Размещено на http://www.allbest.ru/

План

1. Разработка технического задания

1.1 Анализ статистического материала

1.2 Технико-экономические требования и тактико-технические требования

2. Разработка технических предложений

2.1 Выбор аэродинамической схемы, относительных геометрических параметров и характеристик

2.1.1 Выбор параметров крыла

2.1.2 Выбор параметров фюзеляжа

2.1.3 Выбор характеристик оперения

2.1.4 Выбор характеристик шасси

2.2 Выбор механизации крыла

2.3 Выбор удельной погрузки на крыло

2.4 Выбор типа силовой установки и её размещение

2.4.1 Выбор числа двигателей на самолете

2.4.2 Размещение двигателей на самолете

2.5 Определение относительного запаса топлива

2.6 Выбор тяговооруженности самолета

2.7 Определение относительной массы силовой установки

2.8 Определение относительной массы конструкции планера

3. Эскизное проектирование самолета

3.1 Определение взлетной массы самолета первого приближения

3.1.1 Масса экипажа

3.1.2 Масса снаряжения

3.1.3 Относительная масса оборудования и системы управления

3.2 Определение геометрических параметров

3.2.1 Определение параметров крыла

3.2.2 Определение параметров оперения

3.2.3 Определение параметров фюзеляжа

3.3 Определение относительной массы второго приближения

3.3.1 Масса крыла

3.3.2 Масса фюзеляжа

3.3.3 Масса оперения

3.3.4 Масса шасси

3.3.5 Масса силовой установки и двигателей

3.3.6 Масса оборудования и управления

3.3.7 Относительная масса топлива

3.3.8 Масса конструкции самолета

3.4 Компоновка и центровка самолета

3.4.1 Компоновка

3.4.2 Центровка

3.4.3 Центр масс самолета

3.5 Оценка спроектированного самолета

3.5.1 Аэродинамическая оценка спроектированного самолета

3.5.2 Оценка компоновки и центровки самолета

3.5.3 Оценка силовой схемы

3.5.4 Оценка производственной технологичности и эффективности

3.5.5 Оценка эксплуатационной технологичности, эффективности, живучести и надежности

3.5.6 Оценка транспортной эффективности

3.5.7 Оценка целевой эффективности

3.5.8 Оценка фондоемкости

3.5.9 Оценка экономической эффективности

4. Рабочее проектирование агрегата

4.1 Исходные данные

4.2 Расчет агрегата

Список литературы

1. Разработка технического задания

1.1 Анализ статистического материала

Из литературного источника [2], намечаем три самолета, близких по назначению и характеристикам к проектируемому, изучаем их особенности, и в специальную статистическую таблицу (табл. 1.1) заносим их основные параметры и летно-технические характеристики.

Анализ и обработка статистического материала должны выявить основные тенденции развития самолетов данного класса, что позволит затем обоснованно выбирать и назначать важнейшие параметры и характеристики проектируемого самолета (относительные геометрические параметры, летно-технические требования, схемы компоновок грузов, кабин, оборудования, погрузки-выгрузки и т. д.).

Таблица 1.1 - Статистические данные самолета А-320

Характеристики		Наименование самолета, годы выпуска, фирма (страна)	Airbus - A-320 1989-наши дни (Европа)
		Число членов экипажа, nЭК	2
		Удельная нагрузка р 0 на м 2 крыла, кг/м 2	334
		Тяговооруженность P	0,312
	массовые, кг	Взлетная масса m0	73900
		Масса нагрузки mH	16300
		Масса пустого самолета mПУСТ	41000
		Масса топлива mТОП	23860
		Число пассажиров nПАС	164-185
		Массовая отдача kM = (m0 - mТОП)/ m0	0,677
	силовой установки	Тип и кол-во двигателей	2 х ТРДД
		Взлетная тяга P0, кН	120
		Удельный расход топлива сУД, кг/даНч	0,75
	летные	Максимальная скорость Vmax, км/ч	850
		Максимальное число полета Мmax	0.82
		Крейсерская скорость VКР, км/ч	750-850
		Высота крейсерского полета НКР, км	10-12
		Потолок Нmax, км	13
		Посадочная скорость VПОС, км/ч	235
		Длина разбега LРАЗБ, м	2 090
		Длина пробега LПРОБ, м	1 530
		Дальность полета L, км	4,9
Характеристики	геометрические	Площадь крыла S, м 2	122,6
		Размах крыла l, м	34,09
		Длина самолёта, м	37,57
		Удлинение крыла	9,48
		Стреловидность крыла 0,25; ПК, град	25
		Относительная толщина крыла с 0, сКЦ	0,10	0,10
		Диаметр (ширина) фюзеляжа DФ, м	3,96
		Удлинение фюзеляжа лф = lф / Dф	9,49
		Сужение крыла з = b0 / bk	3,56
	прочие	Тип и длина взлетно-посадочной полосы (ВВП)	Бетон - 2,5 км

Таблица 1.2 - Статистические данные самолета Ту-204-100

Характеристики		Наименование самолета, годы выпуска, фирма (страна)	ОКБ Туполев - Ту-204-100 1990-наши дни (Европа)
		Число членов экипажа, nЭК	3
		Удельная нагрузка р 0 на м 2 крыла, кг/м 2	380
		Тяговооруженность P	0,3
	массовые, кг	Взлетная масса m0	103 000
		Масса нагрузки mH	21000
		Масса пустого самолета mПУСТ	54800
		Масса топлива mТОП	35 500
		Число пассажиров nПАС	185-212
		Массовая отдача kM = (m0 - mТОП)/ m0	0,655
	силовой установки	Тип и кол-во двигателей	2 х ТРДД
		Взлетная тяга P0, кН	120
		Удельный расход топлива сУД, кг/даНч	0,7
	летные	Максимальная скорость Vmax, км/ч	850
		Максимальное число полета Мmax	0.82
		Крейсерская скорость VКР, км/ч	810
		Высота крейсерского полета НКР, км	10-12
		Потолок Нmax, км	12,6
		Посадочная скорость VПОС, км/ч	235
		Длина разбега LРАЗБ, м	2150
		Длина пробега LПРОБ, м	1800
		Дальность полета L, км	6,5
Характеристики	геометрические	Площадь крыла S, м 2	184,17
		Размах крыла l, м	41,83
		Длина самолёта, м	46,13 м
		Удлинение крыла	9,5
		Стреловидность крыла 0,25; ПК, град	35
		Относительная толщина крыла с 0, сКЦ	0,10	0,10
		Диаметр (ширина) фюзеляжа DФ, м	4,02
		Удлинение фюзеляжа лф = lф / Dф	9,56
		Сужение крыла з = b0 / bk	3,48
	прочие	Тип и длина взлетно-посадочной полосы (ВВП)	Бетон - 2,5 км

