43101

Проектирование самолёта транспортного класса

Курсовая

Астрономия и авиация

Задача проектирования состоит в разработке конструкции нового самолета и его составляющих элементов. На начальной стадии проектирования была произведена разработка общего вида самолета. Для этого проведено ознакомление с основными тактико-техническими требованиями (ТТТ), предъявленными к самолету, летно-техническими характеристиками (ЛТХ), схемами, основными параметрами, общим устройством самолетов и агрегатов, силовой установкой (СУ), увязкой основных элементов агрегатов самолета, правилами выполнения чертежей общего вида самолета и общего устройства его агрегатов.

Русский

2013-11-03

3.89 MB

38 чел.

Министерство образования и науки Украины

Национальный аэрокосмический университет

им. Н.Е. Жуковского «ХАИ»

кафедра 103

 

Домашняя расчетно-графическая работа по курсу «АКТ»:

«Транспортный самолет»

 

Выполнил студент 132 гр.

Камянченко С.Н.

Проверил  

Пехтерев В.Д.

            

                             Харьков 2006

        

       Содержание

 1.Введение…………………………………………………………………....4

1.1Сбор и обработка статистических данных. Разработка

тактико-технических требований…………………………………………………..5

 1.2Тактико-технические требования (ТТТ)……………………………..12

1.2.1 Выбор и обоснование схемы самолета и его основных

параметров………………………………………………………………………...…12

1.2.2 Определение взлетной массы самолета…………………………...14

 1.3. Определение геометрических характеристик самолета………..15

1.3.1. Определяем геометрические параметры крыла……………………15

1.3.2. Определение геометрических параметров фюзеляжа……………16

     1.3.3.Определение геометрических параметров вертикального и  горизонтального оперения…………………………………………………………16

1.3.4 Определение параметров шасси самолета…………………………..18

Список использованной литературы..........................................................19

Введение

Целью данного задания является рассмотрение возможного варианта проектирование самолёта транспортного класса со следующими лётно–техническими данными:

дальность полета = 2000 км,

полезная нагрузка mгр=15000кг.

Для сбора статистических данных о самолетах такого были выбраны следующие самолеты:

1)АН-72.

2)АН-74.

3)Макдонелл-Дуглас УС-15.

4)Кавасаки С-1.

5)ВАе-146.

6)Гольфстрим SRA-1

Разрабатываемый самолет относится к классу  средних транспортных  самолетов.

Задача проектирования состоит в разработке конструкции нового самолета и его составляющих элементов. На начальной стадии проектирования была произведена разработка общего вида самолета. Для этого проведено ознакомление с основными тактико-техническими требованиями (ТТТ), предъявленными к самолету, летно-техническими характеристиками (ЛТХ), схемами, основными параметрами, общим устройством самолетов и агрегатов, силовой установкой (СУ), увязкой основных элементов агрегатов самолета, правилами выполнения чертежей общего вида самолета и общего устройства его агрегатов.

В современном инженерном проектировании для принятия оптимальных решений широко используются физические и математические модели, учитывающие различные расчетные условия и ограничения, реализуемые с применением различных видов программирования на ЭВМ. В данной работе применяется метод проектирования на  базе статистических данных существующих самолетов.

1.1. Сбор и обработка статистических данных.
Разработка тактико-технических требований

Сбор и обработка статистических данных в ходе проектирования самолета позволяет:

1.Получить наглядное представление о современном уровне развития самолетостроения с учетом:

а) типов самолетов, необходимых народному хозяйству;

б) задач, которые они выполняют;

в) летно-технических качеств;

г) средств достижения этих качеств: применяемых схем самолетов, геометрических и массовых параметров, силовой установки, конструкционных материалов, способов производства и др.

2.Определить тенденции и перспективы развития разрабатываемого типа самолета, количественные и качественные изменения ТТТ к самолету, эволюцию его назначения, условия производства и эксплуатации.

3.Определить ряд параметров самолета.

Анализ статистического материала дает возможность разработать ТТТ к проектируемому самолету, выбрать его схему.

Для сбора статистических денных необходимо использовать данные самолетов, аналогичных проектируемому и имеющих близкие летно-технические характеристики и условия эксплуатации. Эти данные вносятся в статистическую табл.1.

1. АН-72.

АН-72 разработан в ОКБ им. Антонова для замены самолета АН-26. Первый полет опытного самолета состоялся 22 декабря 1977 года.

Предназначен для десантирования воздушных десантов, перевозки войск, вооружения, раненых и больных.

