Проектирование летательных аппаратов (самолетов)

Размещено на http://www.allbest.ru/

Курсовая работа

Проектирование летательных аппаратов (самолетов).

Выполнил Бессонов Илья



Содержание

1. Выбор самолета-прототипа

2. Выбор двигательной установки самолета

2.1 Характеристики двигателя и винта

3. Описание конструкции самолета-прототипа

3.1 Крыло

3.2 Фюзеляж

3.3 Оперение

3.4 Шасси

4. Расчет взлетной массы самолета

4.1 Расчет массы самолета в 1-м приближении

4.2 Расчет массы самолета во 2-м приближении

5. Весовая сводка самолета (Составление весовой сводки самолета)

6. Расчет геометрических параметров самолета

6.1 Крыло

6.1.1 Определение средней аэродинамической хорды крыла

6.2 Оперение

6.2.1 ГО

6.2.2 ВО

6.3 Фюзеляж

6.4 Выбор схемы и определение параметров шасси самолета

7. Центровка и компоновка самолета

Список литературы



1. Выбор самолета-прототипа

Выбираю несколько самолетов со схожими характеристиками :

- Ил-103

-Beechcraft V35

-Як-18Т

Статистика :

Таблица самолетов-прототипов

Самолет	Ил-103	Beechcraft V35	Як-18Т	Проектный	Примерные значения
Число пассажиров	4	4	4	4	4
Длина м.	8	8	8,4	8,13	8,13
Размах крыла м.	10,56	10,21	11,2	10,5	10,65
Площадь крыла кв.м.	14,71	16,8	18,5	17	16
Максимальный взл./пос. вес кг.	1310	1540	1500	1464,86	1450
Максимальный вес полез.нагр. кг.	350	785	306	370	480
Число и тип двигателя	1ПД	1ПД	1ПД	1ПД
Мощность двигателя л.с.	210	285	300	240	265
Крейсерская скорость км/ч	220	320	250	263,3	263,3
Максимальная скорость км/ч	250	350	300	300	300
Дальность полета км.	750	1325		800	1037,5
Взлетная дистанция м.	520			493,75	520
Посадочная дистанция м.	480			426,36	480
Разбег м.	340		340	300	340
Пробег м.	250		455	220	352,5
Потолок м.	4000			4000	4000
Сухая масса двигателя с агрегатами кг.	158,9			153	158,9
Масса топлива (при полном баке) кг.	150		150	170	150

Ил-103

Beechcraft v35

Як-18Т



2. Выбор двигательной установки самолета и воздушного винта

2.1 Выбор двигательной установки

Возьмем двигатель из (Бадягин А.А. Мухамедов М.А. “проектирование легких самолетов” таблица 6.1 ) М337 . М337 :

-

-

- = 1310 даН (как у прототипа Ил-103)

Подбор воздушного винта По (С.Л.2) пункт 6.4 :

Определим примерный диаметр винта :

Д-относительная плотность воздуха на заданной высоте к плотности на уровне моря

- к-т учитывающий кол-во и материал винтов (2 винта из дерева экономичный)

(N;n;;H) = const	Примечания
V(м/с)	100	150	250	Задаются
	1	1,5	2,5	Формула 6.26
	0,86	0,85	0,76	Снимают с винтовой характеристики рис. (Бадягин)
	37	39	40
Nрп	206	204	182	Nрп=N0



3. Описание конструкции самолета прототипа

3.1 Крыло

Основной каркас крыла кессонного типа состоит из продольного и поперечного наборов. К каркасу прикреплены вспомогательные конструкции (носовая и хвостовая части крыла, законцовка крыла) .

В корневой части кессона между нервюрами №1 и 5 на правой и левой консолях расположены топливные баки. Доступ в топливный бак обеспечивается установкой съемной части лобовика крыла и наличием люка на передней балке крыла в зоне бака.

