Конструкция и прочность самолетов

“Конструкция и прочность самолетов”

Выполнил: ст-т. гр. 123-13 А

Бегметов Б.

Проверил: Алиакбаров.Д

Ташкент 2015

Оглавление

1. Анализ статистики, выбор схемы самолета и типа силовой установки

2. Определение взлетного веса самолета в первом приближении

3. Определение геометрических размеров основных сборочных единиц

4. Расчёт фюзеляжа на прочность

Список использованной литературы

1. Анализ статистики. Выбор схемы самолета и типа силовой установки

самолет силовой фюзеляж прочность

При проектировании нового самолета почти всегда Возникает проблема Выбора его общей схемы. Проработка общей схемы проектируемого самолета должна основываться на требованиях к самолету как к транспортному средству и на анализе Влияния этих требований на положение основных узлов самолета по отношению друг к другу. Под Выбором схемы самолета нужно понимать нечто большее, чем Выбор только его аэродинамической схемы. Для самолета конкретного назначения Выбор общей схемы Включает В себя:

• Выбор схемы размещения экипажа и нагрузки,

• Выбор схемы аэродинамической несущей поверхности системы для основного режима полета и схемы ее изменения (механизации) для Взлетно-посадочных или других этапов полета:

• Выбор схемы силовой установки:

• Выбор схемы шасси:

• Выбор конструктивно-силовой схемы самолета и увязка ее с отдельным агрегатом

Прежде чем компоновка проектируемого самолета будет Воспроизведена В чертежах, необходимо Выбрать схему Взаимного расположения основных элементов самолета: крыла, фюзеляжа, двигателей, хвостового оперения, шасси.

Для проектируемого самолета принята «нормальная» схема, т. е. горизонтальное оперение (стабилизатор) располагается сзади крыла. Такая схема обладает большей устойчивостью по сравнению с другими схемами, а значит большей безопасностью.

Также принята схема низкорасположенного крыла. Это крыло дает заметное приращение подъемной силы Вследствие близости земли. Низкорасположенное крыло и двигатели могут Выполнять роль энергоемкой массы при Вынужденной посадке самолета. Еще одним из достоинств низкорасположенного крыла является Возможность размещения на нем шасси и обеспечение большей безопасности самолета при аварийной посадке.

Фюзеляж один из наиболее сложных агрегатов самолета. В большинстве случаев фюзеляж является вместилищем полезной нагрузки, экипажа, оборудования, снаряжения, а иногда силовой установки и топлива: с другой стороны фюзеляж соединяет в единое целое

важнейшие части самолета:крыло, оперение, шасси. Такая

функциональная сложность обуславливает определенные трудности выбора параметров, размеров и формы фюзеляжа. Фюзеляж воспринимает не только силы тяжести собственной конструкции и всего содержимого фюзеляжа, но и силы от других агрегатов самолета.

На проектируемом самолете выбрана круглая форма поперечного сечения, так как именно эта форма представляется наивыгоднейшей как обеспечивающая минимальный периметр для постоянной площади сечения или минимальную площадь поверхности фюзеляжа при постоянном его объеме и, как следствие этого, наименьшее сопротивление трения. Круглая форма предпочтительна также для герметизированных частей фюзеляжа, нагруженных избыточным давлением, так как исключает появление значительных изгибных напряжений в оболочке, подкрепленной шпангоутами, а следовательно, обеспечивает наименьшую массу конструкции.

На проектируемом самолете предусмотрена установка ТРДД. Двигатели размешены на пилонах под крылом. Такая схема имеет следующие преимущества:

• двигатели разгружают конструкцию в полете, уменьшая изгибающий момент от внешних нагрузок, что приводит к уменьшению массы конструкции крыла;

• обеспечивается удобство замены двигателя другим;

• обеспечивается меньший шум от двигателей в пассажирской кабине;

• создаются хорошие условия по обслуживанию двигателя;

• возможно, надежное изолирование двигателя от крыла при помощи противопожарных перегородок в пилоне;

• обеспечивается удобство установки на двигатели приспособлений для реверса тяги и шумоглушения.

Оперение самолета предназначено для обеспечения устойчивости и управляемости самолета. В проектируемом самолете принята нормальная схема. В ней вертикальная и горизонтальная поверхности оперения размещаются в хвостовой части. Эта схема позволяет обеспечить получение необходимых характеристик устойчивости и управляемости самолета на всех возможных режимах полета, а также достаточную эффективность органов управления для вывода самолета в нормальный режим полета после непроизвольного превышения критических значений углов атаки, сваливания.

Шасси является взлетно-посадочным устройством, которое обеспечивает самолету взлет, разбег, посадку, послепосадочный пробег и маневрирование по аэродрому. Оно воспринимает при этом действующие на самолет нагрузки и рассеивает после посадки на пробеге большую часть его кинетической энергии.

Под схемой шасси понимают число опор и особенности их расположения относительно центра масс самолета.

В проектируемом самолёте принята трех опорная схема шасси с передней опорой. Это схема позволяет резко увеличить посадочную скорость. Такие самолёты имеют ряд преимуществ:

• более простая техника пилотирования на разбеге, пробеге и посадке;

• более интенсивным торможением на пробеге для сокращения его длины;

• возможностью совершать посадку с планирования без участков выравнивания и выдерживания.

После выбора схемы самолета его компоновка делается в чертежах.

2. Определение взлетной массы в первом приближении

Взлетная масса самолета представляет собой сумму:

где соответственно массы: конструкции планера, силовой установки, оборудования и управления, топлива, коммерческой нагрузки и служебной нагрузки.

