43052

Аванпроект пассажирского среднемагистрального самолета

Курсовая

Астрономия и авиация

Выбор и обоснование схемы крыла. Определение основных геометрических характеристик крыла57 2. км ч Взлетная маса самолета т кг Относительная маса снаряженного самолета Относительная маса полезной нагрузки Относительная масса платной нагрузки Количество и тип двигателей Взлетная тягя мощность кН кВт Крейсерская тягамощность кН кВт Степень повышения давления Степень двухконтурности Эквивалентный диаметр фюзеляжа м Удлинение фюзеляжа Удлинение носовой и хвостовой частей фюзеляжа Стреловидность крыла по 1 4 хорд 0...

Русский

2013-11-01

316.5 KB

28 чел.

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ,

МОЛОДЕЖИ И СПОРТА УКРАИНЫ

НАЦИОНАЛЬНЫЙ АВИАЦИОННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ

Кафедра конструкции летательный аппаратов

                                                                                                 

КУРСОВОЙ ПРОЕКТ

Тема: «Аванпроект пассажирского среднемагистрального самолета»

(прототип Ан-140 )

Исполнитель:         студент 410 группы ФЛА    ___________  (Ф.И.О . студента)                                

Руководитель:                                                         ___________    Т.П. Маслак


Киев 2012

2 лист – задание на КП

3 – заявка на машинное время

4 – распечатка на копьютере

Содержание

 

Обработка статистичних данных самолетов прототипов…………………….13

1.Краткое техническое описание самолета

1.1. Выбор и обоснование схемы самолета………………..............................19

1.2. Выбор и обоснование схемы крыла……………………………….........20

1.3. Выбор и обоснование схемы фюзеляжа……...........................................20

2. Компоновка самолета..................................................................................57

2.1. Определение основных геометрических характеристик крыла……57

2.2. Компоновка фюзеляжа..............................................................................60

2.2.1. Определение геометрических и конструктивно-силовых параметров фюзеляжа

2.2.2.  Кабина экипажа

2.2.3.    Багажные помещения

2.2.4.  Кухни и буфеты

2.2.5. Гардеробы

2.2.6. Туалетные помещения

2.2.7.  Нормальные и аварийные выходы и аварийные средства

…..

…..

…..

Дополнения:

1. Заявка на машинное время.

2. Распечатка на компьютере.

ОБРОБОТКА СТАТИСТИЧНИХ ДАННЫХ САМОЛЕТОВ ПРОТОТИПОВ

Самолёт

Характеристика

Ан-140

Ваш самолет

Экипаж/бортпроводники, человек

Максимальная платная нагузка, m к.max, кг

Крейсерская скорость Vкр. эк., км / ч

Высота полета с Vкр. эк., м

Дальность полета Mк.max, км

Удельная нагрузка на крыло, кПА

Энерговооруженность, кВт / кг

Взлетная дистанция, Lвзл.д., м

Посадочная дистанция, Lпос.д., м

Скорость отрыва Vотр., км / ч

Посадочная скорость Vпос., км / ч

Взлетная маса самолета, т (кг)

Относительная маса снаряженного самолета,%

Относительная маса полезной нагрузки,%

Относительная масса платной нагрузки ,%

Количество и тип двигателей

Взлетная тягя (мощность) кН, кВт

Крейсерская тяга(мощность) кН, кВт

Степень повышения давления

Степень двухконтурности

Эквивалентный диаметр фюзеляжа, м

Удлинение фюзеляжа

Удлинение носовой и хвостовой частей фюзеляжа

Стреловидность крыла по 1 / 4 хорд, 0

Удлинение крыла по полной площади

Сужение крыла по полной площади

Средняя относительная толщина профиля крыльев

Размах горизонтального оперения, м

Сужение горизонтального оперения (ГО)

Удлинение ГО

Относительная площадь ГО,%

Стреловидностью  ГО по 1 / 4 хорд, 0

Высота вертикального оперения (ВО), г

Стреловидностью  ВО по 1 / 4 хорд, 0

Относительная площадь ВО,%

Удлинение вертикального оперения

Сужение вертикального оперения

Относительная площадь руля направления,%

База шасси, м

Колея шасси, м


1. КРАТКОЕ ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА

Назначение и область применения

Проектируемый самолет предназначен для осуществления коммерческих перевозок пассажиров, багажа, грузов и почты на магистралях ближней и средней протяженности в сфере деятельности гражданской авиации. В основе проекта заложено выполнение следующих основных требований:

- обеспечение необходимой экономичности перевозок;

- обеспечение максимальной безопасности перевозки пассажиров;

- обеспечение необходимых жизненных условий для пассажиров во время полета и максимального комфорта;

- обеспечение возможности выполнения полетов в условиях плохой видимости и в условиях полета по приборам;

-обеспечение стабильности перевозок.   

В процессе проектирования необходимый объем выполнения данных требований должен соответствовать нормам, которые определены в Авиационных Правилах Украины и документах ИКАО.

Техническое описание самолета

Проектируемое воздушное судно представляет собой пассажирский самолет, выполненный по типу классической аэродинамической компоновки, схема низкоплан, и имеет цельнометаллическую конструкцию вида полумонокок. Этот самолет предназначен для эксплуатации на маршрутах ближней и средней протяженности в достаточной мере оборудованных средствами аэронавигации и при основном типе аэродромов класса

Конструктивно самолет подразделяется на следующие элементы:

- крыло кессонного типа;

- фюзеляж, включающий в себя гермокабину для экипажа и пассажиров;

- горизонтальное и вертикальное оперение;

- силовую установку с двигателями типа ТРДД; - шасси.

1.1. Выбор и обоснование схемы самолета

Схема самолета определяется взаимным расположением агрегатов, их количеством и формой. От схемы и аэродинамической компоновки самолета зависят его аэродинамические и технико-эксплуатационные свойства. Удачно выбранная схема позволяет повысить безопасность и регулярность полетов, и экономическую эффективность самолета. Выбору схемы проектируемого самолета предшествуют изучение и анализ схем самолетов, принятых в качестве прототипов.  Обоснованию подлежат:

  1.  расположение крыла и оперения относительно фюзеляжа, а также выбор их формы ;
  2.  расположение двигателей, их количество и тип, если это не указано в задании на проектирование ;
  3.  тип и расположение опор шасси ;

Обоснование схемы самолета следует выполнять на основании информации, приведенной в литературе.

