Учебное пособие 1529
.pdf50-2019
ПРОЕКТИРОВАНИЕ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА
МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ
к выполнению курсового проекта по дисциплине «Проектирование самолетов»
для студентов специальности 24.05.07 «Самолето- и вертолетостроение»
очной и заочной форм обучения
Воронеж 2019
МИНИСТЕРСТВО НАУКИ И ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования
«Воронежский государственный технический университет»
Кафедра самолетостроения
ПРОЕКТИРОВАНИЕ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА
МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ
к выполнению курсового проекта по дисциплине «Проектирование самолетов»
для студентов специальности 24.05.07 «Самолето- и вертолетостроение»
очной и заочной форм обучения
Воронеж 2019
УДК 629.73.001.63(07)
ББК 39.52я7
Составитель канд. техн. наук, доц. С. К. Кириакиди
Проектирование пассажирского самолета: методичес-
кие указания к выполнению курсового проекта по дисциплине «Проектирование самолетов» для студентов специальности 24.05.07 «Самолето- и вертолетостроение» очной и заочной форм обучения / ФГБОУ ВО «Воронежский государственный технический университет»; сост. С. К. Кириакиди. — Воронеж: Изд-во ВГТУ, 2019. — 34 с.
Настоящие методические указания предназначены для выполнения курсового проекта по дисциплине «Проектирование самолетов», а также могут быть использованы при выполнении дипломного проекта.
Предназначены для студентов специальности 24.05.07 «Самолето- и вертолетостроение» очной и заочной форм обучения.
Ил. 15. Библиогр.: 2 назв.
УДК 629.73.001.63(07)
ББК 39.52я7
Рецензент — канд. техн. наук, доц. В. В. Самохвалов
Печатается по решению учебно-методического совета Воронежского государственного технического университета
2
ВВЕДЕНИЕ
Целью методических указаний является знакомство с порядком определения основных летно-технических характеристик самолета, а также проведение эскизного проектирования фюзеляжа самолета с предварительным определением действующих нагрузок и общей конструктивно-силовой схемы.
Представлены материалы, позволяющие разработать конструкцию фюзеляжа самолета первого приближения с учетом взлетного веса летательного аппарата и рассчитанных нагрузок. Учитываются основные силовые факторы: вес, коэффициент эксплуатационной перегрузки, коэффициент безопасности.
Дана методика разработки типового шпангоута и определения его геометрических параметров поперечного сечения. Приведены рекомендации по выполнению компоновки пассажирского салона, а также расчета центровки первого приближения. Материалы могут быть полезны для студентов старших курсов, выполняющих курсовое и дипломное проектирование, а также инженеров авиационной специальности.
1. ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ К ВЫПОЛНЕНИЮ КУРСОВОГО ПРОЕКТА
Целью курсового проектирования является расчет отдельных характеристик и параметров заданного (вариантом) самолета, а также подробный расчет и конструирование его фюзеляжа.
Исходными данными являются:
1. Схема самолета в двух проекциях в соответствующем масштабе.
2. Взлетный вес самолета — G0 (кг). 3. Размах крыла — l (м).
4. Профиль сечения крыла.
5. Крейсерская скорость — Vкрейc (км/ч). 6. Высота полета — Н (м).
7. Коэффициент сопротивления самолета — Сх.
3
8. Удельный расход топлива одного двигателя — Ср1. По указанию преподавателя задается тип фюзеляжа:
балочно-лонжеронный или балочно-стрингерный. Материал конструкции Д16Т.
2.ЗАДАНИЕ К КУРСОВОМУ ПРОЕКТУ
1.Выполнить компоновку самолета. При этом, помимо основных требований к компоновке, определить количество пассажиров или груза, а также общее количество топлива, включая аэронавигационный запас (АНЗ).
2.Рассчитать центровку самолета в двух вариантах:
–пустой самолет (без топлива и пассажиров);
–полностью подготовленный (снаряженный) самолет. Рассчитанные данные должны попадать в допускаемый
диапазон центровок.
3.Определить дальность полета самолета.
4.Определить нагрузки, действующие на фюзеляж. Построить эпюры Оу, Мz, Мкр.
5.Выполнить предварительное проектирование силового набора фюзеляжа. При этом определить общее количество стрингеров и балок и выполнить их распределение по сечению фюзеляжа. Задать сечения стрингеров и балок первого приближения, исходя из рекомендаций.
Распределить стрингеры и балки по всей длине фюзе-
ляжа.
6.Выполнить проектировочный расчет трех сечений фюзеляжа (включая наиболее нагруженные).
7.Определить напряжения в наиболее нагруженном сечении фюзеляжа.
8.Рассчитать типовой (несиловой) шпангоут.
9.Графические материалы.
9.1.Две проекции самолета с основными размерами — компоновка 1 лист А1.
9.2.Конструкция фюзеляжа – 1,5 – 2,0 листа А1.
9.3.Конструкция типового шпангоута с поясняющими сечениями – 0,5 – 1,0 листа А1.
4
3. ПОРЯДОК ВЫПОЛНЕНИЯ КУРСОВОГО ПРОЕКТА
3.1. Компоновка самолета
Для пассажирского самолета проводится разбивка общего объема фюзеляжа с определением пассажирского салона или салонов (с уточнением класса салона), а также вспомогательных и служебных отсеков, включая кабину экипажа, кресла отдыха бортпроводников, буфет, багажные отделения, туалеты и т.д.
В зависимости от класса салона проводится разбивка кресел (при этом определяются параметры кресла и шаг, а также ширина проходов, определяется положение основных и аварийных дверей) [1]. Прорабатываются способы загрузки багажа и грузов.
