Весовое проектирование магистральных самолетов

Расчет параметров самолета в соответствии с различными методиками. Удельная нагрузка и тип механизации крыла. Тяговооруженность и взлетная масса самолета. Весовое совершенствование самолетов и влияние их массы на стоимость. Охрана окружающей среды.

Рубрика Производство и технологии
Вид дипломная работа
Язык русский
Дата добавления 23.09.2014
Размер файла 594,8 K

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Методика

Егер

Торенбик

Реймер

Реальные значения*

Проект по прототипу:

Ту-154

15,6275

15,3100

16,5325

15

Ту-204

16,8734

17,8804

18,5969

17,5

Ил-96-300

17,4780

19,1637

17,4932

19

* В расчетах параметров проектируемых самолетов использовались реальные значения.

ПРИЛОЖЕНИЕ Ж. К РАСЧЕТУ УДЕЛЬНОЙ НАГРУЗКИ НА КРЫЛО В СООТВЕТСТВИИ С МЕТОДИКОЙ РЕЙМЕРА

Таблица Ж.1 - Влияние величины удельной нагрузки на крыло на параметры проекта по прототипу Ту-154

условие

С учетом крейсерского режима

Без учета крейсерского режима

Реальные значения

Параметр

0,1849

0,2009

0,2831

0,2831

0,35

465,0000

526,0000

511

7645,5696

7607,4804

9500

174,2620

153,2855

180

81031,8415

80628,1513

92000

79838,2390

79689,0718

92000

Таблица Ж.2 - Влияние величины удельной нагрузки на крыло на параметры проекта по прототипу Ту-204

условие

С учетом крейсерского режима

Без учета крейсерского режима

Реальные значения

Параметр

0,2166

0,2370

0,3004

0,3004

0,34

466,5000

540,0000

560

11644,0189

11687,3723

16000

166,1876

144,1021

168

77526,5111

77815,1605

94000

73315,9234

75939,7317

94000

Таблица Ж.3 - Влияние величины удельной нагрузки на крыло на параметры проекта по прототипу Ил-96-300

условие

С учетом крейсерского режима

Без учета крейсерского режима

Реальные значения

Параметр

0,1565

0,1883

0,2767

0,2767

0,3

498,0000

597,0000

600

15582,1850

15463,7477

16000

452,3680

374,4840

350

225279,2767

223566,9704

216000

214815,9719

208064,2153

216000

ПРИЛОЖЕНИЕ И. К РАСЧЕТУ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ В СООТВЕТСТВИИ С МЕТОДИКОЙ ТОРЕНБИКА

Таблица И.1 - Расчет проекта по прототипу Ту-154

Масса по первоначальной формуле, кг

Масса по исправленной формуле, кг

Горизонтальное оперение

32227,0396

982,3798

Вертикальное оперение

23802,9965

927,4273

Фюзеляж

12859,5679

8493,703

Радиолокационное и навигационное оборудование

16920546,2

1692,055

Взлетная масса

17056331,1

78990,9

Таблица И.2 - Расчет массы фюзеляжа для проекта по прототипу Ту-154

,кг

Относительная масса

,кг

Относительная масса

12859,57

0,15427

8493,703

0,107528

83356,77

1

78990,9

1

Таблица И.3 - Расчет проекта по прототипу Ту-204

Масса по первоначальной формуле, кг

Масса по исправленной формуле, кг

Горизонтальное оперение

38692,45

887,94

Вертикальное оперение

78547,93088

1051,56

Фюзеляж

13164,1502

8912,3

Радиолокационное и навигационное оборудование

22851483,34

2285,1

Взлетная масса

23048065,25

78929,7

Таблица И.4 - Расчет массы фюзеляжа для проекта по прототипу Ту-204

,кг

Относительная масса

,кг

Относительная масса

13164,15

0,1583

8912,3

0,1178

83181,55

1

78929,7

1

Таблица И.5 - Расчет проекта по прототипу Ил-96-300

Масса по первоначальной формуле, кг

Масса по исправленной формуле, кг

Горизонтальное оперение

117530,78

1201,15

Вертикальное оперение

65269,87

1055,25

Фюзеляж

24463,66

16400,06

Радиолокационное и навигационное оборудование

113276658,6

11327,67

Взлетная масса

113657691,7

203752,9

Таблица И.6 - Расчет массы фюзеляжа для проекта по прототипу Ил-96-300

,кг

Относительная масса

,кг

Относительная масса

24463,66

0,11549

16400,06

0,0840

211816,5

1

203752,9

1

ПРИЛОЖЕНИЕ К. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ИСПОЛЬЗУЕМЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Таблица К.1 Характеристики двигателей