Проектируемый  самолет  выполнен  по  схеме  низкоплан  которая  с  точки  зрения  аэродинамики  и  компоновки  наименее  выгодная ,так как  в  зоне  сопряжения  крыла  с  фюзеляжем  нарушается  плавность  обтекания  и  возникает  дополнительное  сопротивление  из-за  интерференции  системы  “ крыло-фюзеляж”  . Данный  недостаток  можно  существенно  уменьшить  постановкой  зализов , обеспечивая  диффузорного  эффекта. С  компоновочной  точки  зрения  низкоплан  имеет  более  высокое  расположение  нижнего  обвода  фюзеляжа  над  поверхностью  земли.  Это усложняет процесс выгрузки-погрузки грузов, багажа, а также посадку-высадку пассажиров. Необходимость сохранять более высокое положение фюзеляжа связано у самолетов схема “низкоплан” с обеспечением условия некасания концом крыла при посадке с креном поверхности ВПП, а также с обеспечением безопасной работы СУ при размещении двигателей на крыле.

Схему низкоплан наиболее часто используют для пассажирских самолетов, так как она обеспечивает большую по сравнению с другими вариантами безопасность при аварийной посадке на грунт и воду. При посадке на грунт с убранным шасси крыло воспринимает энергию удара, защищая пассажирскую кабину. При посадке на воду самолет погружается в воду по крыло, которое сообщает фюзеляжу дополнительную плавучесть и упрощает организацию работ, связанных с эвакуацией пассажиров.

Важным достоинством схемы низкоплан является наименьшая масса конструкции, так как основные опоры шасси чаще всего связаны с крылом и их габариты и масса меньше, чем у высокоплана.

Данный самолет проектируется по нормальной схеме, то-есть ГО расположено за крылом. Эта схема получила господствующее распространение на самолетах ГА.

Основными достоинствами нормальной схемы являются:

  •  возможность эффективного использования механизации крыла;
  •  легкое обеспечение балансировки самолета с выпущенными закрылками;
  •  размещение оперения за крылом, позволяющее выполнить носовую часть фюзеляжа короче, что не только улучшает обзор пилоту, но и уменьшает площадь ВО, так как укороченная носовая часть фюзеляжа вызывает появление меньшего дестабилизирующего путевого момента;
  •  возможность уменьшения площадей ВО и ГО, так как плечи ВО и ГО значительно больше, чем у других схем.

Естественно, что  рассматриваемой схеме характерны и недостатки:

  •  ГО создает отрицательную подъемную силу почти на всех режимах полета, что приводит к уменьшению подъемной силы всего самолета;
  •  ГО функционирует в возмущенном воздушном потоке за крылом, что отрицательно сказывается на его работе.

При выборе места установки двигателей учитывают особенности общей компоновки самолета, условия эксплуатации и обеспечения максимального ресурса двигателей, получить наименьшим лобовое сопротивление силовой установки, свести к минимуму потери воздуха в воздухозаборнике. В данной схеме самолета двигатели размещаются под крылом на пилонах, что обеспечивает выше указанные преимущества. Одним из недостатков этой схемы размещения двигателей на крыле является то, что с увеличением степени двухконтурности увеличивается диаметр двигателя. Поэтому при компоновке двигателей под крылом необходимо увеличивать высоту шасси для обеспечения нормируемого расстояния от обвода мотогондолы до поверхности земли.

Проектируемый самолет имеет трехопорную схему шасси с носовой опорой . Такая схема шасси обеспечивает самолету высокую устойчивость на разбеге и пробеге, хорошую управляемость при движении по земле и эффективное торможение колес из-за отсутствия капотирования. Самолеты, на которых реализуют такую схему шасси, имеют горизонтальное положение продольной оси, как на стоянке, так и при движении по аэродрому, поэтому для пилотов улучшается обзор из кабины экипажа и повышается комфорт для пассажиров. Трехопорная схема шасси с носовой опорой в значительной степени может упростить взлет и посадку самолета при боковом ветре, если все три опоры шасси выполнить самоориентирующимися и оснастить демпферами автоколебаний.

Важнейшей задачей при проектировании самолета является максимальное уменьшение расходов топлива, как за счет аэродинамической компоновки, так и за счет рационального выбора типе силовой установки.

Нормы летной годности гражданских самолетов требуют, чтобы пассажирский самолет имел не менее двух двигателей. Это необходимо для того, чтобы в случае отказа одного двигателя в конце взлетно-посадочной полосы (ВПП) самолет мог осуществить взлет и набор безопасной высоты с определенной величиной вертикальной скорости  и углом наклона траектории взлета.. При отказе 50 % двигателей в полете самолет должен быть способен продолжить горизонтальный полет с меньшей высотой и скоростью. Оптимальное количество двигателей на самолете зависит от его массы, дальности полета, класса аэродрома базирования, параметров двигателя и определяется окончательно для каждого типа самолета расчетом не последующих этапах. На данном этапе количество двигателей ориентировочно задается по статистическим данным, с учетом степени повышения давления двигателей  и степени двухконтурности.

1.2. Выбор основных параметров крыла

К числу основных параметров крыла относятся профиль и относительная толщина C, стреловидность χ по 0,25 хорд, удлинение λ, сужение η ,угол поперечного V крыла и удельная нагрузка на крыло Р, форма крыла в план Аэродинамические  характеристики  крыла  и  значительной  мере определяются формой крыла в плане .  Параметры   профиля с ,f) и относительная толщина крыла (C(),   как   показывает   практика   самолетостроения,   зависят  от   числа   М крейсерского полета – Мк

Если у проектируемого самолета Мк < 0,6, то для его крыла наиболее целесообразно применять несимметричные («несущие») профили с закругленной передней кромкой и со сравнительно передним (на 20...30 % хорды) положением максимальной толщины С которая в корневой части крыла может составлять 15...18 %, а на конце крыла - 10...12 % хорды. Для крыльев современных околозвуковых самолетов применяют близкие к симметричным и асимметричные профили c более острой передней кромкой и  со сравнительно задним положением максимальной толщины Хс = 35...45%.. Для   них характерно более плавное распределение давлений вдоль хорд крыла, что понижает значения местной воздушной скорости над верхней поверхностью крыла и способствует увеличению критического числа полета Мкрит. Из тех же соображений относительная толщина крыла околозвуковых самолетов с Мкрит^ 0,8...0,9 обычно уменьшается (12...14 % в корне и 8...9 % на конце крыла). В последние годы для крыльев околозвуковых пассажирских самолетов начинают также применять так называемые суперкритические профили (профили двойной кривизны), которые по сравнению с обычными профилями, такой же относительной толщины, имеют более высокие (на 0,08...0,1) значения Мкрит.

