – коэффициент, учитывающий влияние назначенного ресурса на массу крыла. При ресурсе в 30000ч k1=1.

k2 - коэффициент, учитывающий геометрические и аэродинамические особенности крыла (наплывы, предкрылки, закрылки и интерцепторы); k3 - коэффициент, учитывающий наличие внутришовной герметизации баков-кессонов.

Расчетная перегрузка:

1685

7×3,7×0,743×9,07× 97578

5,18 +4

0,655 −1

4,5×1,6×1,05

np =1,5 +

= 3,7

mкр =

104

×568,3×14,50,75 cos1,5 28o

5,18 +1

× 1

−

5,18 +3

568,3

+0,015

= 0,12

568,3

9,07

cos χ

cos 28

Относительная масса фюзеляжа

		2	−i			= 2,023×8,33×5,62 ×97578−0,718 +0,003 = 0,141
		2	−i		mф	= 2,023×8,33×5,62 ×97578−0,718 +0,003 = 0,141
mф = k1λфdф			mo	+ k2 + k3 + k4
mф = k1λфdф			mo	+ k2 + k3 + k4
	k1 - коэффициент, учитывающий положение двигателей				k1=3,58 – 0,278dф
	k1 - коэффициент, учитывающий положение двигателей				k1=3,58 – 0,278dф		k = 3,58 – 0,278×5,6 = 2,023
							1

k2 - коэффициент, учитывающий положение стоек главного шасси, при крепление стоек к крылу k2 = 0. k3 - коэффициент, учитывающий место уборки колес главного шасси, при уборке в крыло k3 = 0.

k4 - коэффициент, учитывающий вид транспортировки багажа, при транспортировке багажа в контейнерах k4 = 0,003. Показатель степени i учитывает масштабный фактор.

				32
МАТИ	Пухов Андрей Александрович	кафедра “Автоматизированного проектирования ЛА”	02.05.2005	32
	Пухов Андрей Александрович	кафедра “Автоматизированного проектирования ЛА”	02.05.2005

МАТИ

Внутреннее проектирование

Расчетмассысамолетавовторомприближении

Расчет относительной массы конструкции

mкон.

ткр.

тф.

топ.

тш.

Относительная масса оперения

0,85kMT

kСХ p0,6

+ S

)1,66

= 0,85×0,95 0,84×0,377 ×568,30,6

(43,875 +33,394)1,66 = 0,0182

Г.О.

В.О.

mоп.

оп.

П ОП o

97578

ГО на фюзеляже:

Т-образное ГО:

kМТ = 1,00 при применении традиционных материалов.

1,564 −0,0011×S

1,333 −0,0032 ×S

kМТ = 0,95 при ограниченном применении композиционных материалов.

СХ

kМТ = 0,85 при широком применении композиционных материалов.

kОП

kОП =

3,1

+0,038× po

1,295 +0,0028

× po

po < 450

po > 450

kОПСХ

= 1,333 −0,0032 ×(43,875 +33,394) = 0,377

= 1,00

= 0,84

1,295 + 0,0028×568,3

Относительная масса шасси (формула Шейнина)

(0,93 −0,64×10−6 тр.пос. )(kсх(тс.эл. + тк.эл. )+ тосн. )

ткол

mгл.ш.

глш

нш

При значении коэффициента kП = 1, учитывающего число главных стоек шасси.

где i = 8 – число всех колес главных стоек шасси, а b = 0,39м – ширина колеса (шины).

kсх = 1 когда схема установки амортизатора телескопического типа

			4				4
т		= 0,91т		+ 0,38	= 0,91×97578			+ 0,38	= 53474,9кг
т		= 0,91т	10−3 L ×4	+ 0,38	= 0,91×97578	10−3	×4500 ×4	+ 0,38	= 53474,9кг
	р.пос.	о	10−3 L ×4			10−3	×4500 ×4