Наименование

Тип

Расход воздуха, кг/с

НК-8-2

ТРДД

1

9500

2750

-

0,796

НК-8-2У

ТРДД

1

10500

2750

230

0,76

ПС-90А

ТРДД

4,7

16000

3300

-

0,58

RB211-22

ТРДД

4,8

19050

4020

602

0,61

ПРИЛОЖЕНИЕ Л. РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЕТОВ ПРОЕКТОВ В СООТВЕТСТВИИ С НОВОЙ КОМБИНИРОВАННОЙ МЕТОДИКОЙ

Таблица Л.1 - Определение удельной нагрузки на крыло

Условие

Значения удельной нагрузки на крыло для проектов по прототипу: даН/м2

Ту-154

Ту-204

Ил-96-300

Обеспечение крейсерского полета

658,814

641,453

700,346

Обеспечение скорости захода на посадку

518,535

429,905

592,510

518,535

429,905

592,510

Принимаем

518,000

429,500

592,500

Таблица Л.2 - Определение тяговооруженности

Условие

Значение тяговооруженности для проектов по прототипу:

Ту-154

Ту-204

Ил-96-300

Обеспечение крейсерского полета

0,269

0,322

0,212

Обеспечение полета на потолке

0,218

0,251

0,170

Обеспечение заданной длины разбега

0,220

0,244

0,174

Обеспечение набора высоты при отказавшем двигателе

0,349

0,294

0,316

0,349

0,322

0,316

Принимаем

0,349

0,322

0,316

Таблица Л.3 - Определение относительной массы топлива

Этап полета

Коэффициенты массы для проектов по прототипу:

Ту-154

Ту-204

Ил-96-300

Запуск двигателей и взлет

0,9700

0,9700

0,9900

Набор высоты

0,9801

0,9815

0,9812

Крейсерский полет

0,8500

0,8935

0,7264

Режим ожидания

0,9519

0,9707

0,9730

Снижение

0,9900

0,9900

0,9950

Руление

0,9920

0,9920

0,9970

Итоговый коэффициент массы

0,7554

0,8110

0,6811

Относительная масса топлива

0,2592

0,2003

0,3380

Таблица Л.4 - Определение взлетной массы в первом приближении

Взлетная масса в первом приближении для проектов по прототипу:

Ту-154

Ту-204

Ил-96-300

Масса целевой нагрузки и экипажа, кг

18525

21600

40940

Относительная масса пустого самолета

0,50781

0,52249

0,490295

Относительная масса топлива

0,259227

0,200335

0,338013

Взлетная масса, кг

79518,96

77929,23

238450,4

Площадь крыла, м2

153,51

181,44

402,45

Взлетная тяга, даН

3Ч9246,288

2Ч12546,61

4Ч18851,13

Таблица Л.5 - Весовая сводка для проекта по прототипу Ту-154 в соответствии с новой методикой