Таблица 1.3 - Статистические данные самолета А-321

Характеристики		Наименование самолета, годы выпуска, фирма (страна)	Airbus - A-321 1989-наши дни (Европа)
		Число членов экипажа, nЭК	2
		Удельная нагрузка р 0 на м 2 крыла, кг/м 2	334
		Тяговооруженность P	0,312
	массовые, кг	Взлетная масса m0	83400
		Масса нагрузки mH	21000
		Масса пустого самолета mПУСТ	49200
		Масса топлива mТОП	23860
		Число пассажиров nПАС	185-199
		Массовая отдача kM = (m0 - mТОП)/ m0	0,714
	силовой установки	Тип и кол-во двигателей	2 х ТРДД
		Взлетная тяга P0, кН	125
		Удельный расход топлива сУД, кг/даНч	0,75
	летные	Максимальная скорость Vmax, км/ч	850
		Максимальное число полета Мmax	0.82
		Крейсерская скорость VКР, км/ч	750-850
		Высота крейсерского полета НКР, км	10-12
		Потолок Нmax, км	13
		Посадочная скорость VПОС, км/ч	235
		Длина разбега LРАЗБ, м	2 090
		Длина пробега LПРОБ, м	1 530
		Дальность полета L, км	4,35
	геометрические	Площадь крыла S, м 2	122,6
		Размах крыла l, м	34,09
		Длина самолёта, м	44,51
		Удлинение крыла	9,48
		Стреловидность крыла 0,25; ПК, град	25
		Относительная толщина крыла с 0, сКЦ	0,10	0,10
		Диаметр (ширина) фюзеляжа DФ, м	3,96
		Удлинение фюзеляжа лф = lф / Dф	9,49
		Сужение крыла з = b0 / bk	3,56
	прочие	Тип и длина взлетно-посадочной полосы (ВВП)	Бетон - 2,5 км

1.2 Технико-экономические требования и тактико-технические требования

Проектируемый самолет является частью большой технической системы. Пассажирский самолет является частью системы воздушных перевозок и частью всей транспортной системы страны. Поэтому для любых технических систем желательно иметь меньшую стоимость самолета, меньшую взлетную массу .

На основании анализа статистических данных и описаний самолетов требуется улучшить экономические характеристики проектируемого самолета за счет его рейсовой скорости, уменьшения расходов на амортизацию самолета и двигателей, их ремонт и техническое обслуживание; на заработную плату экипажа самолета; косвенных аэропортовых расходов, увеличения количества часов, налетанных самолетом в год.

1. Состав целевой нагрузки; число пассажиров = 160…170

2. Максимальная взлетная масса не более 80000 кг.

3. Режим полета:

· расчетная дальность не менее 4600км;

· высота крейсерского полета 10 км;

· крейсерская скорость не менее 800 км /ч;

· скорость захода на посадку не более 250 км /ч.

4. Максимальная эксплуатационная перегрузка = 2,5.

5. Уровень безопасности полетов:

· вероятность возникновения аварийной ситуации не более 10-6 на 1 час полета.

6. Ресурс:

· самолета ТЛА -30000..40000 ч;

· авиадвигателей ТДВ = 6000..8000 ч.

7. Уровень конструктивного совершенства:

· удельный расход топлива СУД = 0,7..0,8 кг/дан*ч;

8. Рейсовая скорость полета

,

где - потери времени в часах.

.

9. Годовой налет самолетов

,

где , ,,.

10. Годовая производительность

(пас/год)

где ,.

2. Разработка технических предложений

2.1 Выбор аэродинамической схемы, относительных геометрических параметров и характеристик

2.1.1 Выбор параметров крыла

Внешние формы и относительные геометрические параметры крыла выбираем таким образом, чтобы обеспечить выполнение ТТТ и получить высокие летно-технические характеристики проектируемого самолета.

Для средней дальности полета рациональные =6,5...7,5. Для околозвуковых самолетов рациональные с₀=0,10...0,12; умеренные значения =20...25°; значения =2,5...4.

В результате анализа проектируемого самолета мы назначаем количественные значения параметров для : и , чтобы получить большие значения , , , чтобы получить хорошую поперечную устойчивость самолета и эффективность крыла (дальность самолета и самолёт трансзвуковой).

2.1.2 Выбор параметров фюзеляжа

Экипаж, оборудование, целевая нагрузка должны быть размещены в фюзеляже, который должен иметь минимальную площадь миделевого сечения SМИД, минимальную площадь омываемой поверхности и минимальное лобовое сопротивление.

Форма поперечного сечения фюзеляжа выбирается из условия размещения нагрузки, ее габаритов, высотности самолета, удобства погрузки-выгрузки грузов.

Сечение фюзеляжа в верхней части круглое, в нижней прямоугольное.

Основной конструктивный параметр фюзеляжа - его удлинение

ф = lф/Dф,

где lф - длина фюзеляжа, Dф - его диаметр или диаметр круга, эквивалентного площади миделевого сечения.

Рис. 1 Формы и размеры фюзеляжа

Наружный диаметр фюзеляжа можно определить следующим образом:

Dф = 2h1 - h2+ 2ТЗИ,

где h1 - допустимая высота прохода в фюзеляже от пола кабины h1;

h2 - высота стенки кабины у крайнего в ряду кресла h2;

ТЗИ - толщина слоя теплозвукоизоляции (ТЗИ) фюзеляжа.

Для пассажирских самолетов h1 = 1,6...2 м, h2 = 0,8…1,2 м, ТЗИ = 0,01…0,2 м

Принимаем h1 = 2 м, h2 = 0,8 м, ТЗИ = 0,15 м получаем наружный диаметр фюзеляжа:

.

Для дозвуковых самолетов ф = 7...13, следовательно для нашего проектируемого самолета ф = 13.

Также диаметр фюзеляжа можно выбирать в зависимости от числа пассажирских кресел в ряду, так как мы брали если в ряду 6 кресел с одним проходом, то Dф 3,8м, а по расчётам получилось DФ=3,4 м, что удовлетворяет условию.

2.1.3 Выбор характеристик оперения

Характеристики горизонтального и вертикального оперений определяют продольную и боковую (путевую) устойчивости и управляемости самолета.

Продольная устойчивость и управляемость самолета обеспечивается эффективностью горизонтального оперения (ГО) и руля высоты (РВ), что достигается соответствующим плечом LГО (выносом от центра масс (ЦМ)) и площадью ГО SГО. При проектировании пользуются относительными значениями этих величин и , произведение которых составляет коэффициент статического момента ГО

Аго = ,

= SГО/S,

= LГO/bA.

Для вертикального оперения ВО коэффициент статического момента

.