Самолет выполнен по схеме "высокоплан". Свойства АН-72 как самолета короткого взлета и посадки, обусловлены мощной механизацией крыла и повышенной тяговооруженностью. Особенность схемы самолета - расположение двигателей над поверхностью крыла, что практически исключает попадание в них посторонних предметов с земли, обеспечивает увеличение подъемной силы на взлете и посадке благодаря обдуву верхней поверхности крыла и закрылков газовыми струями двигателей, приводит к снижению шума на местности и в кабине за счет экранирования крылом струй ТРДД. Широкое применение композиционных материалов позволило снизить его вес.

Силовая установка состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей Д-36 с тягой по 6500 кгс каждый или Д-436 с системой реверса тяги. Система автоматического регулирования давления поддерживает давление воздуха в кабине и позволяет проводить аварийную разгерметизацию. Для защиты от обледенения самолет оснащен воздушно-тепловыми и электротермическими противообледенительными  устройствами.

                        

AH-72

                            

2. АН-74.

Создан в ОКБ им.Антонова на базе самолета АН-72 и является его модификацией. АН-74 – транспортный самолет для эксплуатации в условиях Арктики.

AH-74

3. Макдонелл – Дуглас.

Самолет выполнен с высокорасположенным крылом трапециевидной формы с малой стреловидностью. Крыло имеет полную механизацию. На самолете установлено 4 двигателя ТРДД, расположенных на пилонах под крылом. Фюзеляж полумонококовой конструкции. Грузовой люк расположен в хвостовой части фюзеляжа. Оперение Т-образное. Шасси выполнено в трехстоечном варианте с носовой стойкой.

4. Кавасаки С-1.

                                                        5. ВАе-146.


Таблица 1. Статистические данные

Наименование самолета

Кавасаки С-1

Япония

ВАе-146

Великобритания

АН-72

Украина

АН-74

Украина

Макдо-

нелл-Дуг

лас УС-15 США

Гольфстрим SRA-1

Летные данные

Vmax,км/ч

806

742

720

705

815

928

Hmax,км

     19

      20

  11300

Vкрейс, км/ч

657

709

700

550

805

820

Hкрейс,км

10,7

9,1

10

8

12

13,7

Vвзл, км/ч

250

170

260

260

170

265

L(mт max), км

1300

1260

1200

1800

4800

L(mгр max),км

2300

Lразб, км

640

400

450

400

600

Lпроб, км

455

350

400

400

215

975

Массовые данные

m0(mвзл), кг

38700

39916

30500

34500

72575

31610

m0 max, кг

45000

40600

31200

35000

98300

mпуст, кг

29000

32300

25000

27300

50200

mоб, кг

24300

6000

6000

30250

mгр, кг

11900

10205

7500

10000

12250

12200

mт, кг

12200

9360

3550

3600

23700

Данные СУ силовой уст.

Число и тип двигателя

2 IT

8D-М-9

4 ТРДД

2 ТРДД

2 ТРДД

4 ТРДД

2 ТРДД

Р0, даН

2657

4304

2650

Геометрические данные

S, м2

120,5

77,5

143,712

143,712

161,6

86,8

l, м

30,6

26,34

30,96

38,26

33,6

23,7

X

19

18

20

20

22

λ

7,8

8,97

9,43

9,43

7,5

6,47

η

2,6

Lф, м

29

27,37

31,9

31,29

37,8

25,3

Dф, м

4,64

3,56

4,06

4,08

5,2

3,25

λф, м

7,5

7,6

7,3

7,3

7,8

7,7

ΣSМИД, м2

17,02

12

12

36,6

Sэл

0,07

0,047

0,05

0,05

0,08

Sго

0,25

0,2

0,25

0,25

0,2

Sво

0,2

0,15

0,15

0,15

Производные величины

P0=m0g/10S, даН/м2

314,7

506

420

500

440

413

t0=10P0/m0g

0,42

0,42

0,36

0,35

γдв=m0/P0

0,8

0,8

0,21

Kгр.полезн=mгр/m0

0.3

0,26

0,26

0,26

0,17

0,379

Kм=m0g/10SдаН/м2

2337,4

2490,8

2817,5

1983

                     1.2 Тактико-технические требования (ТТТ)

После сбора статистических данных переходим к разработке ТТТ. Этот этап будет проводиться на основе анализа статистических материалов, дополнив заданные ТТТ проектируемого самолета.