Следует учитывать, что все перечисленные выше мероприятия, направленные на увеличение Мкрит полета, неблагоприятно сказываются на жесткостных и весовых характеристиках крыла, а также приводят к заметному снижению максимальных значений коэффициента подъемной силы СУmax. Стреловидность крыла является средством увеличения критического числа Маха полета, увеличение стреловидности крыла не только смещает на большие скорости полета начало волнового кризиса, но и смягчает его протекание, уменьшает прирост сопротивлений, улучшает характеристики устойчивости и управляемости самолета на околозвуковых скоростях. Кроме того, стреловидность крыла повышает критическую скорость флаттера и дивергенции. Однако с увеличением угла стреловидности снижаются Сymax и Kmax крыла, уменьшается эффективность взлетно-посадочной механизации. Из-за боковых перетеканий пограничного слоя к концам стреловидного крыла у него появляется тенденция к концевому срыву потока на больших углах атаки, следствием которого может быть потеря поперечной управляемости и продольная неустойчивость самолета при посадке. Стреловидность усложняет производство и увеличивает вес крыла.

Указанные обстоятельства обуславливают «экономное» применение стреловидности, т.е. угол стреловидности крыла околозвукового самолета выбирается обычно по минимуму, определяемому величиной заданной скорости (числа Мк) крейсерского полета.

Удлинение крыла является параметром, существенно влияющим на величину индуктивного сопротивления и максимального качества крыла и самолета. Кроме того λ влияет на весовые и жесткостные характеристики конструкции крыла.

Дозвуковые транспортные самолеты имеют крылья о нулевой и   малой стреловидностью.   Удлинение   таких   крыльев   лежит   в   довольно широком диапазоне , λ= 8...12, причем большие значения удлинения относятся, как правило, к крупноразмерным самолетам о большой расчетной дальностью   полета. Повышенные значения удлинения крыла иногда выбираются и для самолетов с небольшой дальностью полета в связи со стремлением улучшить их взлетно-посадочные характеристики.

Для приближенной оценки удлинения крыла проектируемого самолета может быть использована формула: λ = 10,5 • соs2 χ. Полученное значение удлинения корректируется на основании данных о параметрах крыла самолетов-аналогов.

Сужение крыла оказывает противоречивое влияние на аэродинамические, весовые и жесткостные характеристики крыла.

Увеличение сужения η благоприятно сказывается на распределении внешних нагрузок, жесткостных и весовых характеристиках крыла. Оно приводит также к увеличению строительной высоты и объемов центральной части крыла, что облегчает размещение топлива и различных агрегатов, а возрастание площади крыла, обслуживаемой механизацией, заметно повышает ее эффективность.

Однако увеличение сужения имеет и отрицательные стороны. Главная из них — тенденция крыла с большим сужением к концевому срыву Потока при одновременном снижении эффективности элеронов. В связи о указанными обстоятельствами сужение прямых крыльев дозвуковых самолетов заполняется обычно небольшим и составляет величину η = 2...2,5, что обеспечивает близкое к минимуму индуктивное сопротивление крыла и высокие значения СУmax пос.

Угол поперечного V крыла, как известно, служит средством обеспечения степени поперечной устойчивости самолета. Его величина и знак зависят глазным образом от схемы самолета, а для самолетов со стреловидными крыльями — еще и от угла стреловидности. Для прямых крыльев дозвуковых самолетов значения угла поперечного V лежат в диапазоне от + 5°...7°- для схемы низкоплана, до -1°...-2°— для высокоплана. Стреловидность увеличивает поперечную устойчивость крыла и поэтому стреловидным крыльям следует придать отрицательное поперечное V . Однако компоновочные и другие требования (например, посадка с креном) могут обусловить положительное V стреловидного крыла. Это повлечет установку в системе управления автоматических демпферов рыскания и потребует некоторого увеличения площади вертикального оперения.

Выбираем следующие основные параметры крыла:

λ = 8.99;    η = 2.94;    C =0.14;   χ0.25  =25°.

1.3. Выбор основных параметров фюзеляжа

Аэродинамические и весовые характеристики фюзеляжа существенно зависят от его формы и размеров, которые определяются такими геометрическими параметрами, как форма поперечного сечения, удлинение λф и диаметр  фюзеляжа Dф. Следует заметить, что удлинение и длина фюзеляжа уточняются при последующей компоновке самолета из условий обеспечения необходимых объемов для размещения экипажа, пассажиров и грузов, а также приемлемых плеч Lво и Lго горизонтального и вертикального оперения самолета. Удлинение фюзеляжа и его частей (носовой λнч  и  хвостовой λхч ) выбираются из соображений аэродинамики и веса фюзеляжа.

При выборе Лф проектируемого самолета можно ориентироваться на следующие статистические данные современных самолетов.

При Мк < 0,7:

λф = 7...8 - пассажирские самолеты ММЛ и ВМС;

λф = 8...9 - средние магистральные самолеты.

При Мк < 0,9:

λф = 9...10 — самолеты большой пассажировместимости;

λф = 10...13 — дальние магистральные самолеты.

Окончательные их значения уточняются при выполнении компоновочного чертежа фюзеляжа.

Диаметр фюзеляжа пассажирских самолетов определяется в основном числом пассажирских кресел, размещаемых в одном поперечном ряду, и классом кабины, от которой зависит ширина кресел с подлокотниками, в также ширина и количество проходов.

Предварительную оценку диаметра фюзеляжа следует выполнять, опираясь на статистические данные, приведенные в табл. 4, 5, и параметры прототипов.

Выбираем следующие основные параметры фюзеляжа: для расчетов принимаем диаметр  Dф = 3,89  м,   λф = 9,9.