НАИМЕНОВАНИЕ

Расчетные данные

Фактические данные прототипа

, кг

, кг

КОНСТРУКЦИЯ

22900,73

0,2912

24775

0,2768

Крыло

9213,818

0,1171

9200

0,1028

Фюзеляж

7142,306

0,0908

9490

0,1060

Оперение

1654,012

0,0210

2370

0,0265

Шасси

4890,594

0,0622

3715

0,0415

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

9723,039

0,1236

10921

0,1220

Двигатели

7050

0,0896

8230

0,0920

Средства управления двигателями

128,2402

0,0016

Система запуска двигателей

98,43738

0,0013

Топливная система

560,5542

0,0071

489

0,0055

Гондолы*

1665,807

0,0212

ВСУ**

220

0,0028

343

0,0038

ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ

5087,901

0,0647

12644

0,1413

А Самолетное оборудование

Гидросистема

150,4453

0,0019

Электрооборудование

670,9762

0,0085

Система управления полетом

815,6622

0,0104

Авионика

971,3215

0,0123

Измерительная аппаратура

176,155

0,0022

Противообледенительная система

159,0379

0,0020

Система кондиционирования

1038,721

0,0132

В Специальное оборудование

Пассажирское

1081,726

0,0138

Погрузочно-разгрузочное

23,85569

0,0003

ПУСТОЙ САМОЛЕТ

37711,67

0,4795

48340

0,5401

СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА

2325

0,0296

2325

0,0260

Экипаж

525

0,0067

525

0,0059

Спасательное оборудование

252

0,0032

252

0,0028

Снаряжение

1548

0,0197

1548

0,0173

ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ

40036,67

0,5090

50665

0,5661

ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА

18000

0,2289

18000

0,2011

Пассажиры

11400

0,1449

11400

0,1274

Багаж

2250

0,0286

2250

0,0251

Почта

4350

0,0553

4350

0,0486

ТОПЛИВО

20613,44

0,2621

20831

0,2328

Расходуемое топливо

19170,5

0,2437

18065

0,2019

Навигационный запас

1236,807

0,0157

2366

0,0264

Невыкачиваемое топливо

206,1344

0,0026

400

0,0045

ПОЛНАЯ НАГРУЗКА

38613,44

0,4910

38831

0,4339

ВЗЛЕТНАЯ МАССА

78650,11

1

89496

1

ВЕСОВАЯ ОТДАЧА

по полной нагрузке

0,521

0,460

по коммерческой нагрузке

0,229

0,201

Таблица Л.6 - Весовая сводка для проекта по прототипу Ту-204 в соответствии с новой методикой

НАИМЕНОВАНИЕ

Расчетные данные

Фактические данные прототипа

, кг

, кг

КОНСТРУКЦИЯ

22389,18

0,295763

29099

0,283475

Крыло

9499,425

0,125488

11090

0,108036

Фюзеляж

7266,466

0,095991

11689

0,113871

Оперение

2022,26

0,026714

1995

0,019435

Шасси

3601,03

0,04757

4325

0,042133

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

9610,871

0,12696

11520

0,112225

Двигатели

7200

0,095113

Средства управления двигателями

64,53978

0,000853

Система запуска двигателей

99,56498

0,001315

Топливная система

432,4016

0,005712

Гондолы*

1594,364

0,021062

ВСУ**

220

0,002906

ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ

5187,66

0,068529

11250

0,109595

А Самолетное оборудование

Гидросистема

165,3137

0,002184

Электрооборудование

525,7433

0,006945

Система управления полетом

967,1741

0,012776

Авионика

971,3215

0,012831

Измерительная аппаратура

123,4937

0,001631

Противообледенительная система

155,8585

0,002059

Система кондиционирования

1080,815

0,014278

В Специальное оборудование

Пассажирское

1174,561

0,015516

Погрузочно-разгрузочное

23,37877

0,000309

ПУСТОЙ САМОЛЕТ

37187,71

0,491253

51869

0,505295

СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА

1900

0,025099

5782

0,056327

Экипаж

600

0,007926

600

0,005845

Спасательное оборудование

252

0,003329

252

0,002455

Снаряжение

1048

0,013844

4930

0,048027

ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ

39087,71

0,516352

57651

0,561621

ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА

21000

0,277412

21000

0,204577

Пассажиры

11400

0,150595

11400

0,111056

Багаж

4560

0,060238

4560

0,044422

Почта

2040

0,026949

5040

0,049098

ТОПЛИВО

15611,98

0,206236

24000

0,233802

Расходуемое топливо

14519,14

0,191799

Навигационный запас

936,7189

0,012374

Невыкачиваемое топливо

156,1198

0,002062

ПОЛНАЯ НАГРУЗКА

36611,98

0,483648

45000

0,438379

ВЗЛЕТНАЯ МАССА

75699,69

1

102651

1

ВЕСОВАЯ ОТДАЧА

по полной нагрузке

0,508747

0,494705

по коммерческой нагрузке

0,277412

0,204577

Таблица Л.7 - Весовая сводка для проекта по прототипу Ил-96-300 в соответствии с новой методикой