Так как задан транспортный самолёт с полезной нагрузкой 15000кг, и дальностью полета L = 2000 км, длиной разбега Lразб = 1200 м, то назначаем высоту крейсерского полета Нкрейс = 10 км, крейсерскую скорость Vкрейс = 706 км/ч, Мн = Vкрейс/1074= 0,65.

Полученные ТТТ заносим в табл. 2.

Таблица 2. Тактико-технические требования

Мкрес.

Mmax

L

Mгр. Кг

Lр, км

Нпот, км

Vкрейс, км/ч

Нкрейс, км

Vу н=0,    км/ч

nэк, чел

0,65

0,73

2000

15000

1,200

13,7

706

10

240

3

1.2.1 Выбор и обоснование схемы самолета и его основных параметров

После внимательного изучения всех самолетов, выбранных для сбора статистических данных, для проектируемого самолета была выбрана нормальная аэродинамическая схема, т.к. она дает следующие преимущества:

- плавное обтекание крыла;

- ГО не затеняет крыло;

- носовая часть короткая, что приводит к лучшей путевой устойчивости.

Но есть и ряд недостатков:

- горизонтальное оперение работает в условиях скошенного потока и заторможенного крылом воздушного потока;

- практически на всех режимах полета горизонтальное оперение создает отрицательную подъемную силу.

По расположению крыла была выбрана схема высокоплан. При этом достигается ряд преимуществ:

- двигатели удалены от ВПП

- уменьшается сопротивление интерференции.

Недостатки:

- конструктивно усложняется уборка шасси в крыло, увеличивается высота стоек;

необходимость усиления конструкции нижней части фюзеляжа.

Крыло имеет стреловидную форму, стреловидность прямая. Имеет большую строительную высоту, чем прямое крыло, отсюда увеличивается жесткость и объем под топливные баки. Но подъемная сила стреловидного крыла меньше, чем у прямого и хуже взлетно-посадочные характеристики( так как снижается эффективность средств механизации крыла на больших углах атаки).

Оперение Т-образное, имеет следующие преимущества:

- нет влияния спутной струи крыла;

- увеличивается плечо горизонтального оперения;

- повышается эффективность вертикального оперения.

Недостатки:

- усложняется конструкция узлов крепления (из-за малой базы крепления) и - увеличивается их вес;

- возрастает масс хвостовой части фюзеляжа;

Вертикальное оперение однокилевое.

На самолете установлены 2 двигателя, что увеличивает живучесть и надежность силовой установки. Тип двигателей ТРДД. Двигатели расположены на пилонах под крылом, что обеспечивает пожарную безопасность, разгружается фюзеляж. Двигатели вынесены вперед под крылом. При этом обеспечивается аэродинамическую разгрузку крыла, обдув механизации крыла, повышается ее эффективность. Но в то же время увеличивается сопротивление за счет гондолы, пилонов; в случае отказа одного двигателя возникает  большой разворачивающий момент; близость двигателей к земле снижает его ресурс.

Шасси выполнено по трехопорной  схеме с носовой стойкой. При такой схеме самолет при посадке имеет тенденцию к опусканию носа, к уменьшению угла атаки и подъемной силы. Лучше обзор из кабины, хорошая путевая устойчивость при рулении по ВПП. Однако передняя опора утяжеляется и усложняется, ухудшается проходимость самолета на грунтовых аэродромах. Основные стойки убираются в фюзеляж.

По статистическим данным были определены основные параметры крыла λ, χ, η, , относительная хорда закрылка , углы отклонения закрылков , относительная площадь элерона , параметры фюзеляжа, ГО, ВО, и занесены в табл. 3.

Таблица 3. Основные параметры самолета

λ°

χ°

η

λ°ф

Dф

Lф

8,7

16

3,05

0,15

0,15

30

0,02

8

3,7

29,6

λ°го

λ °во

χ°го

χ°во

го

во

ηго

ηво

0,235

0,21

5

1,15

18

30

0,06

0,09

2,5

1

1.2.2 Определение взлетной массы самолета

Используя статистические данные, вычисляем:

масса экипажа mпа = 120·nпа = 120·28= 3360 [кг];

относительная масса топлива ,

 где L – дальность полета, L = 1500[м],

V – скорость полета, V = 350[км/ч],

= 0,04, = 0,04, тогда ;

относительная масса конструкции ;

относительная масса силовой установки ;

относительная масса оборудования.

Взлетная масса самолета в нулевом приближении определяется по формуле:

[кг].

Определим массу конструкции самолета:

[кг].

масса крыла [кг],

масса фюзеляжа[кг],

масса оперения[кг],

масса шасси[кг],

масса топлива[кг].

