Проектирование самолета административного класса
Дипломная работа - Транспорт, логистика
Другие дипломы по предмету Транспорт, логистика
В°паны уровня 4. Для откачки топлива из шланга предусмотрен дренажный клапан 6.
Рис.8. Магистраль закрытой заправки топливом.
На основе спроектированной топливной системы был произведен раiет топливной системы на высотность. Полученные результаты представлены в приложении.
3.1.3 Сливная магистраль и система аварийного слива
Топливо на земле сливают для выполнения ремонтных работ через баковые и магистральные краны. Слив топлива в полете предусмотрен на некоторых типах ЛА, когда их посадочный вес больше допустимого. Он может быть использован в аварийных случаях для изменения центровки.
Слив топлива может производиться самотеком, поддавливанием и при помощи насосов. Применение того или иного способа зависит от компоновки ЛА, размещения баков и двигателей. Топливо в баках, расположенных вдали от двигателей, сливается самотеком или поддавливанием.
Сливная магистраль должна обеспечивать безопасный слив топлива как на земле, так и в воздухе. Необходимо, чтобы слив топлива происходил с концов консолей крыла. При этом топливо не будет попадать на двигатели. Целесообразно проводить слив топлива с помощью насосов.
На рис.9 показана схема слива.
Рис.9. Магистраль слива топлива.
Из бака 1 топливо перекачивается в конец крыла с помощью насоса 2. При сливе открывается кран 4 сливной магистрали и закрывается перекрывной кран 3 заборной магистрали.
Раiет случая аварийного слива представлен в приложении.
3.1.4 Система дренажа
При выработке топлива из бака необходимо, чтобы он заполнялся воздухом. Для самолетов гражданской авиации с большими высотами полета необходимо применять комбинированную систему дренажа. При этом баки сообщаются с атмосферой через наружные патрубки дренажных трубопроводов, установленных против потока. Кроме этого комбинированная система дренажа позволяет производить забор воздуха от компрессора двигателя.
Т.к. на самолете установлено в каждой консоли по два топливных бака, целесообразно применить коллекторный дренаж с последовательным соединением (рис.10).
Рис.10. Дренаж топливных баков
Для обеспечения дренажа полностью заправленного топливного бака и предотвращения выброса топлива дренажный трубопровод подключается к баку в верхней точке.
Для предотвращения выброса топлива через дренажный трубопровод при эволюциях ЛА применены петлеобразные участки трубопровода. Для ограничения величины скоростного напора в системе дренажа установлены предохранительные клапаны.
Раiет дренажа представлен в приложении.
3.1.5 Масляная система
На ЛА с ТРДД преимущественно применяется одноконтурная масляная система. Одноконтурная масляная система выполняется по следующей схеме циркуляции масла: бак - двигатель - радиатор - бак (рис.11).
Рис.11. Схема одноконтурной масляной системы
Центробежный воздухоотделитель установлен перед радиатором. Это вызвано тем, что в горячем масле облегчается процесс воздухоотделения. Кроме того, центрифуга создает напор, достаточный для преодоления гидравлических сопротивлений радиатора и других агрегатов, установленных на откачивающей магистрали.
3.1.6 Раiет воздухозаборника
Системы всасывания состоят из входных устройств (воздухозаборников, диффузоров), механизмов регулирования расхода воздуха и приспособлений для защиты двигателя от попадания в него посторонних предметов.
Входные устройства предназначены для подвода к двигателю потребного количества воздуха. Они могут быть составной частью двигателя или частью конструкции самолета. Эти устройства должны обеспечивать возможно большие значения коэффициента сохранения полного давления, малое внешнее сопротивление, достаточную равномерность потока на входе в компрессор, устойчивую и надежную работу двигателя на всех режимах полета ЛА и работы двигателей. При этом они должны обладать малым весом, технологичностью, необходимой прочностью, жесткостью и герметичностью.
Подвод потребного количества воздуха обеспечивается правильным выбором площади входа и изменением ее геометрии в зависимости от режимов работы двигателя и режимов полета ЛА. На рис.12 показан контур воздухозаборника.
Рис.12. Схема дозвукового воздухозаборника
Входное устройство должно иметь малые гидравлические потери и лобовое сопротивление. Профиль диффузора выбирают таким, чтобы он имел плавные обводы с большим радиусом кривизны в миделевом сечении и плавное нарастание кривизны по длине.
Полученные результаты раiета воздухозаборника представлены в приложении.
Раздел 4
Проектирование шасси
Введение
Шасси является взлетно-посадочным устройством, которое обеспечивает самолёту разбег, взлёт, посадку, послепосадочный пробег и маневрирование по аэродрому. Оно воспринимает при этом действующие на самолёт нагрузки и рассеивает после посадки на пробеге большую часть его кинетической энергии.
Шасси самолета выполнено по трехопорной схеме и убирается в полете. Оно состоит из передней ноги, правой и левой ног и ряда гидравлических, механических и электрических устройств.
Главные ноги размещены под крылом самолета справа и слева от фюзеляжа и убираются в гондолы под крылом.
4.1 Проектирование элементов конструкции основной стойки шасси
4.1.1 Описание схемы шасси
Шасси самолета выполнено
Copyright © 2008-2014 studsell.com рубрикатор по предметам рубрикатор по типам работ пользовательское соглашение