НАИМЕНОВАНИЕ

Расчетные данные

Фактические данные прототипа

, кг

, кг

КОНСТРУКЦИЯ

65231,81

0,2941

67159

0,3136

Крыло

31853,88

0,1436

32718

0,1528

Фюзеляж

17834,27

0,0804

19865

0,0928

Оперение

5980,121

0,0270

4984

0,0233

Шасси

9563,542

0,0431

9592

0,0448

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

20238,11

0,0912

21933

0,1024

Двигатели

14800

0,0667

11800

0,0551

Средства управления двигателями

187,6547

0,0008

Система запуска двигателей

147,0284

0,0007

Топливная система

1280,794

0,0058

855

0,0040

Гондолы*

3162,631

0,0143

1341

0,0063

ВСУ**

660

0,0030

521

0,0024

ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ

8654,694

0,0390

17968

0,0839

А Самолетное оборудование

Гидросистема

216,7302

0,0010

1920

0,0090

Электрооборудование

880,7804

0,0040

5000

0,0233

Система управления полетом

1290,714

0,0058

Авионика

971,3215

0,0044

Измерительная аппаратура

285,3868

0,0013

Противообледенительная система

476,9007

0,0022

140

0,0007

Система кондиционирования

2088,062

0,0094

В Специальное оборудование

Пассажирское

2373,263

0,0107

2058

0,0096

Погрузочно-разгрузочное

71,53511

0,0003

ПУСТОЙ САМОЛЕТ

94124,61

0,4244

107833

0,5018

СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА

7070

0,0319

7070

0,0329

Экипаж

940

0,0042

940

0,0044

Спасательное оборудование

450

0,0020

450

0,0021

Снаряжение

5680

0,0256

5680

0,0264

ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ

101194,6

0,4563

114903

0,5347

ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА

40000

0,1803

40000

0,1861

Пассажиры

22500

0,1014

22500

0,1047

Багаж

6000

0,0271

6000

0,0279

Почта

11500

0,0518

11500

0,0535

ТОПЛИВО

80599,35

0,3634

60000

0,2792

Расходуемое топливо

74957,39

0,3380

56760

0,2641

Навигационный запас

4835,961

0,0218

3000

0,0140

Невыкачиваемое топливо

805,9935

0,0036

240

0,0011

ПОЛНАЯ НАГРУЗКА

120599,3

0,5437

100000

0,4653

ВЗЛЕТНАЯ МАССА

221794

1

214903

1

ВЕСОВАЯ ОТДАЧА

по полной нагрузке

0,576

0,498

по коммерческой нагрузке

0,180

0,186

Таблица Л.8 - Расчетные параметры проектов в соответствии с новой методикой

Проект по протипу:

Ту-154

Ту-204

Ил-96-300

Агрегат

Параметр

Крыло

, м2

153,512

181,442

402,448

, м

34,670

42,404

61,832

, м

6,881

6,822

9,954

, м

1,975

1,736

3,063

, м

4,881

4,783

7,117

Горизонтальное оперение

, м2

34,583

47,208

110,961

, м

17,332

20,220

21,682

, м

12,349

15,517

22,046

, м

4,000

4,525

7,270

, м

1,600

1,560

2,796

, м

2,972

3,283

5,365

Вертикальное оперение

, м2

27,056

80,924

70,141

, м

12,786

18,064

19,158

, м

5,202

9,730

10,594

, м

6,727

12,256

9,932

, м

3,676

4,377

3,311

, м

5,351

8,939

7,173

Двигатели

Тип

марка

ТРДД

НК-8-2У

ТРДД

ПС-90А

ТРДД

RB211-22

, кг/кгс ч

0,76

0,58

0,61

, даН

3Ч9246,3

2Ч12546,6

4Ч18851,13

Размещено на Allbest.ru

...

Подобные документы

  • Техническое описание самолета. Обоснование проектных параметров. Расчет взлетной массы. Компоновка и расчет геометрических параметров основных частей самолета. Коэффициент максимальной подъемной силы. Определение летно-эксплуатационных характеристик.

    курсовая работа [891,2 K], добавлен 27.06.2011

  • Требования к САПР, принципы ее разработки. Этапы и процедуры проектирования самолетов. Необходимость и проблемы декомпозиции конструкции самолета в процессе его автоматизированного проектирования. Проблемы моделирования и типы проектных моделей самолета.

    реферат [44,6 K], добавлен 06.08.2010

  • Расчет основных элементов продольного, поперечного набора крыла самолета, элеронов, качалки, узлов крепления, обеспечение их прочности и устойчивости. Точность размеров, силовое взаимодействие с элементами конструкции, жесткие требования к стыковым узлам.

    курсовая работа [2,5 M], добавлен 13.05.2012

  • Расчёт аэродинамических характеристик самолёта. Границы допустимых скоростей. Расчет нагрузок на крыло. Значения параметров расчетного сечения крыла, спроектированного по статическим нагрузкам. Зависимость веса самолета от времени в типовом полете.

    дипломная работа [2,3 M], добавлен 15.03.2013

  • Получение путем расчета аэродинамических характеристик самолета Ту-214 в диапазоне изменения высот и чисел Маха полета. Вычисление геометрических характеристик самолета. Подбор аэродинамического профиля крыла и оперения. Полетная докритическая поляра.

    курсовая работа [1,5 M], добавлен 15.02.2014

  • Статистическое проектирование облика самолета. Назначение, тактико-технические требования к самолету, условия его производства и эксплуатации, определение аэродинамических и технических характеристик. Разработка технологии изготовления детали самолета.