масса сил. уст. mсу=[кг].

масса оборудования [кг].

Все значения масс заносим в табл.4.

Таблица 4. Значение масс агрегатов самолета

m0, кг

mгр, кг

mэк, кг

mк, кг

mкр, кг

mф, кг

mоп, кг

mш, кг

mт, кг

mсу, кг

mдв, кг

Mоб,кг

55636.36

15000

240

14465,45

5786.18

4802.52

1200.63

2676.11

15021.82

5563.64

1124

6676,37

Из статистических данных определяем тяговооруженность самолета данного класса: Она составляет t0 = 0,22. Тогда потребная тяга будет равняться:

Р0 = t0m0g = 0,22 55636,36·9,81=11995[даН].

Так как приимуществом данного самолета есть безопасный взлет и продолжительность полета в случае отказа одного из двигателей, было решено установить два двигателя. Наиболее подходящий двигатель ТРДД Д-36 с потребной стартовой тягой Р0 =11995 [даН] каждый.

Этот двигатель имеет следующие параметры:

- потребная стартовая тяга Р0 = 11995 даН;

- удельный расход топлива на взлете Срвзп=0,35кг/даН*ч;

- удельный вес дв =0,17 кг/даН;

- длина двигателя Lдв=1200мм;

- масса двигателя mдв = 1124кг;

- степень двухконтурности m = 5,6.

1.3 Определение геометрических характеристик самолета

1.3.1 Определение геометрических параметров крыла

Удельная нагрузка на крыло при взлете Р0 = 450[даН/м2].

Определяем площадь крыла из соотношения:

2].

Размах крыла:

[м],

где λ=8,7 – удлинение крыла.

Корневая b0 и концевая bк хорды крыла определяются из условий значений S, l, η:

η=3 – сужение крыла,

[м];

 [м].

Средняя аэродинамическая хорда вычисляется:

[м].

Определяем координату САХ по размаху крыла:

[м].

Координата носка САХ по оси ОХ определяется:

,

где пк = 16 - угол по передней кромке крыла,

[м].

1.3.2 Определение геометрических параметров фюзеляжа

Длина фюзеляжа:

[м].

Длина носовой части фюзеляжа:

[м].

Длина хвостовой части фюзеляжа:

[м].

1.3.3 Определение геометрических параметров ГО и ВО

Площадь ГО:

2].

Также, как и для крыла, определяются  , , ,,,:

размах ГО:

[м];

корневая хорда ГО:

[м];

концевая хорда ГО:

[м];

средняя аэродинамическая хорда ГО:

[м];

координата САХ по размаху ГО:

[м];

координата носка САХ по оси ОХ:

[м].

LГО=3,06·bа=12,369[м], xT=0.25ba= 1.01[м].

Определим геометрические характеристики ВО:

площадь ВО:

2];

размах ВО:

[м];

корневая хорда ВО:

[м];

концевая хорда ВО:

[м];

средняя аэродинамическая хорда ВО:

[м];

координата САХ по размаху ВО:

[м];

координата носка САХ по оси ОХ:

[м].

1.3.4 Определение параметров шасси

Угол касания хвостовой пяткой:

 = пос.max-з-,

где пос.max  = 15°максимальный посадочный угол атаки,

з = 04° - угол заклинения крыла, з = 0°,

 = (-2°)(2°) – стояночный угол,  = 0°,

 = 15°-0°-0° = 15°.

База шасси:

[м].

          Вынос главных колес:

e = 0,1b = 0,1 · 11.4 = 1.14[м].

Вынос передней опоры:

[м].

Колея шасси 2НВ15[м], тогда В = 4[м].

Список использованной литературы

  1.  Клименко В.Н., Кобылянский А.А., Малашенко Л.А. Приближенное  определение основных параметров самолета: Учеб. пособие. – Харьков: ХАИ, 1986. – 40 с.
  2.  Інженерні основи функціонування і загальна будова аерокосмічної техніки/ В.С. Кривцов, Я.С. Карпов, М.М. Федотов. – Підручник для вищих навчальних закладів. Ч.2. – Харків: ХАІ, 2002.-  723 с .
  3.  Характеристики газотурбинных двигателей / Учеб. пособие. А.А. Кобылянский, А.Г. Гребеников. Харьков, 1985. 