2. КОМПОНОВКА САМОЛЁТА

Процесс компоновки объединяет в себе следующие взаимосвязанных процессы: аэродинамическую, объемно-массовую и конструктивно-силовую компоновку,     центровочный расчет. Выполнение каждого из этих условий направлено на получение высокой экономической эффективности самолета.

Аэродинамическая компоновка должна обеспечивать выполнение аэродинамических требований, которое сводится к решению задач по обеспечению:

- большого диапазона скоростей V от взлетно-посадочных до Vmax максимальных с минимальным временем перехода от одной к другой скорости на первоначальном и конечном режимах полета самолета;

- максимального аэродинамического качества самолета в крейсерском полете с заданной скоростью. Это требование предусматривает обеспечение минимального сопротивления самолета и, в частности, минимальных потерь на балансировку;

- при взлете и посадке возможно большей величины Сy   самолета ;

- на всех режимах полета самолета нормируемых (требуемых) запасов устойчивости и управляемости;

- на самолете наиболее благоприятных условий для работы силовой установки, определяемых оптимально возможными потерями на входе воздуха в двигатели и на выходе газов из выходных сопл двигателей;

- безопасного выхода самолета на предельные режимы полета (например, большие скорости или большие углы атаки), не приводящие к флаттеру, бафтингу, штопору, глубоким срывам и другим крайне опасным явлениям.

2.1. Расчет геометрических характеристики компоновка крыла

Геометрические характеристики крыла определяют, исходя из взлетной массы m0 и удельной нагрузки на крыло P0 Вначале находят площадь крыла:  

Размах крыла вычисляют по формуле:  

Корневая хорда  ,

а концевая хорда   

Бортовая хорда для трапециевидного крыла определяется из выражения:   ,  где Dф принимают по предшествующим расчетам.

При выборе силовой схемы крыла определяют количество лонжеронов   и  их положение, а также места членения крыла.

На современных самолетах применяется кессонное двух- или трех- лонжеронное крыло; лонжеронное крыло присуще легким спортивным, санитарным и другим самолетам.

Относительное положение лонжеронов в крыле по хорде равно

где    Xi- расстояние  ,  i-го лонжерона от носка крыла, b - хорда.

В крыле с двумя лонжеронами Xi = 0,2;   Xi = 0,6.

В крыле о тремя лонжеронами Xi = 0,15;   Xi = 0,4,  Xi = 0,65.

Это определяет ширину кессона и емкость топливных баков.

Величину САХ находим геометрически:

    bсах = 4,8м 

После определения геометрических характеристик крыла переходят к оценке геометрии элеронов и механизации крыла.

Геометрические параметры элерона определяют в последовательности:

- размах элерона    lэл = (0,3...0,4) l/2 = 6.3 м;

- хорда элерона :     b Эл  =  (0,22...0,2б) b = 0,25 bi  ;

- площадь элерона   Sэл =  (0,05...0,08) Sкр /2 = 3.6 м2.

Увеличение  lэл и  b Эл больше рекомендованных значений не рационально. При увеличении lэл выше указанных значений рост коэффициента момента элерона замедляется, а размах механизации уменьшается. При увеличении b Эл   уменьшается ширина кессона.

На самолетах третьего поколения выявилась тенденция к уменьшению относительного размаха и площади элеронов. За счет этого размах и площадь механизации могут быть увеличены, что улучшает взлетно-посадочные характеристики самолёта.

2.2. Компоновка фюзеляжа

При выборе формы и размеров поперечного сечения фюзеляжа необходимо исходить из требований аэродинамики (обтекаемость и площадь поперечного сечения).

Применительно к дозвуковым пассажирским и транспортным самолетам (V < 800 км/ч) волновое сопротивление почти не сказывается. Поэтому форму следует выбирать из условия обеспечения наименьших значений соответственно сопротивления трения Сyf и профильного сопротивления Схр. На трансзвуковых и сверхзвуковых полетах на величину волнового сопротивления СхЬ оказывает влияние форма носовой части фюзеляжа. Применение ожевальной формы носовой части фюзеляжа значительно снижает его волновое сопротивление.

Для околозвуковых самолетов носовая часть фюзеляжа должна составлять lнч= (2...3)Dф  , где  Dф - диаметр фюзеляжа.

Кроме учета требований аэродинамики при выборе формы сечения следует учитывать условия компоновки и требований прочности.

Для обеспечения минимального веса наиболее целесообразной формой поперечного сечения фюзеляжа следует признать круглое сечение. В этом случае толщину обшивки фюзеляжа получают наименьшей. Как разновидность такого сечения можно использовать сочетание двух или нескольких окружностей как по вертикали, так и по горизонтали.

Для транспортных самолетов при выборе формы поперечного сечения фюзеляжа вопросы аэродинамики не становятся первостепенными и форму сечения можно выполнять прямоугольной или близкой к ней.

2.2.1. Определение геометрических и конструктивно-силовых параметров фюзеляжа

К геометрическим параметрам фюзеляжа относятся:

диаметр фюзеляжа Dф;  длина фюзеляжа   Lф;    удлинение фюзеляжа    ; удлинение носовойчасти фюзеляжа  ; удлинение хвостовой части фюзеляжа , где   lнч   и   lхч - соответственно длина носовой и хвостовой частей фюзеляжа. Длину фюзеляжа определяют с учетом схемы самолета, особенностей компоновки и центровки, а также из условия обеспечения посадочного угла атаки αпос.

Определим следующие параметры фюзеляжа:

  ;

;        

На   этапе   эскизного   проектирования,   в   процессе   предварительных изысканий    для    определения    длины    фюзеляжа    можно    рекомендовать соотношения для самолетов:

со стреловидным крылом   Lф/lф=0.95...1.25     

При определении диаметра фюзеляжа стремятся обеспечить минимальное миделево сечение  Sмс с одной стороны и обеспечение компоновочных требований с другой.

Для пассажирских и транспортных самолетов мидель фюзеляжа прежде всего, обусловлен габаритами пассажирского салона или грузовой кабины.

Одним из основных параметров, определяющим мидель пассажирского самолета является высота пассажирского салона.