Продольный набор состоит из передней и задней балок, лонжерона, обшивки и стрингеров. Поперечный набор состоит из 15 нервюр.

Лонжерон и балки имеют верхние и нижние пояса, стенку, стойки.

Не люблю также имеют балочную конструкции. Нервюры № 2, 6, 10, 12, 15, на которых имеются узлы навески, выполнены усиленными.

-размах = 10,56 м

-площадь = 14,71 м²

-корневая хорда = 1,825 м

-концевая хорда = 0,961 м

-САХ = 1,438 м

-угол стреловидности по линии ј хорд = 0

-размах элеронов (двух) = 3,575 м

-размах закрылков (двух) = 5,005 м

-площадь закрылков = 2,423 м²

Элероны установлены на концах крыла. Только на правом элероне имеется триммер-пластина. С помощью элеронов осуществляется управление самолётом по крену.



Закрылки предназначена для увеличения подъемная сила крыла при взлёте и посадке самолёта. При отклонения закрылков на взлёте и посадке происходит изменение кривизны профиля крыла, что улучшает взлетно-посадочные характеристики.

Закрылки расположения за хвостовой частью крыла между бортом фюзеляжа и элероном. Направо и левой консоли крыла расположена по одной секции однощелевых закрылков.

Закрылки шарнирно крепится кронштейном, установленным на нижней поверхности крыла тремя выносными узлами навески, имеющими ось вращения.

Закрылки имеют тонкостенную клепаную конструкцию, состоящую из продольного набора и поперечного набора. Лонжерон, нервюры и диафрагмы выполнены штампованными из дюралюминия.

3.2 Фюзеляж

Фюзеляж самолёта представляет собой цельнометаллический полумонокок, образованный поперечным и продольными набором.

Поперечный набор состоит из 15 шпангоутов. Продольный набор - из балок и стрингеров. Шпангоуты № 0, 1, 2, 3, 4, 12, 13, 14, 15, воспринимающая сосредоточенной нагрузки от двигателя, шасси, крыла, хвостового оперения, выполнены усиленными.

Шпангоут № 0 ограничивает кабину спереди и одновременно является противопожарной перегородкой.

Шпангоуты № 2 и 3 имеют узлы для крепления крыла.

Как шпангоутам № 12 и 13 крепится киль, от шпангоутам № 14 и 15 - стабилизатор.

Продольный набор состоит из типовых стрингеров, двух балок швеллерного сечения, образующих подфонарную жёсткость, двух усиленных стрингеров на уровне пола кабины, трёх балок между шпангоутами № 3 и 4.

-длина = 8 м

-высота = 1,42 м

-ширина = 1,4 м

3.3 Оперение

Оперение самолета состоит из горизонтального и вертикального оперения, установленных в хвостовой части фюзеляжа.

Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора и руля высоты (РВ) с триммером .Вертикальное оперение состоит из киля и руля направления (РН) с триммером.

Стабилизатор выполнен моноблочным без разъема консоли самолета. К фюзеляжу стабилизатор крепится с помощью передних и задних узлов

ГО:-размах = 3,9 м

-площадь ГО = 3,042 м²

-корневая хорда = 0,96 м

-концевая хорда = 0,60 м

-САХ = 0,793 м

-площадь руля высоты = 1,156 м²

-угол стреловидности по линии ј хорд = 4,1

ВО:-высота ВО = 1,45 м

-площадь ВО = 1,4 м²

-корневая хорда = 1,35 м

-концевая хорда = 0,58 м

-САХ = 1,02 м

-площадь руля направления = 0,56 м²

-угол стреловидности по линии ј хорд = 30



3.4 Шасси

Шасси самолета трех опорной схемы, неубирающееся . Оно состоит из двухосновных (правой и левой) и передней опор .Все три опоры рессорного типа (для обеспечения амортизации самолета) и крепятся к силовым элементам конструкции фюзеляжа.

