Проектирование самолета административного класса

Дипломная работа - Транспорт, логистика

Другие дипломы по предмету Транспорт, логистика

Рис.6. Двигатель ТРДД CFJ 801-116

Этот двигатель имеет следующие параметры:

потребная стартовая тяга Р0=1633[даН];

удельный расход топлива на взлете Ср взл=0,633[кг/даНч];

удельный вес gдв=0,2[кг/даН];

степень повышения давления p=11.7;

диаметр двигателя Dдв=533[мм];

масса двигателя mдв=325[кг];

степень двухконтурности m=0.9.

1.3 Определение геометрических характеристик самолета

1.3.1 Определение геометрических параметров крыла

Удельная нагрузка на крыло при взлете Р0=337[даН/м2].

Определяем площадь крыла из соотношения

[м2].

Размах крыла [м], где ?=7 - удлинение крыла.

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

?=2.6 - сужение крыла,

[м];

[м].

Средняя аэродинамическая хорда вычисляется:

[м].

Определяем координату САХ по размаху крыла:

[м].

Координата носка САХ по оси ОХ определяется:

, где cпк=30 - 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 [м2].

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].

Определим геометрические характеристики ВО:

площадь ВО [м2];

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].

.3.4 Определение параметров шасси

Вынос главных колес е=0,2ba=0.22.36=0.472[м].

Угол касания хвостовой пяткой :

j=aпос.max-aз-y, где aпос.max - максимальный посадочный угол атаки, aпос.max =17,

aз =04 - угол заклинения крыла, aз =3,

y=(-2)(2) - стояночный угол, y=2,

j=17-3-2=12.

База шасси [м].

Вынос передней опоры [м].

Колея шасси 2НВ<15[м], если Н=2.25[м], тогда В=4.50[м].

Раздел 2

Конструктивно-силовая схема

Введение

Данная раiетно-графическая работа предусматривает:

1)выбор и обоснование конструктивно-силовых схем крыла, фюзеляжа, горизонтального оперения, вертикального оперения и шасси;

2)выполнение чертежей (формат А4) крыла, фюзеляжа, горизонтального оперения, вертикального оперения, закрылков, элеронов и шасси самолета;

3)выполнение схемы силовой увязки агрегатов самолета;

4)краткое механическое описание конструктивно-силовых схем агрегатов самолета и схемы силовой увязки агрегатов самолета.

Раiетные данные берутся из раiетно-графической работы №1.

При выборе конструктивно-силовых схем агрегатов самолета необходимо учитывать следующие условия:

1)масса конструкции планера самолета для заданных условий должна быть наименьшей, что достигается рациональной передачей сил по элементам конструкции при требуемой жесткости;

2)конструкция должна быть технологичной, т.е. такой, чтобы для ее изготовления могла быть применена наиболее простая и рациональная технология;

3)конструкция должна обеспечивать наибольшие удобства в эксплуатации самолета благодаря рациональному размещению люков и эксплуатационных разъемов агрегатах, для подхода к силовой установке, оборудованию и т.д.

2.1 Выбор конструктивно-силовой схемы крыла

Выбор конструктивно-силовой схемы крыла определяется:

1)компоновкой крыла - наличием в обшивке люков для обслуживания расположенных в крыле агрегатов оборудования, наличием в крыле бака для топлива;

2)компоновкой фюзеляжа - наличием достаточных объемов для центральной части крыла в фюзеляже (при однолонжеронном крыле объемы в фюзеляже требуются минимальные);

)требованием жесткости.

Для приближенного выбора конструктивно-силовой схемы крыла воспользуемся понятием условного лонжерона, ширина пояса которого составляет 60% хорды крыла в раiетном сечении. В задании берется корневая хорда b0. Толщина пояса условного лонжерона определяется по формуле:

, где

Р0 - удельная нагрузка на крыло при взлете;

S - площадь крыла;

Za - координата средней аэродинамической хорды от продольной оси самолета по размаху крыла;

mi - масса груза, расположенного на крыле;

zi - координата центра масс груза, расположенного на крыле, от продольной оси самолета по размаху крыла;

np=3 - коэффициент раiетной перегрузки;

mкр - масса крыла;

- относительная толщина профиля крыла;

b0 - корневая хорда крыла.

Для изготовления пояса лонжерона выбираем материал из алюминиевого сплава Д16Т, для которого

sр =330[МПа]=330106[Па];

Запишем исходные данные для определения dу:

Р0=3370 [Н/м2];=0,12;zi=1.5[м];

mi=210.7 [кг];b0=3,2[м];za=3.2[м];

mкр=1351 [кг];S=33,317[м2];

[м].

Т.к. толщина пояса условного лонжерона меньше, чем 3 мм, то, как показывает опыт проектирования самолета, обшивка крыла будет тонкой и ее критическое напряжение низким. Материала недостаточно, чтобы сформировать обшивку со стрингерами, подкрепляющими обшивку и тем самым повышающими ее критические напряжения. В таком случае рационально использовать лонжеронное крыло, в котором изгибающий момент в основном, т.е. 50%, воспринимается лонжероном.

Определим величину интенсивности мом

Blog

Проектирование самолета административного класса

Дипломная работа - Транспорт, логистика

Другие дипломы по предмету Транспорт, логистика