Для самолетов коротких авиалиний ориентировочно можно принимать: высоту салона b1 = 1,75 м; ширина прохода bпр= 0,45...0,5 м; расстояние от окна до пола b2 = 1 м; высоту багажного помещения b 3= 0,6...0,9 м.

Следует учитывать, что нахождение потребной ширины пассажирского салона еще не позволяет найти оптимальные размеры поперечного сечения фюзеляжа. С конструктивной точки зрения рационально иметь круглое поперечное сечение фюзеляжа, так как в этом случае он будет наиболее прочным и легким. Однако для размещения пассажиров и грузов такая форма не всегда может оказаться оптимальной. Часто оказывается рациональнее сформировать поперечное сечение фюзеляжа в виде овала или пересечения двух окружностей. Необходимо помнить, что овальная форма неудобна в производстве, а верхняя и нижняя панели при избыточном давлении будут работать на изгиб и потребуют введения скуловых балок и других усилений в конструкции.

Шаг нормальных шпангоутов в конструкциях фюзеляжей находится в пределах 360...600 мм, зависит от размеров фюзеляжа и класса компоновки пассажирских салонов

Компоновка пассажирского и бытового оборудования фюзеляжа Размеры пассажирской кабины самолета определяется числом пассажиров при стандартном размещении кресел.

По уровню комфорта пассажирские самолеты разделают на три класса: первый класс, туристический и экономический. Наибольший комфорт для пассажиров предоставляется в первом классе, наименьший в экономическом.

Для   определения  диаметра   фюзеляжа  надо   по   прототипам   выбрать

количество кресел в одном ряду и определить потребную ширину пассажирской кабины. Длина   пассажирской   кабины   при   выполнении   ее   одним   салоном пределяется:    

где n - количество пассажиров; t –шаг кресел

 Длинные кабины выглядят неуютно и тогда их разделяет на отдельные салоны. Длину каждого салона определяют так же, как и кабины. В случае компоновки кабины с разными пассажирскими классами (например первого и туристского) обязательно надо разделять их жесткой перегородкой на салоны.

 1 класса

 первый салон туристического класса

 второй салон  туристического класса

Итого общая длина пассажирского салона не учитывая буфты, туалеты,  гардеробы равна 19,5 м

 После определения длины кабины нужно проверить выполнение требований по объему, приходящемуся на одного пассажира

1 класс νкаб=Vкаб/n = 44/16 = 2.75м3 на одного пассажира – условие выполняеся

туристический класс νкаб= 1,6м3  -  норма.

Чем больше дальность полета, тем больше должен быть удельный объем . Если требования по νкаб  не выполняются, размеры кабины надо увеличить.

При компоновке пассажирской кабина следует заботиться о создании должного комфорта и безопасности пассажиров.

Нормами летной годности предусмотрено, что при полетах с Н = 3500 м кабина должна быть герметичной, избыточное давление в кабина не менее 567 мм рт.ст. (2400 м), скорость изменения давления в кабине не более 0,18 мм рт.ст./с, подача свежего воздуха не менее 24 кг/ч на пассажира,  температура в кабине 18...22°С и влажность 30. ..60 %.                                                         

 Высота пассажирской кабины в зоне проходов должна быть не менее 1900...2000 мм. Пассажирскую кабину делают с одним уровнем пола и не допускают в ней наличия выступов и впадин, а у входной двери не должно быть порога.

2.2.2.  Кабина экипажа

Кабина экипажа должна занимать возможно меньший объем, но в то же время обеспечивать нормальные условия для работы и отдыха летному экипажу. Наиболее строгие требования предъявляют к рабочим местам пилотов. Кроме удобства они должны обеспечивать еще хороший обзор. Размер служебной кабины зависит от состава экипажа. На межконтинентальных и дальних магистральных линиях экипаж состоит из 3...5 человек, на средних и ближних магистральных линиях 3.. .4, на местных линиях 2.. .3 человек.

В состав экипажа входят: командир корабля (первый пилот), второй пилот, бортинженер (бортмеханик), штурман, бортрадист. На грузовом самолете предусматриваются 1...2 оператора по погрузке. В зависимости от маршрута полета состав экипажа может изменяться. Например, на трассах, оборудованных радиомаяками и системой наблюдения за воздушным движением, штурман и бортрадист могут не назначаться. Пилоты размещаются в креслах рядом, бортинженер чаще всего расположен позади кресла второго пилота, чтобы между ним и командиром корабля была зрительная связь. К рабочим местам остальных членов летного экипажа требований не предъявляется.

Кабина летного экипажа отделяется от других помещений жесткой перегородкой с запирающейся дверью.

Бортпроводники размещаются вне кабины летного экипажа и должны иметь отдельные сидения (иногда откидывающиеся) с привязными ремнями.) Число бортпроводников определяется числом пассажиров и классом пассажирской кабины: 2 бортпроводника на 30...40 пассажиров 1-го класса; I бортпроводник на 50...70 пассажиров туристского и экономического классов. На межконтинентальных и дальних магистральных самолетах большой пассажировмещаемости имеется повар, в этом случае число бортпроводников может быть уменьшено.

Кабину экипажа проектируем подобно прототипу.

 2.2.3.    Багажные помещения

Багажные помещения, как правило, размещают в герметической части фюзеляжа под полом кабины или в нижнем этаже. При диаметрах фюзеляжа Dф < 2800мм разместить багажники под полом трудно и тогда их располагают на одном уровне с полом кабины. Чаще багажники устраивают спереди и сзади пассажирской кабины с той целью, чтобы путем регулирования загрузки можно было сохранить в заданных пределах центровку самолета, особенно при неполном числе пассажиров. Иногда на многоместных и широкофюзеляжных самолетах размеры багажных помещений делают увеличенными,  чтобы при неполном числе пассажиров иметь возможность загрузить самолет до полной коммерческой нагрузки за счет почты и грузов.

Для загрузки и выгрузки багажа и грузов наружные двери багажника должны иметь размеры, не менее указанных. Следует предусматривать люк для доступа в багажник из самолета.