-колея стояночная = 2,4 м

-база стояночная = 2,05 м



4. Расчет взлетной массы самолета

Масса целевой нагрузки :

Масса снаряжения :

Масса служебной нагрузки :

4.1 Расчет взлетной массы в первом приближении

самолет двигатель аэродинамический крыло

Из уравнения баланса массы самолета в относительных величинах :

имеем в первом приближении

Т.к. данных о массах оборудования и снаряжения прототипа не нашел, буду использовать примерные значения для моего типа самолета из книги С. М. Егера "Проектирование самолетов" :

У меня много целевой для местных авиалиний.

Тогда :

Энерговооруженность самолета Из (А.Н. Арепьев «Вопросы проектирования легких самолетов»):

Возьмем двигатель из (Бадягин А.А. Мухамедов М.А. “проектирование легких самолетов” таблица 6.1 ) М337 .

М337 :

-

-

4.2 Расчет взлетной массы в первом приближении

Здесь будем учитывать

Масса конструкции

Масса крыла

Из (С.Л.2) [3.13] :

где :

- - масса крыла

- - к-т учитывающий тип и наличие механизации крыла

- - к-т учитывающий тип конструкции крыла

- - к-т учитывающий марку основного материала конструкции крыла

-- относительная масса топлива в крыле

- - относительная наибольшая координата топлива в крыле (в долях полуразмаха)

- (как в прототипе Як-18Т) - расчетный к-т перегрузки

- - масса самолета при взлете (из первого приближения)

- - удлинение крыла

- - сужение крыла в плане

- - угол стреловидности крыла по 1/4 хорд

- - к-т учитывающий эффективность работы продольных силовых элементов

- - относительная толщина крыла у корня

-S = 14,71 (как в прототипе Ил-103) - площадь крыла

тогда -

Масса фюзеляжа Из (С.Л.2) [3.20] :

где : - - к-т учитывающий место установки двигателей

- - избыточное давление в гермокабине на максимальной высоте полета

- - длина фюзеляжа

- - масса самолета при взлете

тогда -



Масса оперения

Из (С.Л.2) [3.26] :

где:

-S_оп = 4,4 (как в прототипе Ил-103) - площадь оперения ГО и ВО

- - поверхностная плотность оперения

7,08

- - масса самолета при взлете

-- к-т учитывающий маневренность

-- к-т учитывающий скорость полета

- (как в прототипе Ил-103) крейсерская скорость

тогда-

Масса шасси

В расчетах буду использовать относительную массу шасси Из (С.Л.2) [3.29] :



где:

- - (высокая удельная прочность)к-т учитывающий материал стоек шасси

- - (убираемое шасси с обтекателями) к-т учитывающий обтекаемость шасси

- - (обычные шины) к-т учитывающий тип шин

-(как в прототипе Ил-103)- давление в главной опоре

-(как в прототипе Ил-103) - высота главной опоры шасси

тогда-

Масса силовой установки

Массу силовой установки можно определить по формуле :

где :

- - сухая масса двигателя без винтов и системы запуска.

Выразим массу ТВД и в функции мощности (С.Л.2) [3.30] :

где :

- (М337) - стартовая мощность всех двигателей

-- (М337) удельная масса двигателей

тогда-

Масса оборудования и управления

где :

- - масса оборудования общего назначения(для обеспечения безопасности пассажиров в полете)

- - масса специального оборудования

Из(С.Л.2) [3.34] :

где : - - масса электрооборудования

- (как у сельхозсамолетов) - масса радиооборудования

- (система торможения и убирающиеся шасси) - масса гидропневмооборудования

-(как в прототипе Як-18Т) - масса аэронавигационного оборудования

- - масса бытового оборудования

- - масса антиобледенительного оборудования

- - масса прочего оборудования

Можно считать, что для одномоторного легкого самолета.

