Системы, узлы и агрегаты пассажирского самолёта
Дипломная работа - Транспорт, логистика
Другие дипломы по предмету Транспорт, логистика
м давлении работает только на растяжение, не испытывая изгибных напряжений.
По статистическим данным табл.1.1 определяем и записываем в табл.1.3 основные параметры крыла, относительную хорду закрылка , углы отклонения закрылка , относительную площадь элерона ; параметры фюзеляжа, оперения.
Таблица 1.3
1/4,град,град,м,м303.90.140.24430/458.20.0810.54.244.10.25
1/4,град1/4,град3.1.535400.050.062.32
1.4 Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении
Взлетная масса самолета нулевого приближения определяется по формуле [1], полученной из уравнения относительных масс с использованием статистических данных
(1.1)
где - взлетная масса самолета нулевого приближения;
- масса коммерческой нагрузки;
- масса экипажа.
Коммерческую нагрузку для пассажирского самолета определим из условия, что на одного пассажира приходится 95 кг массы, т.е.
Масса экипажа находится из условия, что на одного члена экипажа приходится 80 кг масс, т.е.
При определении взлетной массы самолета необходимо знать следующие относительные массы: конструкции , силовой установки , оборудования и управления , топлива .
Значение определим, согласно [3], по формуле
(1.2)
где - дальность полета, км;
- скорость полета, км/час;
- коэффициенты, зависящие от типа самолета.
Согласно [3] коэффициенты и для пассажирских дозвуковых самолетов имеют значения: где меньшие значения коэффициента соответствуют самолетам большего тоннажа.
Так как крейсерская скорость самолета составляет , то назначаем следующие значения коэффициентов:
Используя формулу (1.2) находим
Согласно [1] относительные массы , , и для средних пассажирских самолетов находятся в следующих диапазонах значений:
Учитывая дальность и назначение самолета, назначаем следующие значения относительных масс , , и :
Определенные относительные параметры самолета заносим в табл.1.4.
Таблица 1.4
0.250.080.090.39
Используя формулу (1.1) и данные табл.1.5 вычислим взлетную массу самолета
1.5 Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета, массы силовой установки, топлива, оборудования и управления
Зная взлетную массу самолета и относительные массы конструкции, силовой установки, топлива, оборудования и управления находим их массы:
Используя взлетную массу самолета и его назначение, определяем, согласно [1], относительную массу крыла, оперения, фюзеляжа и шасси. Определенные значения относительных масс заносим в табл.1.5.
Таблица 1.5
0.3840.3580.0760.182
Используя значения относительных масс элементов конструкции (табл.1.5) определяем их массы:
Вычисленные значения масс заносим в табл.1.6.
Таблица 1.6
кг
кг
кг
кг
кг
кг
кг
кгкг
кг
кг13515825200480337901297512097256861501216425271210813
1.6 Выбор двигателя и его характеристик
Находим стартовую тягу одного двигателя по формуле [1]
(1.3)
где - тяговооруженность самолета;
- число двигателей;
Используя статистические данные, среднее значение тяговооруженность самолета составляет 0.307.
Используя формулу (1.3) находим стартовую тягу двигателя
По стартовой тяге подбираем двигатель.
Турбореактивный двухконтурный двигатель CF6-80 (рис.1.7) - двухвальный с одноступенчатым вентилятором и подпорными ступенями. Камера сгорания - кольцевая.
Технические характеристики двигателя:
Взлетный режим ():
реактивная тяга - 208,8 Кн;
удельный расход топлива - 0.0348 кг/Нч;
степень двухконтурности - 4,66;
температура газа перед турбиной - 1550 К;
Крейсерский режим ():
реактивная тяга - 41,5 Кн;
удельный расход топлива - 0.0603 кг/Нч;
общая степень повышения давления - 28,1
Габаритные размеры:
длина - 4239мм;
максимальный диаметр - 2487мм;
Сухая масса двигателя - 3981кг.
Рис.1.6. Схема общего вида двигателя СF6-80.
.7 Определение геометрических размеров основных агрегатов самолета (крыла, фюзеляжа, оперения, шасси). Определение положения центра масс. Разработка общего вида самолета
Площадь крыла определим из соотношения
(1.4)
где - удельная нагрузка на крыло при взлете, которая по статистическим данным в среднем составляет 550 Дан/м2 (см. табл.1.1).
Следовательно, площадь крыла равна:
Вычисляем размах крыла:
Корневая (по оси симметрии самолета) и концевая хорды крыла определим исходя из значений , и :
Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) вычислим по формуле
Координата САХ по размаху крыла определим из соотношения
Координата носка САХ по оси симметрии самолета
Размеры фюзеляжа и определяем по статистическим данным. Согласно [1] для проектируемого самолета выбираем следующие значения удлинения частей и самого фюзеляжа:
Определяем размеры фюзеляжа , и :
Площади горизонтального и вертикального оперения соответственно равны:
Найдем размах горизонтального и высоту вертикального оперения:
Корневая и концевая хо