Для повышения экономичности перевозок необходимо максимально использовать объемы хвостовой части фюзеляжа и хвостового кока, размещая в них багажники, самолетное оборудование и др. На грузовых самолетах большой грузоподъемности для удобства погрузки люк выполняет в виде опускающегося вниз трапа, по которому колесная техника может заезжать своим ходом, а тяжелые грузы затягивают имеющимися на борту лебедками и кранами. Учитывая, что удельная нагрузка на пол багажников составляет

 К = 400. ..600 кгс/м и не компактность багажа, площадь багажников определяется :


где mг - масса багажа, почты и грузов соответственно.

Потребный объем багажных помещений где Vбп=Vб  nпас=0.2 ▪ 124=25м3      Vб = 0,20. ..0, 24 -для фюзеляжей  Dф≤ 4 м ;

Багажные помещения проектируем подобно прототипу.

 2.2.4  Кухни и буфеты

Для обеспечения питания пассажиров на межконтинентальных и дальних магистральных линиях в зависимости от количества пассажиров предусматривают 1...2 кухни. Международные нормы предусматривают, что если на самолете сделана смешанная компоновка, то обязательно делают две кухни. При продолжительности полета менее 3-х часов в настоящее время питание пассажирам не выдается, в этом случае предусматриваются буфеты для воды и чая. На самолётах с временем полета менее одного часа буфеты и туалеты могут не делаться. Кухни и буфеты должны размещаться обязательно у двери, желательно между кабиной экипажа и пассажирской, или иметь отдельную грузовую дверь. На широкофюзеляжных самолетах кухня размещается под полом, а раздаточные тележки с пищей поднимаются в кабину лифтом. Иногда их делают 2-этажными: внизу кухня, вверху буфет.

Буфеты и кухни нельзя размещать вблизи туалетных помещений или совмещать с гардеробами.  Общий объем кухни Vк =(0.1...0,12)-nпасс,  и ее площадь  ,

где  hк = 2 м - высота кухни.   Sк = 6.25 м2

Количество пищи на одного пассажира: завтрак, обед и ужин - по 800 грамм; чай и вода - по 400 грамм.

Если питание организуется один раз, то выдается набор № 1 массой 620 грамм. Питание пассажирам выдается через каждые 3,5...4 часа полёта.

Буфет проектируем подобно прототипу.

2.2.5 Гардеробы

Гардеробы для верхней одежды пассажиров располагают вблизи основных дверей для входа и выхода пассажиров. Гардероб для одежды экипажа желательно делать отдельным. Выполняют гардеробы 2-х типов. Сравнительно узкие с таким расчетом, чтобы в нем могли висеть на плечиках, подвешенных на неподвижных трубах пальто не более чем в 2 ряда. Ширина одного ряда занимает 500...600 мм, шаг плечиков 70...80 мм. Площадь такого гардероба Sгард = (0,035...0,040) • nпасс, мм2    Sгард = 4.4 м2

Гардеробы целесообразно располагать по возможности рядом с пассажирской кабиной и отделять от нее шторкой или съемной перегородкой с тем, чтобы в летнее время, когда гардеробы не используются, устанавливать на их месте дополнительные сидения. Головные уборы, портфели и небольшие сумки хранятся на полках, расположенных по борту вдоль пассажирской кабины. Высота полок от пола кабины 1700... 1800 мм.

Гардероб проектируем подобно прототипу

2.2.6 Туалетные помещения

Количество туалетных помещений определяется количеством пассажиров и продолжительностью полета: при t > 4 часов один туалет на 40 пассажиров, при t = 2...4 часов на 50 пассажиров и I < 2 часов на 60 пассажиров.

При времени полета менее 1 часа и количестве пассажиров до 15 туалетов не делают. При большом числе туалетов для увеличения пропускной
способности уборную отделяет от умывальника. Площадь одного туалета
Sгард = 1,5... 1,6 м2  при ширине не менее одного метра. Нормами предусмотрено иметь запас воды и химжидкости в туалетах на одного человека: при t > 4 часов  q = 2,0 кг, t = 2...4 часа   q = 1,0 кг, t < 2 часов   q = 0,7 кг. Общий запас воды и химжидкооти :      mж = qnпасс, кг

Туалет проектируем подобно прототипу.

2.2.7.   Нормальные и аварийные выходы и аварийные средства

Нормальные двери для входа и выхода пассажиров выполняют по левому борту самолета, а при числе пассажиров более 250 человек выходы могут располагаться по обоим бортам. Высота двери зависит от диаметра фюзеляжа и равна 1400...1830 мм. Ширина двери должна быть не менее 860 мм, на широкофюзеляжных самолетах для сокращения времени входа и выхода часто двери делают такой ширины, чтобы в них могли одновременно сходить по 2 человека. Порог у двери не допускается, дверной проем снизу ограничивается плоскостью пола.

Для экстренного покидания самолета в обоих бортах самолета делают аварийные выходы, основная дверь засчитывается в число аварийных. Число аварийных выходов зависит от количества пассажиров.

Согласно требованиям количество и размер аварийных лаков должны быть таковы, чтобы при тренировке на земле (проверке покидания самолета), при открытых на 50 % всех выходов, в том числе и основных, либо раздельно всех левых и всех правых выходов, эвакуация осуществлялась за время 90 сек. Установлено, что при наличия двух нормальных выходов по левому борту и двух аварийных в правом борту 120...160 пассажиров покидают самолет за 30 сек. На самолетах низкопланах желательно иметь не менее двух аварийных люков для выхода на крыло. Для обеспечения выхода из кабины ври посадке самолета на воду обязательно делают не менее двух аварийных люков для выхода на верх фюзеляжа. На самолетах высокопланах должны быть верхние аварийные выходы фюзеляжа из расчета 1 люк на 35 пассажиров. Нормы лётной годности предусматривает иметь не менее одной легкодоступной снаружи двери. Согласно нормам ИКАО размер аварийного люка должен быть таковым, чтобы внутри него можно было вписать эллипс размером не менее 483x660 мм. В зоне расположения экипажа должно быть либо по одному выходу с каждой стороны фюзеляжа размером не менее 480x510 мм, либо один верхний люк не менее 500...700 мм, либо круглый люк 0610 мм.

Если нормальные и аварийные выходы располагаются высоко над землей, то для выхода пассажиров необходимо иметь надувной аварийный трап, масса его вместе с баллоном 40...45 кг. Место для него отводится вблизи входной двери, либо аварийного люка. Для самолетов, летающих над морем, предусматриваются индивидуальные надувные жилеты и групповые спасательные плоты, масса одного плота на 6 человек в комплекте с оборудованием и питанием на 3 дня 15 кг. Групповые плоты вмещают от 6 до 25 человек.