тс.эл. = НСТ (4,6 ×10−3 тр.пос. (1 − то.н.ш. )+ 52,5)= 2,5(4,6 ×10−353474,9(1 − 0,1)+ 52,5)= 684,7

mк.эл. = kП (6,52×10−3 ×53474,9(1− то.н.ш. )+ 28)= 6,52 ×10−3 ×53474,9(1−0,1)+ 28 = 341,8

mоси. = (1,44 ×10−3 тр.пос. (1− то.н.ш. )+5)ik bk = (1,44 ×10−353474,9(1− 0,1)+5)×8×0,39 = 231,8

mгл.ш. = 975781 (0,93 − 0,64 ×10 −6 × 53474 ,9)((684 ,7 + 341,8)+ 231,8)= 0,0116



	ξ×kсх
mн.ш. =	т	(тс.эл. +тк.эл. )
	о

ξ - коэффициент учитывающий число главных стоек шасси, при

nгл.ст. =2

ξ = 0,594 +0,31×10−5 ×тр.пос. = 0,594 +0,31×10−5 ×53474,9 = 0,76

				33
МАТИ	Пухов Андрей Александрович	кафедра “Автоматизированного проектирования ЛА”	02.05.2005	33
	Пухов Андрей Александрович	кафедра “Автоматизированного проектирования ЛА”	02.05.2005

МАТИ Внутреннее проектирование

Расчетмассысамолетавовторомприближении

(250 +30×n

)+0,06 =

(250 +30×280)+0,06 = 0,148

97578

об.упр.

пас.

Расчет относительной массы оборудования

Расчет относительной массы топлива

12(nпас. +nэк )

12(280 +6)

= 0,035

быт.об.

то

97578

mТ

mТ.Н.Р

mТ.СН.П.

mТ.Н.З.

mТ.ПР

mТ.Крйс.

0,0035 НО (1 − 0,03т)

0,0035 ×11,6(1 − 0,03 × 4,2)

mТ.Н.Р ≈

= 0,0372

− 0,004 НО

1 − 0,004 ×11,6

= 0,002 НК (1 − 0,023НК )(1 − 0,03т) = 0,002 ×11,6(1 − 0,023 ×11,6)(1 − 0,03 × 4,2) = 0,0149

mТ.СН . П

−

(L − L Н . СН )с р

− (5000 − 40 ×11 , 6 )0 , 56

= (1

−

)

1 − е

(V Крейс . −W )K

= (1 − 0 ,0372 ) 1

− е

(850 − 70 )17

= 0 ,1678

m Т . Крейс .

m Т . Н . Р

mТ.Н.З ≈ 0,006

mТ.ПР ≈ 0,004

= 0 ,0372

+ 0 ,0149

+ 0 ,006

+ 0 ,004

+ 0 ,1678 = 0 , 2299

m Т

В итоге массу самолета во втором приближении получаем на базе погрешности уравнения:

тц.н. + тсл.

+ тс. у.

= 1

0,2148 + 0,148 + 0,035 + 0,2299 +

28000 + 600 + 6528

= 0,988

ткон

тоб. упр.

тбыт .об.

тТ

97578

(то )1

(m)2 = 0,988 ×97578 = 96378кг

(т )

−(т )

97578 −96378

о 1

о 2 ×100о

×100

=1,2

(то )2

96378

Далее пересчитываются абсолютные массы крыла (3015,16кг), фюзеляжа (13758кг), оперения (1775,92кг), топлива (22433,18кг) шасси; (носовой опоры: 146,37кг, главных опор: 2263,81кг), оборудования и управления (14441,54кг), бытового оборудования

(3415,23кг).

<<< < Предыдущая 1 2 3 4 5 6 78 / 278 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 > Следующая >>>

Соседние файлы в предмете Конструкция и Проектирование Летательных Аппаратов

#
01.05.20142.48 Mб29Как организовать работу над кандидатской диссертацией.pdf
#
01.05.20141.22 Mб749Конструкция самолета Як-42.pdf
#
01.05.20142.22 Mб50Общие сведения о самолете.pdf
#
01.05.20144.2 Mб61Основы инженерных расчетов на прочность.pdf
#
01.05.20143.33 Mб70Проектирование и конструкция летательных аппаратов.pdf
#
01.05.201413.1 Mб98Проектирование и конструкция летющего аппаратов.pdf
#
01.05.20143.33 Mб165Силовая установка самолета.PDF
#
01.05.20141.01 Mб27Системный подход.pdf
#
01.05.20145.19 Mб52Схема "летающее крыло".pdf
#
01.05.20141.05 Mб32Техника пилотирования.PDF
#
01.05.20147.05 Mб42Технологии автоматизированного аэродинамического проектирования.PDF