Эффективность оперения должна обеспечиваться на любых углах атаки крыла и поэтому соответственно выбираются остальные характеристики: удлинение ГО и ВО, относительная толщина (обычно симметричного) более тонкого, чем на крыле, профиля СГО и СВО, стреловидность ГО и ВО, сужение ГО и ВО.

При проектировании можно пользоваться следующими статистическими значениями: го= 3,5...4,5; Сго = Сво = 0,08…0,12; го = кр + 3...5°; го = 2...3,5; во = 0,8...1,2; во = 1...1,2 для нескоростных самолетов с большим удлинением крыла ( > 4,5);

Принимаем го= 4,0; Сго = Сво =0,09 ; го = 28° ; го =3;

во = 0,9; во = 1,1

Для хорошей управляемости необходимо выбирать соответственно относительные площади рулей:

= Sрв / Sго;

= Sрн/Sво;

= 0,3...0,4, = 0,35...0,45 для нескоростных самолетов;

Так как самолет трансзвуковой, то выбираем = 0,35, =0,4

После предварительного выбора парамет-ров и характеристик оперения уточняются значения статических моментов и плеч оперений (табл. 2).

Таблица 2. Параметры оперения

Типы самолетов	АГО	аво	LГО/bАLВО/bА
Магистральные и пассажирские с турбореактивными и двухконтурными турбореактивными двигателями (ТРД и ТРДД)	0,65….0,8	0,08…0,12	2,5…3,5
Тяжелые неманевренные со стреловидным крылом	0,5 …0,6	0,06….0,10	2,5…3,5
С прямым крылом	0,45…0,55	0,05…0,09	2…3
Скоростные маневренные	0,4 …0,5	0,05…0,08	1,5….2,0
Магистральные пассажирские с турбовинтовыми двигателями (ТВД)	0,08…1,1	0,05…0,08	2…3

Из таблицы 2 выбираем самолёт с ТРДД и выбираем параметры АГО= 0,68;

аво= 0,10; LГО/ bАLВО/ bА= 3

Площади ГО и ВО можно определить по формулам:

Относительные площади горизонтального и вертикального оперений для современных самолетов лежат в пределах = 0,15 ...0,3; = 0,06 ...0,12.

Выбираем = 0,2 и =0,12.

Средняя аэродинамическая хорда крыла:

вычисляется в зависимости от сужения крыла и корневой хорды:

На данном этапе проектирования назначаются безразмерные параметры оперения, а размерные характеристики крыла, фюзеляжа, оперения вычисляются после расчета взлетной массы самолета.

2.1.4 Выбор характеристик шасси

Большинство современных самолетов имеют трехопорную схему шасси с носовой опорой, а параметры схемы шасси определяют расположение опор относительно центра масс самолета при предельно задней центровке на взлете или посадке.

Основными геометрическими и угловыми характеристиками схемы шасси с носовым колесом являются следующие (рис.2):

- стояночный угол (угол между строительной горизонталью фюзеляжа и поверхностью ВПП); для самолетов угол выбирается от 0 до 4°, чтобы на разбеге самолет имел минимальное лобовое сопротивление, сокращающее длину разбега; выбираем =3°.

- угол заклинения крыла закл = 0..4° выбирается из условия полета на основном режиме с минимальным лобовым сопротивлением; выбираем закл = 3°

Рис. 2. Схема шасси с носовым колесом

- угол опрокидывания самолета = 10…18° определяется из положения самолета на посадке, когда

= пос - закл - ,

пос = cy max -

пос = + + закл,

где = 1…3 гарантирует невыход самолета на критический посадочный угол атаки, при котором начинается срыв потока с крыла.

Вычисляем пос:

пос = + + закл= 3+18+3= 24°

- угол выноса главных опор не позволяет самолету при посадке переваливаться на хвост, поэтому = + (1 ..3°); вычисляем = 18° + 2° =20°

- база шасси b обеспечивает хорошие эксплуатационные качества самолета при маневрировании по аэродрому и зависит от длины фюзеляжа самолета b = (0,35... 0,4)lф, отсюда получаем b = 0,430,6=12,2 м (так как lф=93,4=30,6м), а также от выноса главных опор шасси назад b=(8..16)е;

- вынос главных опор шасси назад е выбирается из условия легкого отрыва передней опоры шасси на разбеге и для прямых и стреловидных крыльев е = (0,15.. 0,2)bа, при вычислении получаем е = 0,212,2=2,44 м, с учетом стояночной нагрузки на переднюю опору шасси е = (0,06… 0,12)b,при вычислении получаем е = 0,1212,2=1,464 м;

- вынос передней опоры шасси а = (0,94… 0,88)b и выбирается из условия стояночной нагрузки на опору, которая составляв 6..12 от взлетной массы самолета; при вычислении получаем а = 0,912,2=10,98 м

- высота h влияет на угол опрокидывания самолета и определяет расстояние от земли до конструкции самолета не менее 200...250 мм при полном обжатии пневматиков и амортизаторов; Принимаем h = 3,6м.

- колея шасси B обеспечивает устойчивость движения самолета по аэродрому и предотвращает опрокидывание самолета по линии 1--2 (см. рис. 3.2). Отрезок n определяется из подобия треугольников 1--4--5 и 1--3--2

,

а условие неопрокидывания самолета определяет колею шасси

,

где fтр = 0,85 - коэффициент бокового трения.

Приближенно можно принять B 2h, но максимальная B 12м, т. к. В не должна превышать ширину рулежной дорожки аэродрома, т. е. при проектировании надо стремиться уменьшать h - высоту центра масс (ЦМ) от поверхности аэродрома.

Принимаем колею шасси В =9,0м.

Вывод: принимаем шасси трёхопорное с передней опорой.

2.2 Выбор механизации крыла

Механизация крыла предназначена для решения следующих задач:

- увеличения коэффициента аэродинамической подъемной силы крыла Су при взлете, посадке и полете в условиях сильной турбулентности атмосферы;

- предотвращения потери боковой устойчивости и управляемости, обеспечения эффективности элеронов на больших углах атаки;

- уменьшения подъемной силы крыла для изменения глиссады снижения самолета и эффективности торможения колес на пробеге;

- обеспечения поперечной управляемости.

Для решения последних двух задач применяются интерцепторы, тормозные щитки (на крыле и фюзеляже) и элерон-интерцепторы. Для решения первой задачи применяют обыкновенные поворотные щитки и закрылки, выдвижные щитки, однощелевые и многощелевые закрылки. Для самолетов с тремя и четырьмя двигателями применяют выдвижные многощелевые закрылки, для самолетов с двумя двигателями - выдвижные однощелевые или двухщелевые закрылки.

Так как у нас проектировочный самолет с двумя двигателями, то принимаем выдвижные однощелевые закрылки.