Основные двери - 890x1800 мм ( 2 шт. по левому борту в носовой и хвостовой части фюзеляжа).

Служебные двери - 690x1600 мм (2 шт. по правому борту в носовой и хвостовой части фюзеляжа).

Аварийные двери - 510x1100 мм ( 2 шт. по левому и правому борту выход на крыло ).

Все двери могут использоваться как аварийные.

Окна пассажирской кабины располагаются в одну световую линию (на многопалубном по числу палуб). Форма окна круглая диаметром 300...400 мм или прямоугольная с закругленными углами.

Окна пассажирской кабины принимаем прямоугольными с выпуклыми сторонами и скругленными углами 260x350 мм

     1.4. Расчет основных параметров и компоновка шасси

При курсовом проектировании выбирается схема шасси, количество колес на опорах, определяются основные параметры шасси (база, вынос главных и носовой опор, колея) и характерные углы, а также подбираются пневматики шасси.

Особенностью такой схемы шасси является расположение главных стоек внутри диапазона центровок таким образом, что все полетные положения центров масс находятся впереди осей главных стоек, а центр масс пустого и снаряженного самолета - сзади.

На начальном этапе проектирования, когда еще не выполнена центровка и нет чертежей общего вида самолета, определяется лишь часть параметров шасси.

Вынос главных колёс шасси составляет:

      е = (0,06. ..0,1)B= 1,6м,

При слишком большом выносе затрудняется отрыв передней ноги при взлете, а при слишком малом возможно опрокидывание самолета на хвост, когда загружаются сначала задние салоны и багажники. Кроме того, нагрузка на носовую опору будет слишком мала и самолёт будет неустойчив при движении по скользкой ВПП и боковом ветре.

База шасси находится из выражения:   B = (0,3—0,4)Lф = 16 м

Вынос передней опоры будет равен:  d = В - е = 16 – 1.6 = 14.4 м

Колея шасси вычисляется по формуле:   К = (0,7...1,2) В  12м

Принимаем колею шасси 7 м.

 Из условия предотвращения бокового капотирования  К > 2Н. Здесь Н -расстояние от ВПП до центра масс (ЦМ) самолета. Положение ЦМ можно принять по высоте. Для низкопланов ЦМ находится ниже строительное горизонтали фюзеляжа на расстоянии

Yцм = (0,18...0,20)dф - при ДнК.

Колеса шасси подбираются по величине стояночной нагрузки на них от взлетной массы самолета; при подборе колёс носовой опоры учитываются динамические нагрузки. Тип пневматиков (баллонные, полубаллонные, арочные) и давление в них определяются покрытием ВПП, на котором предназначается эксплуатировать самолет. На главных, а иногда и на носовой опоре устанавливают тормозные колеса. Нагрузка на колеса определяется:

где n и z - число опор и колес на одной опоре соответственно; Кд= 1,5...2,0 -коэффициент динамичности.

По вычисленному значению нагрузки на колеса  Ргл  и   Рнос.  и величине

взлетной Vвзл и посадочной Vпос скоростей подбирают по каталогу пневматики выполняя условия:

      Pк >Pгл ; Pк >Pнос ; Vк пос> Vпос ; Vк взл> Vвзл

По таблице выбираем следующие колеса:

Осноной  опоры - 930х355В мм (тормозные);

Носовой опоры - 800x200В мм (нетормозные).

 После определения центровки самолёта и вычерчивания на миллиметровой бумаге вида самолета сбоку и спереди, графически определяют другие параметры шасси. Шасси должны быть установлены так, чтобы обеспечивались условия:

     φ0 >αпос- αуст- αст

φ > 10... 18° - угол опрокидывания на хвост;

γ1> φ+(1...2°) - угол выноса главных ног шасси;

γ2>90° - условие переваливания на носовую опору ори посадке

ψ>35°;    ε>5°.

1.5. Компоновка и расчет основных параметров оперения

Одной из важнейших задач аэродинамической компоновки является выбор расположения горизонтального оперения, для обеспечения продольной статической устойчивости самолета по перегрузке его ЦМ должен находиться впереди фокуса самолета и расстояние носку этими точками, отнесенное к значению средней аэродинамической хорде (САХ) крыла, определяет степень продольной устойчивости, т.е. тCy = хt –хf, < 0,

где тCy - коэффициент момента, хt  и  хf, - соответственно относительная координата ЦМ и фокуса.

Если   тCy = 0, то самолет имеет нейтральную продольную статическую устойчивость и, если же  тCy > 0, то самолет статически неустойчив. В нормальной схеме самолета (оперение сзади крыла) фокус комбинации "крыло-фюзеляж" при установке горизонтального оперения сдвигается назад.

1.5.1   Определение геометрических параметров оперения

Обычно площади вертикального Sго и горизонтального Sво оперений составляют:    Sго =(0,18...0,25)S= 37.5м2;      Sво = (0,12.. .0,20)S= 17.5м2.

Более точно можно определить:

    ;      ,       где Lго, Lво - плечо горизонтального и вертикального оперений, l и S - размах и площадь крыла,  Аго  ,  Аво - коэффициенты статических моментов.

Значение Lго  и Lво  зависит от ряда факторов. Прежде всего на их величину

влияют: длина носовой и хвостовой частей фюзеляжа, стреловидность и расположение крыла, а также условия обеспечения устойчивости и управляемости самолета.

В первом приближении можно считать, что LгоLво и в зависимости от конструктивных признаков найти их из соотношений:

- для тяжелых самолетов  Lго = (3,2...3,3)bсах

Определение площадей рулей высоты и направления. Площадь руля высоты .обычно принимают:

 Sрв = (0,3...0,4)Sго = 15м2.

Площадь руля направления

 Sрн=(0,35...0,45) Sво  = 6м2.

 Определение размаха горизонтального оперения

Размах крыла и оперения самолета связан статической зависимостью

 lго=(0,32...0,5) lкр= 13м.

В данной зависимости нижний предел соответствует самолетам с ТРД оснащенных цельно поворотным стабилизатором.