 


 

А также другие работы, которые могут Вас заинтересовать

66403. Система самостійної роботи студентів-заочників філологічних факультетів педагогічних університетів 181 KB
  Упровадження інноваційних педагогічних технологій вимагає змін у підходах до організації навчального процесу вищої школи які передусім стосуються самостійної роботи студентів навчальних закладів ІІІ-–ІV рівня акредитації.
66404. Теоретичне та експериментальне обґрунтування застосування сучасних гелеутворювачів природного та синтетичного походження у технології м’яких лікувально-косметичних засобів 1.71 MB
  Однак відомостей щодо її складу біологічної дії у науковій літературі практично немає що робить актуальним комплексне дослідження бодяги та розробку засобів місцевої дії на її основі для специфічного догляду та корекції патологічних станів шкіри.
66405. КЛЕЮЧІ РОЗЧИНИ НА ОСНОВІ СУХИХ ЗОЛОВМІСНИХ БУДІВЕЛЬНИХ СУМІШЕЙ З ДОБАВКАМИ ОРГАНО-МІНЕРАЛЬНИХ МОДИФІКАТОРІВ 2.25 MB
  Тонкошарова технологія нанесення клеючих розчинів і необхідність надання їм комплексу поліпшених будівельно-технічних властивостей обумовили їхнє модифікування добавками найбільш поширеними з яких є водоутримуючі та добавки редиспергованих полімерів.
66406. САНАТОРНО-КУРОРТНА РЕАБІЛІТАЦІЯ ХВОРИХ ПІСЛЯ ЕНДОПРОТЕЗУВАННЯ КУЛЬШОВОГО СУГЛОБА 1.99 MB
  Одним із найбільш актуальних та таких що швидко розвиваються методів лікування остеоартрозу є ендопротезування ЕП суглобів застосування якого призводить до запобігання стійкої втрати та більш повного відновлення працездатності хворих підвищення якості їх життя...
66407. ІНСТИТУТ АДВОКАТУРИ НА ЗАХІДНОУКРАЇНСЬКИХ ЗЕМЛЯХ ДРУГОЇ ПОЛОВИНИ ХІХ – ПОЧАТКУ ХХ СТОЛІТТЯ (НА МАТЕРІАЛАХ ГАЛИЧИНИ) 170.5 KB
  Зокрема проблеми функціонування інституту адвокатури а також права і обов’язки адвокатів відображено у законі України Про адвокатуру від 19 грудня 1992 р. постанові Кабміну Про порядок оплати праці адвокатів з надання громадянам правової допомоги в кримінальних справах за рахунок держави від 14 травня 1999 р.
66408. КУЛЬТУРНО-МИСТЕЦЬКЕ ВІДРОДЖЕННЯ В ЧАСИ УКРАЇНСЬКОЇ РЕВОЛЮЦІЇ: МІСЦЕ І РОЛЬ ГРОМАДСЬКОЇ ІНІЦІАТИВИ (1917-1920 рр.) 168 KB
  Актуальність теми дисертаційної роботи полягає у дослідженні культурних процесів в Україні часів Визвольних змагань як результату громадської активності українських діячів культури визначенні ролі і місця в культурному будівництві громадських об’єднань...
66409. ЗАХОДИ ЗАБЕЗПЕЧЕННЯ АДМІНІСТРАТИВНО-ДЕЛІКТНОГО ПРОВАДЖЕННЯ 165 KB
  Актуальність теми. Вирішальна роль у протидії протиправним вчинкам належить державі, яка має спеціальний апарат примусу. Правові норми визначають, в яких випадках публічні органи управління можуть застосовувати заходи адміністративного припинення...
66410. ПІДВИЩЕННЯ ЕФЕКТИВНОСТІ РОЗРОБКИ ҐРУНТУ ГРЕЙФЕРНИМ РОБОЧИМ ОРГАНОМ 2.65 MB
  Метою дисертаційної роботи є підвищення ефективності процесів розробки ґрунту грейферними робочими органами за рахунок оснащення їх центральним гвинтовим якорем. Для досягнення поставленої мети необхідно було виконати такі завдання: дослідити закономірності процесу...
66411. ВПЛИВ СТЕНТУВАННЯ КОРОНАРНИХ АРТЕРІЙ ТА ФАКТОРІВ РИЗИКУ ІШЕМІЧНОЇ ХВОРОБИ СЕРЦЯ НА ПОДАЛЬШИЙ ПЕРЕБІГ ЗАХВОРЮВАННЯ 179.5 KB
  Підвищити ефективність лікування і контролю за перебігом ішемічної хвороби серця на підставі аналізу клінікофункціональних показників та оцінки якості життя пацієнтів до і після стентування коронарних артерій. Завдання дослідження: Дослідити поширеність факторів ризику ішемічної хвороби серця...