Эффективность механизации (прирост Су) определяется ее типом и параметрами - относительной хордой и размахом, углами отклонения, формой щели, а также параметрами крыла - удлинением, сужением, стреловидностью, профилем и его относительной толщиной.

Для выдвижных закрылков рекомендуются следующие значения носительной хорды и углов отклонения по потоку:

выдвижные закрылки bз / bкр 0,3…0,4; = 45…60.

Выбираем bз / bкр = 0,3; = 45.

Размах механизации составляет 65...70% размаха крыла.

Следовательно lЗ= 0,6532,87 =18 м

В таблице 3 приводятся справочные значения максимального коэффициента аэродинамической подъемной силы cуmax механизированного крыла самолета с умеренной стреловидностью.

Таблица 3. Суmax механизированного крыла с умеренной стреловидностью 25

№ п/п	Наименование механизации	Су max	пос (град.)
1	Щиток с bщ = 0,3; bщ = 45°	1,6...1,75	14
2	Щиток со скользящей осью вращения сbщ = 0,3; bщ = 45°	1,7..,1,85	13
3	Поворотный закрылокbз = 0,3; з = 45°	1,4...1,55	12
4	Щелевой закрылок bз = 0,3; з = 45°	1,5...1,6	12
5	Предкрылок по всему размаху	1.35...1,4	25
6	Выдвижной закрылок bз =0,3;з = 45°	2,1...2,2	13
7	Двухщелевой выдвижной закрылок с bз =0,3; з = 40°	2,3...2,45	13
8	Трехщелсвой выдвижной закрылок с bз = 0,35; з = 40°	2,7...2,8	13
9	Предкрылок и поворотный закрылок с bз =0,3; з = 45°	1,6..,1,65	20
10	Предкрылок и щелевой закрылок bз =0,3, з = 45°	1,75...1,8	20
11	Предкрылок и выдвижной закрылок bз =0,3, з = 40°	2,5...2.6	20
12	Предкрылок и выдвижной двухщелевой закрылок bз =0,3, з =40°	2,75…2,8	18
13	Предкрылок и выдвижной трех-щелевой закрылок bз =0,35, з =40°	2,85…3,0	16
14	Сдув и отсос пограничного слоя с верхней концевой части крыла с большим секундным расходом воздуха (bсдув = 0,3, з =0,3)	3,0…4,0	15
15	Реактивный закрылок на концевой нижней части крыла с большим расходом (газа) воздуха (bз = 0,15, з =0,3)	8,0…10,0	15

От выбора механизации крыла в сильной степени зависит потребные значения удельной нагрузки на крыло и тяговооруженности, которые, в свою очередь, определяют взлетную массу то, все основные летные характеристики самолета и его экономичность.

Принимаем: отклоняемые закрылки, роль элеронов выполняют интерцепторы.

Выдвижной закрылок [6, таб.3.2.].

2.3 Выбор удельной погрузки на крыло

Величина удельной нагрузки на крыло существенно влияет на летные характеристики самолета, особенно взлетно-посадочные, крейсерского полета и маневренные.

Согласно нормам летной годности гражданских самолетов, вып. 2 (НЛГС--2) [19] должны выполняться условия по взлету самолета: скорость в конце взлета Vвзл на высоте 10,7 м от ВПП должна быть Vвзл = 1,2 Vmin взл - для самолетов с двумя и тремя двигателями.

При проектировании можно принять Vmin взл = 1,1 Vпос

Вычисляем Vmin взл = 1,144,4 ? 49 м/с, отсюда следует Vвзл = 1,2 49 ? 59 м/с. На основе статистических данных принимаем величину посадочной скорости для проектированного самолета: Vпос = 160 км/ч=44,4 м/с

Количественные значения удельной нагрузки на крыло определяются на несколько режимов полета самолета.

Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия взлета (Н=0).



где Vвзл --скорость в конце взлетной дистанции, м/с; Су взл. - коэффициент подъемной силы при взлетном положении механизации крыла;

Сумах - максимальный коэффициент аэродинамической подъемной силы самолета при посадочном положении механизации крыла (см. табл. 3.2).

Производим расчет

2. Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия посадки в расчетных условиях

,

где - относительная масса топлива (для проектируемого самолета можно выбрать по статистическим данным ),выбираем =0,3;

=0 -относительная масса сбрасываемых в полете грузов;

Vпос =44,4- посадочная скорость, м/с.

Производим расчет

3. Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия заданной скорости захода на посадку в расчетных условиях

,

где Vз п - скорость захода на посадку для самолетов по НГЛС - 2 при автоматизированном заходе Vз п = 210…230 км/ч, выбираем Vз п = 210 км/ч=58м/с

4. Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия обеспече-ния заданной крейсерской скорости на расчетной крейсерской высоте полета (Hкр)

,

где - плотность воздуха на расчетной высоте, расчетная высота 10 км, отсюда ;

- скорость звука на расчетной высоте, ;

Мкр - расчетное или заданное число М крейсерского полета, Мкр =0,82;

Сукр = 0,71 - коэффициент подъемной силы крыла в крейсерском полете;

- коэффициент подъемной силы крыла на максимальном качестве.

Отсюда получаем

где Сх 0 - коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе;

=7,12/(1+0,0257,12) =6,04

- эффективное удлинение крыла.

Производим расчет

Су кр = 0,710,74=0,5254

За расчетное значение нагрузки на крыло p0 принимаем наименьшее из значений, следовательно из пункта 2, в котором р₀

2.4 Выбор типа силовой установки и её размещение

Для пассажирских и транспортных самолетов с околозвуковой скоростью полета (Мкрейс до 0,8…0,9) используются двухконтурные турбореактивные двигатели (ДТРД) с высокой степенью двухконтурности m=3…6. Эти двигатели по тяговой мощности на единицу массы двигателя в 3 - 5 раз превосходят ПД и имеют сравнительно невысокие удельные расходы топлива Суд = 0,35…0,45 кг/ (даН ч) на взлетном режиме и Суд = 0,6…0,65 кг/ (даН ч) в крейсерском полете двигателя.

Приближенно диаметр двигателя Dдв по вентилятору можно определить в зависимости от степени двухконтурности m (табл. 4) и стартовой тяги Р 0, измеряемой в ньютонах.

Таблица 4. Определение Dдв в метрах

m	2	4	6	8
	0,0046	0,0052	0,0056	0,006

Из таблицы 4 выбираем m=4 и

2.4.1 Выбор числа двигателей на самолете

Число двигателей на самолете (nдв) обусловлено его назначением, безопасностью полета, экономичностью эксплуатации.

На пассажирских магистральных самолетах согласно НЛГС - 2 должно быть не менее двух двигателей, что диктуется условиями взлета и полета с одним отказавшим двигателем. Большое количество двигателей снижает потребную тяговооруженность самолета, но увеличивает расходы на эксплуатацию.