    дипломная работа [2,6 M], добавлен 21.11.2011

  • Технология производства лонжерона крыла самолета РСМ-25 "Robust" из композиционных материалов с подкосом. Определение нагрузок, действующих на крыло, обеспечение прочности и устойчивости конструкции; силовое взаимодействие, требования к стыковым узлам.

    дипломная работа [7,7 M], добавлен 16.03.2012

  • Предкрылки - профилированная подвижная часть крыла самолета, расположенная в носовой части. Элементы механизма управления предкрылками: электромеханизм, подъемники, трансмиссия, каретка. Работа механизма, расчет его параметров. Выбор способа смазывания.

    курсовая работа [452,3 K], добавлен 25.02.2012

  • Выбор прототипа самолета по его характеристикам, являющимися исходными данными к проекту. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Определение нагрузок, действующих на крыло и выбор типа конструктивно-силовой схемы крыла.

    методичка [500,7 K], добавлен 29.01.2010

  • Нормирование нагрузок на крыло. Проектирование полок и стенки лонжерона. Расчет геометрических параметров сечения лонжерона. Проектирование узла крепления подкоса к лонжерону. Технологический процесс формообразования и контроль качества конструкции.

    дипломная работа [1,3 M], добавлен 27.04.2012

  • Рассмотрение описание и летно-технических характеристик самолетов. Описание и состав гидросистемы. Изучение понятия, областей применения, составляющих элементов и кинематической схемы элерона. Рассчет мощностей гидропроводови и потерь гидравлики.

    курсовая работа [1,6 M], добавлен 27.01.2010

  • Тактико-технические характеристики самолета Bf 109 G-2. Полетные случаи нагружения крыла при маневре. Построение эпюр внутренних силовых факторов по размаху крыла. Выбор конструктивно-силовой схемы. Подбор сечений элементов продольного набора крыла.

    курсовая работа [764,1 K], добавлен 13.04.2012

  • Описание и анализ надежности шасси самолета Ту-154. Конструктивные усовершенствования тормозного цилиндра и дисков колес, расчет энергоемкости тормоза. Механизмы технического сервиса и разработка передвижной установки обслуживания шасси самолета.

    дипломная работа [1,2 M], добавлен 15.08.2010

  • Особенности конструкции самолета Ту-204 и замка убранного положения шасси. Разработка нового технологического процесса ремонта и внесение изменений в регламент технического обслуживания на самолеты ТУ 204/214. Экономические и функциональные расчеты.

    дипломная работа [3,3 M], добавлен 08.04.2013

  • Техническое описание конструкции самолета "Су-26". Определение нагрузок на крыло. Определение крутящего момента и подбор толщины обшивки крыла. Подбор толщины стенок и сечений поясов лонжеронов в растянутой и сжатой зоне крыла, сечений стрингеров.

    курсовая работа [1,1 M], добавлен 14.06.2010

  • Расчет стенки моторамы на срез и смятие композиционных материалов. Формообразование несущего профиля моторамы. Расчет воздухообмена при изготовлении моторамы легкого самолета. Оценка прямых и косвенных расходов на содержание и эксплуатацию оборудования.

    дипломная работа [396,6 K], добавлен 13.05.2012

  • Организация производства боевых и гражданских самолетов на авиационном заводе Ростова-на-Дону. Номенклатура выпускаемой продукции. Структура управления предприятием, службы главного механика. Технологический процесс механической обработки детали "Корпус".

    отчет по практике [111,2 K], добавлен 04.05.2014

  • Конструктивно-аэродинамическая компоновка самолета-высокоплана АН-24. Определение аэродинамических характеристик самолета. Подъемная сила и сила сопротивления, их распределение по поверхности. Механизмы возникновения подъемной силы и силы сопротивления.

    контрольная работа [1,2 M], добавлен 29.05.2013

  • Проектирование технологического процесса сборки. Оценка технологичности конструкции передней левой створки ниши шасси самолета. Проектирование схемы увязки заготовительной и сборочной оснастки. Расчет элементов каркаса приспособления на жесткость.

    дипломная работа [6,9 M], добавлен 29.07.2020

  • Порядок проектирования многоцелевого самолета М 101 Т "Гжель", его принцип действия и назначение, основные технические характеристики. Функциональное назначение и техническое описание носка стабилизатора, оценка его технологичности и составление схемы.

    контрольная работа [31,7 K], добавлен 26.11.2009

Работы в архивах красиво оформлены согласно требованиям ВУЗов и содержат рисунки, диаграммы, формулы и т.д.
PPT, PPTX и PDF-файлы представлены только в архивах.
Рекомендуем скачать работу.