Проектирование самолета административного класса
Дипломная работа - Транспорт, логистика
Другие дипломы по предмету Транспорт, логистика
Рис.3. Самолет Golfstream - III
Golfstream - III (рис.3) является одним из лучших самолетов А-класса 70-х годов производства США. В классическом варианте он расiитан на 18 человек.
Самолет оборудован двумя двигателями фирмы Rolls - Royce, которые размещены на фюзеляже в хвостовой части. Мощность силовой установки - 5070 даН.
Крыло и оперение выполнены по нормальной аэродинамической схеме, оперение имеет Т - образную форму.
Шасси трехопорное с носовой стойкой. Основные стойки убираются в крыло по оси самолета.
Фюзеляж цельнометаллический типа полумонокок с круглым поперечным сечением.
Рис.4. Самолет Ил - 108
Самолет Ил - 108 (рис.4) является не просто лучшим самолетом класса А в странах бывшего Советского Союза, но и в мире. Он может быть реальным конкурентом таким конструкторским бюро как Cessna и Golfstream Aerospace.
Обеспечивает безопасные взлет и посадку, а также продолжительность полета в случае отказа одного из двигателей. Суммарная мощность силовой установки, состоящей из двух двигателей ТРД, составляет 4400 даН.
Самолет расiитан на 15 человек. Выполнен он по нормальной аэродинамической схеме и представляет собой моноплан с низкорасположенным крылом. Имеет трехопорную стойку шасси и Т - образное оперение.
Масса коммерческого груза - 1500 кг, продолжительность полета - 4850 км.
Рис.5. Самолет Як - 48
Як - 48 (рис.5) является одним из лучших отечественных проектов административных самолетов. Данный самолет мог бы стать одним из главных конкурентов западным фирмам, которые занимаются разработкой проектов самолетов бизнес - класса.
Самолет предназначен для перевозки 12 пассажиров. Для обеспечения безопасности полета в хвостовой части фюзеляжа установлены два двигателя ТРД. Их расположение выгодно тем, что снижается шум в пассажирском салоне.
Самолет имеет следующие характеристики:
дальность полета - 4500 км;
максимальная скорость полета - 830 км;
высота крейсерского полета - 11 км.
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 пассажирский самолет с 15-ю пассажирами на борту и дальностью полета L=3000 км, длиной разбега Lразб=1200 м, то назначаем высоту крейсерского полета Нкрейс=11 км, крейсерскую скорость Vкрейс=870 км/ч, Мн=11км=870/1074=0,81.
Подберем количество членов экипажа: на отделение I класса iислом пассажиров до 30 необходимо 2 бортпроводника, т.е. всего нужно 4 члена экипажа.
Полученные ТТТ заносим в таблицу 2.
Таблица 2. Тактико-технические требования
Мн=11кмМmaxLн=11км, мnпас, челLр, мНпот, мVкрейс, км/чНкрейс, мVу н=0, км/чnэк, чел0,810,915300015120012000870110001804
1.2.1 Выбор и обоснование схемы самолета и его основных параметров
После внимательного изучения всех самолетов, выбранных для сбора статистических данных, я выбрала для проектируемого самолета нормальную аэродинамическую схему, т.к. она дает следующие преимущества:
плавное обтекание крыла;
ГО не затеняет крыло;
носовая часть короткая, что приводит к лучшей путевой устойчивости.
В настоящее время все межконтинентальные и магистральные самолеты имеют нормальную аэродинамическую схему.
По расположению крыла была выбрана схема низкоплан, при этом достигается ряд преимуществ:
1)короткое и легкое шасси, которое убирается в гондолы под крылом;
2)механизация может быть расположена по всей длине крыла;
)использование эффекта экрана на взлете и посадке (повышается Су);
)хорошая плавучесть;
)относительная безопасность пассажиров при вынужденной посадке.
Двигатели размещены в хвостовой части фюзеляжа.
По статистическим данным были определены основные параметры крыла ?, ?, ?, , относительная хорда закрылка , углы отклонения закрылков , относительная площадь элерона , параметры фюзеляжа, ГО, ВО, и занесены в таблицу 3.
Таблица 3. Основные параметры самолета
????фDфLф7252,6120,6300,0482,419,2?го?во?го?вогово?го?во0,2350,2431373511161,41,4
1.2.2 Определение взлетной массы самолета
Используя статистические данные, вычисляем:
масса экипажа mэк=80 nэк=804=320 [кг];
масса коммерческой нагрузки mгр=120 nпас=12015=1800 [кг];
относительная масса топлива , где L-дальность полета, L=3000[м],
V-скорость полета, V=870[км/ч],
a=0.05, b=0.06, тогда ;
относительная масса конструкции ;
относительная масса силовой установки ;
относительная масса оборудования.
Взлетная масса самолета в нулевом приближении определяется по формуле:
[кг].
Определяем массу конструкции самолета: [кг].
Масса крыла [кг].
Масса фюзеляжа[кг].
Масса оперения[кг].
Масса шасси[кг].
Масса топлива[кг].
Все значения масс заносим в таблицу 4.
Таблица 4. Значение масс агрегатов самолета
m0, кгmгр, кгmэк, кгmк, кгmкр, кгmф, кгmоп, кгmш, кгmт, кгmсу, кгmдв, кг11459180032034371351122722763231511375768
Из статистических данных определяем тяговооруженность самолета данного класса: t0 =0.3[даН/даН].
Тогда потребная тяга будет равняться Р0=t0m0g=0.3 114599.81=3368.9[даН].
Так как данный самолет является самолетом I-го класса и он должен обеспечивать безопасный взлет и продолжение полета в случае отказа одного из двигателей, было решено установить два двигателя с потребной стартовой тягой Р0=1633[даН]. Для проектируемого самолета я выбрала двигатель ТРДД CFJ 801-116 (рис.6).
Copyright © 2008-2014 studsell.com рубрикатор по предметам рубрикатор по типам работ пользовательское соглашение