Принимаем два двигателя.

2.4.2 Размещение двигателей на самолете

Так как пассажирский самолет мы расположим два ТРДД на пилонах под крылом, чтобы обеспечить экономичность эксплуатации и простоту обслуживания самолета и удовлетворить разработанным ТТТ.

2.5 Определение относительного запаса топлива

Относительная масса топлива может быть определена приближенно в зависимости от расчетной дальности полета L и выбранной по статическим данным или заданной в ТТТ скорости крейсерского полета Vкр

,

где а = 0,06…0,07, выбираем a=0,065;

b = 0,05…0,06, выбираем b=0,055;

L=4600 км- дальность полета

VКР=890 км/ч- крейсерская скорость полета.

2.6 Выбор тяговооруженности самолета

Стартовая тяговооруженность самолета любого назначения

,

где Р 0 - суммарная стартовая тяга всех двигателей, дан; g - ускорение свободного падения.

Потребная величина определяется из условий обеспечения основных летных характеристик и режима полета, заданных ТТТ и требованиями НЛГС-2.

В соответствии с НЛГС - 2 для гражданского самолета взлетная тяговооруженность выбирается наибольшей из следующих условий.

1 .Полет на крейсерской скорости Vкр на высоте Нкр определяет по формуле

,

где Ккр = (0,85…0,9)Кмах =0,8512,6=10,71- аэродинамическое качество на крейсерском режиме;



- максимальное аэродинамическое качество;

- аэродинамический параметр;

k1 = 1,02 для трапециевидных крыльев (л > 3);

о учитывает изменение тяги двигателей по скорости и высоте полета;

ц руд учитывает изменение тяги двигателей при дросселировании;

ц руд = 1 для номинального режима;

2. Полет на потолке Нп определяет следующим образом:

,

где о=5,61 определяется для Нп и скорости в числах М полета М= (0,7…0,8)Мкр=0,70,82=0,574.

Получим

3. Полет при обеспечении заданной длины разбега l разб определяет по формуле



где Кразб - аэродинамическое качество при разбеге самолета;

Кразб = 8…10 для дозвуковых самолетов, выбираем Кразб = 8 ;

f разб - коэффициент трения колес шасси на разбеге, f разб = 0,02 - бетон;

lразб = 800 м

4. Взлет с одним отказавшим двигателем определяет по формуле

,

где К наб = 1,2 К разб=9,6 - аэродинамическое качество при наборе высоты;

при n дв = 2

Все коэффициенты даны для давления в пневматиках 0,38 Мпа.

В соответствии с НЛГС-2 для гражданского самолета взлетную тяговооруженность выбираем наибольшей из этих четырех условий. Видно, что максимальная взлетная тяговооруженность получилась в 4-ом пункте . Принимаем её к решению нахождении суммарной стартовой тяговооруженности

,

2.7 Определение относительной массы силовой установки

Относительная масса силовой установки

,

где для дозвуковых самолетов, принимаем ;

приближенно

;

2.8 Определение относительной массы конструкции планера

Относительная масса конструкции самолета (крыла, оперения, фюзеляжа, шасси) может быть определена по формуле

,

где =63 т- приближенное значение взлетной массы самолета, т;

,

для L>1000км;

= 0,35 - для самолета с ДТРД, находящимися на крыле.

Производим расчет

3. Эскизное проектирование самолета

3.1 Определение взлетной массы самолета первого приближения

Взлетная масса самолета в первом приближении определяется из уравнения существования самолета

где

- масса целевой нагрузки; = 75кг - средний вес одного пассажира; = 20кг - средний багажный вес на одного пассажира для магистральных пассажирских самолетов; = 160 - число пассажиров; 1,3 - коэффициент, учитывающий перевозку грузов и почты;

-масса служебной нагрузки, где ,кг- масса членов экипажа гражданского самолета; ,кг- масса снаряжения; - относительная масса оборудования и системы управления; -относительная масса конструкции самолета; -относительная масса топлива ; - относительной массы силовой установки.

3.1.1 Масса экипажа

Количество членов экипажа выбирается в зависимости от назначения самолета. Масса членов экипажа гражданского самолета

.

3.1.2 Масса снаряжения

Снаряжение для разных типов самолетов бывает нескольких видов:

· для сопровождения грузов и пассажиров;

· бытовое (ковры, литература, чехлы на пассажирские сиденья, аптечки);

· служебное (чехлы на агрегаты самолета, трапы, колодки, бортинструмент, запчасти, сигнальные ракеты);

· аварийное (спасательные лодки, плоты, пояса, жилеты, аварийные трапы, кислород);

· расходуемые в полете жидкости (вода в буфете, умывальниках, туалетах);

· контейнеры с продуктами для багажа, грузов, почты;

· не вырабатываемое топливо и масло;

· подвесные баки (без топлива).

Для пассажирских самолетов абсолютная масса снаряжения (в кг) может быть определена по формуле

,

где k= 14 при продолжительности полета 1 ч.;

k = 20при продолжительности полета 9 ч.

Для нашего самолёта принимаем k = 20

3.1.3 Относительная масса оборудования и системы управления

Относительная масса самолетного оборудования для m0 ? 30 т; для 80 т ? m0 ? 40 т; для m0 ?100 т. Для нашего самолета 80 т ? m0 ? 40 т, поэтому выбираем .

Относительная масса специального оборудования . Выбираем .

Получим

Производим расчет взлетной массы самолета первого приближения :

3.2 Определение геометрических параметров

3.2.1 Определение параметров крыла

· площадь крыла определяется по выбранным значениям Р₀ и :

· размах крыла определяется с учетом выбранного удлинения (7,12):

Размеры корневой, концевой и средней аэродинамической хорд находятся по выбранному сужению():

Концевая хорда крыла

.

Корневая хорда крыла

bк = з bкц =4,51,49=6,7 м.

Средняя аэродинамическая хорда для трапециевидного крыла

Средняя хорда крыла

bср = S/l

· толщина профиля:

у корня крыла:

,

где -относительная толщина профиля у корня крыла (выбрано самостоятельно).

на конце крыла

,

где - относительная толщина профиля на конце крыла (выбрано самостоятельно).

3.2.2 Определение параметров оперения

По принятым ранее относительным площадям и определяются:

-площадь ГО;

- площадь ВО.

Горизонтальное оперение: ;;.

Вертикальное оперение: ;; .

Размах и высота ГО и ВО:

Хорды

Площадь РВ и РН:

3.2.3 Определение параметров фюзеляжа

Формы и размеры фюзеляжа уточняются на основании рекомендаций по компоновке фюзеляжа и взаимному положению крыла, оперения и шасси [21, глава 15]. Так как проектировочный самолет дозвуковой, следовательно ; ; .