;

Если принять относительные массы

(=0,28,=0,1,=0,1) = const

по статистике, а относительную массу топлива определить в зависимости от расчетной дальности и крейсерской скорости по формуле:

- для самолетов с ДТРД

=0,15;

где: с_e- удельный расход топлива двигателя;

с_e=0,55-для силовых установок с ТВлД (ДТРД);

К_кр=180,94=16,92 - аэродинамическое качество в крейсерском режиме полета (по прототипу). то получим уравнение взлетной массы проектируемого самолета в первом приближении:

; ( 3 )

33811кг

Масса снаряжения и служебной нагрузки включает экипаж, продукты питания, напитки, расходуемые в полете технические жидкости и воду, спасательное оборудование, контейнеры для багажа, почты и т.п.

В первом приближении для среднего магистрального пассажирского самолета можно записать:

m_сп.н = 80 ^.N_эк + 1,6 ^.N_n ; ( кг )

m_сл.н = 80 ^. 5 + 1,6 ^. 100=560 кг

где: N_эк - количество членов экипажа ;

N_n=100чел - число пассажиров

N_эк = N_лпс + N_бп + 1=2+3+1=6чел;

N_лпс =2чел. - летно-подъемный состав ;

N_бп - количество бортпроводниц:

чел;

Коммерческую нагрузку пассажирского самолета в первом приближении можно определить следующей зависимостью:

m_кн = 1,25 ^. ( 75+20 ) ^.N_n ; ( кг )

m_кн = 1,25 ^. ( 75+20 ) ^.N_n=1.25^.95^.100=11875кг;

3. Определение геометрических размеров основных сборочных единиц

Выбор параметров крыла

Основными параметрами крыла являются: площадь - Sкр , удлинение - _кр, размах - l_кр, стреловидность - _1/4, сужение- _кр, средняя относительная толщина - c_ср .

Площадь крыла можно определить по формуле:

=75,14м-²;

где: m_о - взлетная масса самолета;

p_o=450кг/м² - удельная нагрузка на 1 м² крыла при взлете. В первом приближении р_о либо выбирается из статистики, либо может быть рассчитана из выражения:

На основании анализа статистических данных самолетов прототипов необходимо выбрать: _кр=9,3 ;_кр=3,5 ; ^о_1/4=24^O

Тогда для крыла проектируемого самолета можно определить

размах крыла:

=

концевую хорду:

=

корневую хорду:

b_о = _кр^.b_кц =_кр^.b_кц=3,5 ^. 1,26=4,42м;

На крыльях современных самолетов применяется механизация по передней (предкрылки) и задней (закрылки) кромкам. Предкрылки могут составлять до 80% размаха крыла L_пр 0,8 ^.Lкр ; Закрылки выполняются до 65...70% размаха крыла L_зк = 0,65 ^.L_кр=0,65 ^. 25,7м;

Для выдвижных закрылков относительная хорда составляет 30...35% хорды крыла b_зк = ( 0,3...0,35 ) ^.b_кр=0,34 ^. 8,5=2,9м;

Площадь элеронов обычно составляет 5...7% площади крыла

S_эл = ( 0,05...0,07 ) ^.S_кр=0,06 ^.75,14=4,51м;

Размах элеронов определяет выбранное значение размаха закрылков:

L_эл = ( 0,25...0,3 ) ^.L_кр=0,28 ^.26,43=7,4м;

Хорда элеронов составляет 20...25% хорды крыла

b_эл = ( 0,2...0.25 ) ^.b_кр=0,24 ^.1,26=0,3м;

Выбор параметров фюзеляжа первого приближения

Благодаря уменьшению миделевого сечения уменьшаются силы аэродинамического сопротивления фюзеляжа () и повышается аэродинамическое качество. Для пассажирских самолетов площадь миделевого сечения определяется через ширину фюзеляжа из условия размещения заданного количества кресел в ряду.

- максимальная ширина фюзеляжа

В - ширина кресла;В=440мм;

- количество кресел в ряду;n₁=6;

b - ширина одного подлокотника кресла;b=50мм

- количество подлокотников в ряду;n₂=8;

h - ширина прохода:h=510мм;

приN_пасс< 300 h = 510 мм, при N_пасс 300 h = 650 мм;

- количество проходов;=1;

- толщина стенок (ширина шпангоута с отделкой салона);a=100мм;

с- зазор до стенки. С=30мм;

l₁=1100мм; l₂=400мм; t_кр=810мм; n_iряд=17;

Если сечение фюзеляжа применяется круглой формы, то

=3810мм;

Lпасс.с - Длину пассажирний салон

мм;

- удлинение фюзеляжа.

_хв.ч- удлинение хвостовой часть _хв.ч=2,5;

Lхв.ч- Длину хвостовой часть фюзеляжа;

;

мм;

Lн.ч- Длину носовой часть фюзеляжа ;

;

_н.ч - удлинение носовой часть _н.ч = 1,5;

Длину фюзеляжа в первом приближении можно определить зависимостью:

L_Ф =14460+9525+5715=29700мм;

- удлинение фюзеляжа.

=L_ф/d_ф=29,7/3,8=7,81

Выбор параметров оперения.

Площади горизонтального и вертикального оперений можно определить из следующих выражений:Sго=0,25Sкр=0,2575,14 =18,78м2;

Sво=0,16Sкр=0,1675,14 =12,02м²;

=4; =1,2;

Размах гор. оперения:;

вертикального оперения:;

Сужение горизонтального и вертикального оперений:з_го=2,5; з_во=2,5;

Концевая хорда горизонтального и вертикального оперений:

Площади рулевых поверхростей;

Стреловидность горизонтального и вертикального оперений:

4. Расчёт фюзеляжа на прочность