тогда -

Масса топлива

Методика расчета

Взлетная масса во втором приближении находится по уравнению баланса массы из (С.Л.2) [3.40] :

Так как , то производим корректировку параметров влияющих на конечный результат расчетов :

Получены следующие параметры самолета :

Число пассажиров	4
Длина м.	8,13
Размах крыла м.	10,5
Площадь крыла кв.м.	17
Максимальный взл./пос. вес кг.	1467
Максимальный вес полез.нагр. кг.	370,00
Число и тип двигателя	М337(ПД)
Мощность двигателя л.с.	240
Крейсерская скорость км/ч	263,33
Максимальная скорость км/ч	300
Масса крыла кг.	124,92
Масса фюзеляжа кг.	229,04
Масса шасси кг.	85,97
Масса оперения кг.	33,53
Масса СУ кг.	285,00
Масса топлива кг.	170
Масса Об. И Упр.кг.	170,18
Масса самолета кг.	1467,00
Дальность полета км.	800



5. Весовая сводка самолета

Наименование элемента	Вес (кг)
Двигательная установка	153
Пилот и пассажиры	370
Крыло	125
Оперение	33,5
Фюзеляж	229
Топливо	170
Шасси	85,97



6. Расчет геометрических параметров

6.1 Крыло

Взлетная удельная нагрузка на крыло. Для определения взлетной удельной нагрузки на крыло в первом приближении воспользуемся статистическим методом. Для площади крыла самолета с одним двигателем уравнения регрессий, определенных методом наименьших квадратов :

[3.10]

Тогда удельная нагрузка на крыло :

Для взлетной удельной нагрузки на крыло самолета с одним двигателем, уравнения регрессий, определенных методом наименьших квадратов :

для всех самолетов статистики :

При заданном взлетном весе 1467даН взлетная удельная нагрузкасоответствует площади крыла :



Исходя из скоростей полета и , выбираю профиль NACA-2412



6.1.1 Определение средней аэродинамической хорды крыла

Средняя геометрическая хорда находится в центре площади крыла, и в случае трапециевидного крыла величина СГХ начисляется по формуле С.Л.2 [4.3] :

где :

- =1,99 - сужение крыла в плане

- =17 м² - площадь крыла

- =6,5 - удлинение крыла

тогда:

Определение длины крыла

Элероны



6.2 Оперение

6.2.1 ГО

6.2.2 ВО

6.3 Фюзеляж

Из самолета прототипа (Ил-103) беру параметры кабины:

длина кабины

высота кабины

ширина кабины

длина фюзеляжа

6.4 Выбор схемы и определение параметров шасси самолета

На самолет ставлю трехопорное убираемое шасси. Основные и носовая опоры шасси крепятся к силовым шпангоутам.

Основные опоры шасси одноколесные, оснащены гидравлическими дисковыми тормозами.

Ниши опор после уборки шасси закрываются створками.



7. Центровка и компоновка самолета

Как известно, фокус является почти постоянной точкой и находится от передней кромки приблизительно на l/4 расстояния хорды крыла, т.е. на 25% САХ

Поместим крыло на ось вращения, совмещенную с центром давления (25% САХ)

Сбалансируем крыло так, чтобы ЦТ также находился там же где и ЦД. Тогда момент подъемной силы и момент силы веса будут равны нулю и крыло будет в равновесии.

Центр тяжести должен располагаться в интервале 20 - 28% длины САХ от носка.

Составив уравнение моментов относительно предполагаемой точки , нашел для каждого центровочного случая оптимальное положение крыла. Крыло должно быть расположено так, что бы

Ниже приведены расчеты необходимых случаев центровки.



Компоновка самолета Выполнена на чертеже с характерными сечениями. Указан способ крепления крыла к фюзеляжу.



Список литературы

1) А.Н. Арепьев "Вопросы проектирования легких самолетов";

2) Бадягин А.А., Мухамедов Ф.А., "Проектирование легких самолетов";

3) С. М. Егер "Проектирование самолетов".

Размещено на Allbest.ru

...