Вычисляем длину фюзеляжа

Заметим, что

,

т.е обеспечивается условие

3.3 Определение относительной массы второго приближения

После определения геометрических, размеров всех агрегатов самолета проводится весовой расчет и составляются весовая сводка. Массы основных агрегатов самолета определяются по статическим формулам. Массы оборудования находятся по каталогам на основе принятых значений относительных масс. В весовую сводку заносятся массы всех агрегатов самолета, силовой установки и основных групп оборудования.

3.3.1 Масса крыла

Для дозвуковых неманевренных самолетов с m0 ? 10 т относительная масса конструкции крыла

.

Здесь k1 - коэффициент, зависящий от ресурса крыла и k1 = 1,0 при Трес кр = 25 - 30 тыс. ч

- расчетная перегрузка, задается нормами прочности;

(но не менее 3,45),

где ч = - стреловидность крыла в градусах;

ц ? 0,92 - 0,5 =0,68- коэффициент разгрузки крыла, зависящий от массы топлива и двигателей (принимаем );

kсу = 1 - в случае размещения двигателей на крыле;

- отношение толщины крыла у корня и на конце;

k2 = 1,4 - крыло без наплывов, но с предкрылками, интерцепторами, имеет выдвижные закрылки;

k3 = 1,05 - баки - кессоны с внутришовной герметизацией;

Производим расчёт:

.

По относительной массе находится абсолютная масса крыла

3.3.2 Масса фюзеляжа

Для дозвуковых магистральных пассажирских самолетов относительная масса фюзеляжа

,

где k1 - учитывает положение двигателей,

k1 = 3,63 - 0,333Dф=3,63-0,3333,4=2,49, если двигатели соединены с крылом и Dф < 5 м;

k2 - коэффициент, учитывающий крепление основных опор шасси к конструкции самолета:

при k2 = 0 основные опоры не крепятся к фюзеляжу; k3 - коэффициент, учитывающий место размещения основных опор шасси в убранном положении; при k3 = 0,0004 основные опоры убираются в фюзеляж; k4 - коэффициент, учитывающий вид транспортировки багажа: при k4 = 0,003 багаж перевозится в контейнерах;

i = 0,743, если Dф ? 4 м;

Производим расчёт

По относительной массе вычисляется абсолютная масса фюзеляжа



3.3.3 Масса оперения m_ОП

Для дозвуковых неманевренных самолетов классической схемы с m0 ? 10 т [21] относительная масса оперения

определяется по формуле

где kп = 1, если p0< 450 даН/м 2; kмт - учитывает материал конструкции; kмт = 1, если конструкция сделана из Д-16Т;

- для Т-образного оперения.

Относительная масса ГО

,

где = 0,844 - 0,00188Sго=0,72 при Т-образном оперении.

Относительная масса вертикального оперения

По относительным массам и вычисляется абсолютная масса

3.3.4 Масса шасси m_Ш

Относительную массу шасси m_Ш в прикидочных расчетах можно определить по формуле Арефьева:

,

где Нш - высота основной опоры шасси от поверхности аэродрома, м;

- измеряется в тоннах;

.

По относительной массе определяется абсолютная масса

После определения по формулам относительных масс конструкции частей самолета их необходимо согласовать с ранее принятой по статистическим данным относительной массой.

3.3.5 Масса силовой установки и двигателей

Относительная масса силовой установки и удельная масса двигателя позволяют определить потребную тягу и массу одного двигателя.

Абсолютная масса силовой установки

.

Относительная масса всех двигателей

.

Суммарная масса и тяга двигателей

;

.

Масса и тяга одного двигателя

;

.

По найденным значениям Р 0 дв и mдв выбирают по справочнику [11] подходящий двигатель или назначают его параметры из условия подобия [21, с.IV - I].

Масса агрегатов силовой установки

Потребный объем для размещения топлива определяется по формуле

где 1,05 учитывает несливаемый остаток топлива; ст - плотность топ-лива; для керосинов Т-1 и ТС-1 ст = 0,78 - 0,8 т/м³;выбираем ст = 0,8 т/м³

Располагаемый объем топливного отсека крыла равен

где kто = 0,37 учитывает использование площади поперечного сечения крыла для топливного отсека; 0,25 учитывает объем внутренней силовой конструкции крыла.

3.3.6 Масса оборудования и управления

Для магистральных пассажирских самолетов (m0 > 10000кг)

3.3.7 Относительная масса топлива

,

где а = 0,06…0,07, выбираем a=0,065;

b = 0,05…0,06, выбираем b=0,055;

L=4600 км- дальность полета

VКР=890 км/ч- крейсерская скорость полета.

3.3.8 Масса конструкции самолета

,

где - масса крыла;

- масса оперения;

- масса фюзеляжа;

- масса шасси.

,

где

;

;

Получим, , то относительная ошибка составляет 3%.

3.4 Компоновка и центровка самолета

3.4.1 Компоновка

Объемная компоновка и расчет центровки самолета взаимосвязаны. Компоновка определяет окончательный облик самолета и вместе с конструктивно-силовой схемой показывает:

· увязку аэродинамической схемы и взаимное расположение основных агрегатов и частей самолета;

· размещение экипажа, нагрузки, оборудования, силовой установки, топлива, энергетических и радиолокационных систем, вооружения, агрегатов систем управления и т. д.

3.4.2 Центровка

Расчет центровки должен обеспечить положение центра масс (ЦМ) самолета в строго заданном диапазоне на средней аэродинамической хорде.

Предельно передняя граница этого диапазона ограничивается достаточностью руля высоты пли других органов продольного управления при взлете и посадке.

Предельно заднее положение ЦМ должно обеспечивать допустимое значение частной производной степени продольной статической устойчивости

,

где для дозвуковых пассажирских самолетов;

Допустимый диапазон центровок в долях средней аэродинамической хорды крыла bА составляет:

;

= 0,22. ..0,3 для самолетов со стреловидным крылом ( = 20...30°);

Для расчета центровок разрабатывается центровочный чертеж и составляется центровочная ведомость. На чертеже центровки дается вид самолета сбоку, вид полукрыла в плане и спереди, показывается корневое сечение крыла, , стояночное и убранное положение шасси, положение земли при стоянке и посадке, угол опрокидывания самолета. Наносится координатная система с осью , совпадающей с линией земли при стоянке, и осью , касательной к передней точке самолета.

Взлетная масса самолета распределяется на 15...25 точек, которые наносятся на чертеж в центре масс соответствующих групп грузов, а их координаты по осям и заносятся в центровочную ведомость (табл. 5).