В объемах крыла размещается максимально возможное количество топлива на 70–75 % консольной части крыла, начиная от второй нервюры, с учетом параметров конструкции крыла и выбранного профиля (сечения) (см. приложение).
По объему определяется вес максимального запаса топлива.
3.2.Центровка самолета
1.По статистике, с учетом известного взлетного веса
самолета G0, определить веса основных агрегатов: крыла, фюзеляжа, оперения, шасси, двигателей, систем (GК, GФ, GОП,
GШ, Gдв и т.д.), см. [1].
Вес топлива определен из пункта 3.1. Вес пассажиров Gпас подсчитывается по формуле
пас |
, |
(1) |
где G1 = 90 кг — вес одного пассажира; n1 — общее количество пассажиров.
Вес экипажа подсчитывается аналогично.
Вес бортпроводников Gбп находится по формуле
бп |
, |
(2) |
|
5 |
|
где G2 = 70 кг — вес одного бортпроводника; n2 — общее количество бортпроводников.
Вес одного кресла Ск = 12–18 кг.
2.Начертить боковую проекцию самолета. Нанести ц.т.
исоответствующие вектора всех массовых сил, определенных по пункту 1 (рис. 1).
Рис. 1. Массовые силы, действующие на самолет
В системе координат ХОУ (ось OY касается передней кромки фюзеляжа) определяют координаты центров тяжести всех агрегатов и грузов (координаты массовых сил) Х1,
Х2‚…,Хn.
Далее необходимо провести расчет центровок ХТ для двух заданных случаев по формуле
̅ |
Х Х |
, |
(3) |
Хт |
|
где Хт — координата ц.т. всего самолета в зависимости от расчетного случая в системе координат ХОУ;
ХbСАХ — координата передней кромки (точки) средней аэродинамической хорды крыла в системе координат ХОУ;
bсах — средняя аэродинамическая хорда крыла.
6
Координата ц.т. всего самолета Хт определяется по формуле
Х |
∑ |
, |
(4) |
|
|
||||
∑ |
||||
|
|
|
или Х |
к |
ф оп |
|
|
3.3. Дальность полета самолета
Дальность L (км) может быть определена по формуле
̅ |
, |
(5) |
√ ̅ |
где — аэродинамическое качество самолета на крейсерском режиме полета;
Vкрейc — крейсерская скорость самолета на высоте Н;
Cp( |
|
|
) — суммарный расход топлива всех двигателей |
|
|
|
|||
самолета; |
|
|
||
̅ |
|
|
— относительная масса топлива без |
|
|
|
аэронавигационного запаса GАНЗ.
Аэронавигационный запас топлива GАНЗ на 45 минут полета самолета
, (6)
где (кг) — тяга одного двигателя;
— количество двигателей.
Аэродинамическое качество рассчитывается для высоты Н по известным формулам
(7)
(8)
7
где — плотность воздуха на высоте Н; S (м2) — площадь крыла;
Су — коэффициент подъемной силы самолета для высоты Н.
3.4. Нагрузки, действующие на фюзеляж
На фюзеляж на расчетном режиме полета действуют следующие нагрузки:
а) массовые распределенные силы от веса самой конструкции фюзеляжа;
б) сила веса агрегатов оборудования, расположенных в фюзеляже;
в) сила веса экипажа со служебной нагрузкой, пассажиров с креслами и багажом, багажных и грузовых отсеков, включая соответствующие багаж и груз;
г) силы реакции крыла на фюзеляж, приложенные в узлах‚ крепления крыла (по лонжеронам);
д) силы реакции горизонтального и вертикального оперений на фюзеляж (по соответствующим узлам крепления); е) сила веса передней стойки шасси, установленной на
фюзеляже.
В случае крепления основных стоек шасси к фюзеляжу соответственно учитывается их вес при расчете нагрузок.
Для расчета нагрузок по пунктам б) и в) фюзеляж необходимо разбить на несколько отсеков (5–7), подсчитать суммарное значение весов всех составляющих каждого отсека и приложить суммарную силу в центре тяжести соответствующего отсека. Далее следует привести (схематизировать) фюзеляж к балке на двух опорах — узлах крепления лонжеронов крыла к фюзеляжу.
Следует руководствоваться следующими рекомендациями.
8
Первый отсек дает суммарную вертикальную силу Р1, включающую вес экипажа GЭ, вес оборудования и систем 1-го отсека Gоб1, вес носовой стойки шасси Gнш:
( |
) |
(9) |
где |
— расчетная перегрузка самолета; |
|
|
Э |
(10) |
где f = 2,0 — коэффициент безопасности;
Э = 2,5–3,5 — эксплуатационная перегрузка; nЭ = 2,5 — для тяжелых самолетов, Go > 60 т.
При этом в среднем можно принять:
GЭ = 100NЭ — с учетом веса кресел, где NЭ — число членов экипажа.
Gоб = 400–700 кг — вес оборудования носовой части для самолетов со взлетным весом Go = 90–180 (т).
Gнш = 120–270 кг — вес носовой стойки шасси с колесами.
При расчете других отсеков и определении Р2, Р3 и т.д. следует принять:
Gпасс = 90 кг — вес пассажира;
Gбп = 70 кг — вес бортпроводника;
Gкресл = 12–18 кг — вес одного кресла.
Gснаряж = 500–2000 кг — вес снаряжения оборудования, агрегатов других отсеков.
При расчете веса снаряженного крыла необходимо учесть вес основных стоек шасси Gш:
= 200–310 кг — вес одной главной стойки без учета
колес.
Gобхв = 150–200 кг — вес оборудования хвостовой части
= 20 кг — вес багажа одного пассажира, расположенного в багажном отделении.
Gбагаж∑ = 20 nпасс — суммарный вес багажа всех пассажиров; nпасс — максимальное число пассажиров на борту.
9