Высота вертикального оперения Нво определяется в зависимости от размещения крыла относительно фюзеляжа и расположения двигателей на самолете. С учетом изложенного, принимают:

- для самолетов низкопланов с размещением двигателей на крыле при М < 1,

    hво=(0,14….0,2) lкр=6 м

Сужение горизонтального и вертикального оперения следует выбирать:

- для самолетов с М< 1      η го= 2...4   и  ηво= 2. ..5 .   Принимаем:       η го = 3   и   ηво= 3

Удлинение оперения Можно рекомендовать:

- для дозвуковых самолетов λго = 3,5...4,5 и λво = 0,8...1,5 ;

Определение хорд оперения bконц ,  bсах ,     bкорн    выполняют по формулам:

;  ;   

Для ГО:bконц=1,44м  ;  bконц=4,3м

 Для ВО:   bконц=1.75м  ;  bконц=5,3м

Относительная толщина профиля

Для горизонтального или вертикального оперения в первом приближении

Более точно с учетом особенностей   самолетов: Cоп≈0,8Cкр

В случае крепления стабилизатора на киле необходимо значение С оп  брать по верхнему пределу для обеспечения базы крепления стабилизатора на киле.

   Стреловидность оперения.

Стреловидность     оперения     принимают     на     3...50     больше,     чем стреловидность крыла. Так поступают для обеспечения управляемости самолета при появлении волнового кризиса на крыле. Принимаем:

   χго=30˚ ;    χво=35˚

PAGE  27


EMBED Equation.3  


 

А также другие работы, которые могут Вас заинтересовать

40826. Псевдослучайные последовательности и процедуры их машинной генерации 239.5 KB
  Способы генерации случайных чисел Примеры статистического использования Пример 4. Структурная схема системы SD Система SD функционирует следующим образом: получается пара независимых случайных чисел интервала 0 1 определяется координата точки xi xi1 показанной на рис. Схема моделирующего алгоритма системы SP В данном моделирующем алгоритме после ввода исходных данных и реализации операторов цикла происходит обращение к генератору случайных чисел т. Отметим что во всех рассмотренных примерах не требуется запоминания всего множества...
40827. Генерация базовой последовательности. Требования к генератору случайных чисел 259 KB
  Требования к генератору случайных чисел. Проверка и улучшение качества последовательностей псевдослучайных чисел. При дискретном моделировании базовым процессом является последовательность чисел {xi} = x0 x1 xN представляющих собой реализации независимых равномерно распределенных на интервале 0 1 случайных величин {i} = 0 1 N или в статистических терминах – повторную выборку из равномерно распределенной на 0 1 генеральной совокупности значений величины . Поэтому на ЭВМ вместо непрерывной совокупности равномерных...
40828. Моделирование случайных воздействий на систему 216 KB
  Моделирование случайных воздействий на систему Моделирование случайных событий. Моделирование дискретных случайных величин. Моделирование непрерывных случайных величин. Моделирование случайных векторов 4.
40829. ПЛАНИРОВАНИЕ МАШИННЫХ ЭКСПЕРИМЕНТОВ С МОДЕЛЯМИ СИСТЕМ 223.5 KB
  Частные задачи планирования машинных экспериментов – уменьшение затрат машинного времени на моделирование увеличение точности и достоверности результатов моделирования проверка адекватности модели и т. План эксперимента определяет объем и порядок проведения вычислений на ЭВМ приемы накопления и статистической обработки результатов моделирования системы S. Таким образом при машинном моделировании рационально планировать и проектировать не только саму модель Мм системы S но и процесс ее использования т. При планировании эксперимента...
40830. РЕШЕНИЕ СИСТЕМ ЛИНЕЙНЫХ АЛГЕБРАИЧЕСКИХ УРАВНЕНИЙ 1 MB
  Основные понятия и определения Выделяют четыре основные задачи линейной алгебры: решение СЛАУ вычисление определителя матрицы нахождение обратной матрицы определение собственных значений и собственных векторов матрицы. Задача отыскания решения СЛАУ с n неизвестными – одна из наиболее часто встречающихся в практике вычислительных задач так как большинство методов решения сложных задач основано на сведении...
40831. АППРОКСИМАЦИЯ ФУНКЦИЙ 939 KB
  Как упростить вычисление известной функции fx или же ее характеристик если fx слишком сложная Ответы на эти вопросы даются теорией аппроксимации функций основная задача которой состоит в нахождении функции y=x близкой т. Обоснование способов нахождения удачного вида функциональной зависимости и подбора параметров составляет задачу теории аппроксимации функций. В зависимости от способа подбора параметров получают различные методы аппроксимации; наибольшее распространение среди них получили интерполяция и среднеквадратичное...
40832. ВЫЧИСЛЕНИЕ ПРОИЗВОДНЫХ И ИНТЕГРАЛОВ 654 KB
  При аппроксимации операторов численного дифференцирования и интегрирования наибольшее распространение ввиду своей простоты нашли интерполяционные формулы Ньютона. Формулы численного дифференцирования Формулы для расчета производной в точке x получаются следующим образом. Такие формулы называют простейшими формулами численного дифференцирования.3 получается три важные формулы второго порядка точности: 4.
40833. МЕТОДЫ РЕШЕНИЯ НЕЛИНЕЙНЫХ УРАВНЕНИЙ 748 KB
  Точное решение удается получить в исключительных случаях и обычно для нахождения корней уравнения применяются численные методы. Первая задача решается графическим методом: на заданном отрезке [ b] вычисляется таблица значений функции с некоторым шагом h строится ее график и определяются интервалы длиной h на которых находятся корни.1 в случаях и в значение корня совпадает с точкой экстремума функции и для нахождения таких корней можно использовать методы поиска минимума функции описанные в...
40834. МЕТОДЫ НАХОЖДЕНИЯ МИНИМУМА ФУНКЦИИ ОДНОЙ ПЕРЕМЕННОЙ 869.5 KB
  Постановка задачи Задача нахождения минимума функции одной переменной minfx нередко возникает в практических приложениях. Кроме того многие методы решения задачи минимизации функции многих переменных сводятся к многократному поиску одномерного минимума. Задача ставится следующим образом: требуется найти такое значение xm из отрезка [ b] при котором достигается минимум функции ym=fxm т.