Таблица 5. Центровочная ведомость самолета

Агрегат, груз	mX	x	m	y	mY
1.Конструкция
Крыло	499392	21,6	23120	2,8	64736
Фюзеляж	106117	21,3	4982	3,9	19430
ГО	47720	39,9	1196	5,0	5980
ВО	52981	39,1	1355	8,7	11789
Переднее шасси	5559	5,1	1090	0,3	327
Главное шасси	47938	22	2179	0,38	828
2.Силовая установка:
Двигатели	103249	18,5	5581	1,8	10046
Оборудование и управление	166630	19	8770	2,4	21048
Топливо	430000	21,5	20000	2,8	56000
3.Снаряжение и нагрузка
Летчики	390	2,6	150	3,9	585
Пассажиры	232800	19,4	12000	4,6	55200
Багаж	93440	29,2	3200	2,5	8000
Сумма i	1786216	---	83623	---	253969

Центровочный чертеж может быть совмещен с компоновочным.

Координаты центра масс определяются по формулам:

3.4.3 Центр масс самолета

(при взлетной полной нагрузке);

(пустой самолет c топливом);

(с топливом и двумя пилотами);

(пустой самолет);

(при полной взлетной загрузке).

Центр масс самолета соответствует требованию:

3.5 Оценка спроектированного самолета

3.5.1 Аэродинамическая оценка спроектированного самолета

Она выражается сравнением нового и имеющихся однотипных самолетов по следующим характеристикам:

а) аэродинамическим Сх, Су,

К = Су/Сх;

б) летно-техническим Vмах, Vкр, L рейсовой скорости

,

где L - дальность полета, м;

Vкр - крейсерская скорость полета, км/ч;

Н - высота полета, км;

Vмах - максимальная скорость полета, км/ч;

в) взлетно-посадочным Lразб, Lпроб, LВПП;

г) силовой установки Р 0, , Ркр, Суд, Суд кр.

3.5.2 Оценка компоновки и центровки самолета

Она проводится по следующим критериям:

а) степень рациональности конструктивно-силовой схемы;

б) рациональное использование внутренних объемов крыла, фюзеляжа;

в) величина относительного объема пассажирской (грузовой) кабины и багажных помещений

,

где

Vф= Vпас + Vбаг + Vобсл + Vкаб + Vконстр

- общий объем фюзеляжа;

Vпас - объем пассажирской (грузовой) кабины по внутренним обводам с учетом проходов, м³; Vбаг - объем багажных помещений, м³; Vобсл - объем обслуживающих помещений (буфеты, кухня, туалеты, гардеробы, вестибюли, помещения борт-проводников); Vкаб - объем кабины экипажа; Vконстр - объем конст-рукции фюзеляжа (теплоизоляция, полы, перегородки, центроплан крыла, свободные объемы фюзеляжа);

г) величина удельного объема фюзеляжа на одного пассажира

д) степень ограничения на разбег эксплуатационных центровок самолета.

3.5.3 Оценка силовой схемы

Она приводится по следующим показателям:

а) способы передачи, уравновешивания сил и моментов от всех нагрузок: воздушной, масс конструкции, масс грузов, тяги двигателей, реакции земли;

б) количество и расположение лонжеронов в крыле и оперении;

в) степень использования обшивки в силовой работе;

г) количество стыков;

д) рациональность силовой схемы фюзеляжа;

е) способы подкрепления вырезов в конструкции планера;

ж) способы крепления опор и подкосов шасси, механизмов уборки - выпуска шасси.

3.5.4 Оценка производственной технологичности и эффективности

При этом должны учитываться:

а) применяемые материалы, их стоимость;

б) применяемые формы агрегатов и их деталей;

в) способы получения заготовок, сборки деталей, узлов и агрегатов.

Производственная эффективность оценивается стоимостью (в руб.) самолета без двигателей

где

- коэффициент серийности самолета;

- коэффициент скорости;

- число самолетов в серии;

Производим расчёт

3.5.5 Оценка эксплуатационной технологичности, эффективности, живучести и надежности

Она использует следующие условия:

а) выполнение основных ТТТ;

б) удобство погрузки - разгрузки и используемой механизации;

в) комфорт пассажиров и экипажа;

г) техническое обслуживание самолета на земле и его эксплуатационная эффективность, оцениваемая трудоемкостью обслуживания на один час полета или себестоимостью технического обслуживания, или по вероятному налету часов в год

,

где

для магистрального дозвукового самолета;

д) расходы на текущий ремонт, техническое обслуживание самолета и двигателей.

,

,

где Атос - расходы на техническое обслуживание самолетов, руб/ч;

Атод - расходы на техническое обслуживание двигателей, руб/ч;

= 1,07;

= 1 и = 1 для дозвуковых самолетов с ДТРД;

nдв=2 - число двигателей на самолете;

Р 0i - взлетная тяга одного двигателя,

Тдв = 6000ч - амортизационный или полный срок службы двигателя;

Производим расчет

е) комплекс конструктивно-технологических мероприятий, направленных на повышение живучести самолета;

ж) комплекс конструктивно-технологических мероприятий, направленных на обеспечение заданного ресурса и надежности самолета.

3.5.6 Оценка транспортной эффективности

Она проводится по следующим критериям:

а) производительность перевозок, оцениваемая произведением Vкр m н или часовой производительностью

Ач = Vкрmн / m0=89023350/83623=249 руб/ч;

б) работоспособность mн L или производительная отдача

Араб = mнL / m0= 233504600/83623 =1285 руб/ч;

в) затраты топливной энергии

А1 = mтоп / mнL=20000/233504600=3940 руб/ч;

г) отношение массы снаряженного самолета к тонно-километрам совершаемой работы

А2 = mснар / nпас L=40423/1604600=0,084 руб/ч;

д) общая транспортная эффективность

tтрэф = mн L Vрейс/mт mснар=233504600834,1/2000040423=111 руб/ч,

где mснар = m0 - mтоп - mн =83773-20000-23350=40423 кг.

3.5.7 Оценка целевой эффективности

Она обеспечивается обоснованными тарифами на перевозки пассажиров и грузов

.

Стоимость перевозки пассажиров на любую дальность можно подсчитать по формуле

=1,6·160·4600=1177600 руб.

Сравнивая полученные стоимости для нового и эксплуатируемых самолетов, можно решить задачу о рациональности использования спроектированного само-лета на заданной дальности полета.

3.5.8 Оценка фондоемкости

Она осуществляется отношением среднегодовой стоимости основных произ-водственных фондов и оборотных средств гражданской авиации к годовому объему транспортной продукции в условиях тонно-километрах

,

где Сос - стоимость основных производственных фондов гражданской авиации, р.; Соб - стоимость обратных средств гражданской авиации, р.; - годовой объем транспортной продукции в условиях тонно-километрах, произведенной всей гражданской авиацией. Откуда

,

где - суммарный объем перевозок по всем самолетам;

- суммарный выполненный объем по всем самолетам; t - общий налет часов всех самолетов, ч; Nпроизв - нормативная производительность одного полета соответствующего самолета, т-км/ч.

3.5.9 Оценка экономической эффективности

Она производится сопоставлением полных затрат труда на создание самолета с экономией текущих затрат труда от его применения. Для пассажирских и транспортных самолетов при сопоставлении их друг с другом применяют приведенные затраты, включающие в себя себестоимость тонно-километра и капитальные вложения

Где a - себестоимость перевозок, коп/т--км;aкап. вл - приведенные капитальные вложения, коп/т--км.

Масса коммерческой нагрузки для пассажирского самолета определяется по формуле:

Себестоимость перевозок определяется по формуле:



где А--расходы на эксплуатацию самолета в течение летного часа, р./ч;

kком = 0,58 для магистрального дозвукового самолета;

Здесь:

А= Аас + Аад + Атос +Атод + Атоп +Азп + Вап,

где Аас - расходы на амортизацию самолета, р./ч.;

Здесь k1 = 1,05 учитывает непроизводственный налет (облет, тренировки, обучение экипажей и т.п.);

Сс - 2951675 руб;

kрс = 0,11+2106 / Сс=0,756 является отношением стоимости одного капитального ремонта к первоначальной стоимости самолета;

Тс - амортизационный или полный срок службы самолета в часах;

Тс = 30000 ч для магистральных самолетов;

tс = 5000 ч - срок службы самолета между капитальными ремонтами.

Вычисляем

Расходы на амортизацию двигателей определяются по формуле:



где k2= 1,07 учитывает непроизводственный налет,

При вычислении получаем

kсx = 1 для ДТРД при М < 1

nдв=300 - число двигателей в серии.

Из предыдущей формулы

где tдв = 3000 ч. срок службы двигателя между капитальными ремонтами.

Вычисляем расходы на амортизацию двигателей

Определение расходов на техническое обслуживание самолета Атос и двигателей Атод дано в п.4.5.5 : Атос = 63,6 руб/ч; Атод= 22,5 руб/ч.

Стоимость расходуемого в полете топлива находится по формуле:

А топ = 0,051k5 m топ Vрейс / L,

Где k5 = 1,0 для дозвуковых самолетов с ТРД и ДТРД;

Вычисляем А топ = 0,0511,0 20000834,1 / 4600 = 185 руб/ч

Расходы на заработную плату вычисляются по формуле:

где nлпс =2 - число членов летно-подъемного состава (летчики, штурманы, бортинженеры, радисты);

nбп=1 - число бортпроводников;

Слпс и Сбп - средняя часовая заработная плата летно-подъемного состава и бортпроводников;

При вычислении получаем

руб/ч

Bап - косвенные (аэропортовые) расходы, учитывающие затраты на содержание аэропортов и административно-технических служб, р./ч;

Здесь то - взлетная масса самолета, кг.

Приведенные капиталовложения вычисляются по формуле:

Где E=0,12 год-1 - нормативный коэффициент эффективности капиталовложений;

b=1,17 + 0,29 Bгод/tдв=1,17+0,292509/3000=1,41

- отношение числа двигателей, предназначенных для эксплуатации самолета, с учетом замен, к числу двигателей, установленных на самолете;

Вгод=2509ч - объяснение дано в п. 3.5.5.

Вычисляем приведенные капиталовложения

Вычисляем расходы на эксплуатацию самолета в течение летного часа, р./ч;

А= Аас + Аад + Атос +Атод + Атоп +Азп + Вап=

=439+83,77+63,6+22,5+193+26+232=1060 руб/ч

Определяем себестоимость перевозок

Определяем приведенные затраты

.

4. Рабочее проектирование агрегата

В качестве проектируемого агрегата выбран элерон.

Исходными материалами для проектирования агрегата или системы служат материалы эскизного проектирования - ТТТ, чертеж общего вида, компоновка самолета.

Существуют следующие основные этапы проектирования:

· составление требований к агрегату или системе;

· разработка конструктивно-силовой (кинематической) схемы агрегата или принципиальной схемы системы;

· "выбор и обоснование основных конструкционных материалов и полуфабрикатов;

· определение расчетных нагрузок;

· разработка чертежа детали;

· составление описания агрегата или системы.

4.1 Исходные данные

. Расстояния между расчётными сесениями укажаны на рисунках.

4.2 Расчет агрегата

пассажирский авиалиния аэродинамический фюзеляж

Определяем скоростной напор на режиме максимальной скорости у земли:

Ординаты удельной эксплуотационной нагрузки в сечении элерона

Эксплуотационная погонная нагрузка

Расчётная разрушающая погонная нагрузка

Где f-коэффициент безопасности равный 2.

Погонная нагрузка является равнодействующей нагрузки, распределённой вдоль хорды элерона по закону трапеции, поэтому линия центров нагрузки определяется абсциссой центра тяжести площади этой трапеции:

Составляя сумму моментов всех сил, действующих на элерон, относительно оси вращения определим усилие Т в тяге:

Для определения реакции кронштейнов A, B, C представим элерон как балку, лежащую на трёх опорах, имеющую шаровой шарнир D в непосредственной близости от опоры В и нагруженную в вертикальной плоскости равномерно распределённой нагрузкой , а в горизонтальной плоскости - усилием Т:

Ввиду симметричности расположения узлов и нагружения элементов очевидно, что:

Составляя сумму проекций всех сил на вертикальную ось и приравнивая её нулю, определим реакцию RB:

Отсюда

Сила Т, приложенная между узлами В и С на равном от них расстоянии, распределена равномерно между этими узлами:

Так как элерон нагружен равномерно распределённой по размаху воздушной нагрузкой и линия центров нагрузки параллельна линии центров жёсткости, совпадающей с осью лонжюерона, велечина крутящих моментов будет линейно изменяться на отдельных участках элерона. Составим выражения для крутящих моментов на участках элерона, суммируя моменты, приложенные правее сечения.

Обозначим через z расстояние от левого конца элерона до сечения, в котором определяется крутящий момент. Тогда на участке от конца до кронштейна А:

На участке между уронштейнами А и В:

На участке между кранштейном В и тягой:

На участке между тягой и кронштейном С:



На участке между кронштейном С и правым концом элерона:

Больший крутящий момент в сечении (слева от кронштейноа С):

Определим усилия, возникающие в сечении АА косой нервюры и в сечении ББ лонжерона от действия Разрежем конструкцию в точке стыков косых нервюр, расстояние до которой равно 0,44 м. Силу найдём из уравнения моментов относительно оси лонжерона:

Усилия в сечении АА косой нервюры:

Усилия в сечении ББ лонжерона:

Список литературы