Проэктирование ближнемагистрального самолета
Знакомство с особенностями проектирования ближнемагистрального самолета. Характеристика балансировочной схемы самолета. Анализ этапов расчета на прочность основных элементов фюзеляжа. Способы определения толщины обшивки фюзеляжа в расчетном сечении.
| Рубрика | Транспорт |
| Вид | курсовая работа |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 12.07.2020 |
| Размер файла | 2,8 M |
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.
Размещено на http://www.allbest.ru/
1. Составление таблицы исходных данных. Сбор и обработка статистики
Основной задачей проектируемого летательного аппарата является перевозка пассажиров и груза на авиалиниях средней протяженности около 2500-3000 км. Самолет должен обеспечивать взлет и посадку на аэродромах с длинной ВПП 2000 м, обладать высокими экономическими показателями в сочетании с высокой надежностью и безопасностью полетов. Для поддержания требуемого уровня надежности и безопасности полетов самолет должен обладать высокой эксплуатационной технологичностью. За основной параметр, учитываемый при разработке ТЗ, была принята топливная экономичность.
Летно-технические характеристики самолета:
Количество пассажирских кресел 96
Максимальная дальность (км) 3200
Высота крейсерского полета (м) 11000
Максимальная взлетная масса (кг) 41100
Максимальная коммерческая нагрузка (кг) 8200
Тип двигателя, тяга (кгс) Д-436Т1
Таблица 1. Летно-технические характеристики прототипов и разрабатываемого самолета
2. Выбор компоновочной схемы ЛА
В качестве самолета аналога выбираем ближнемагистральный пассажирский самолет Ту-134. Также, аналогом по месту установки двигателей и конструкции оперения является ближне- и среднемагистральный пассажирский самолет EmbraerE-195. Отличительной конструктивной особенностью проектируемого ЛА является установка более совершенных двигателей Д-436Т1, имеющих в сравнении с двигателями Д-30 I серии ряд преимуществ:
- меньшую массу, что позволяет увеличить полезную нагрузку на 630 кг;
- меньший удельный расход топлива, который позволил снизить количество топлива при максимальной коммерческой нагрузке с 9600 кг до 7600 кг;
- большую мощность, что позволяет снизить длину разбега самолета на взлете.
В отличие от Ту-134, в проектируемом самолете была выбрана схема установки двигателей под крылом, аналогом такой схемы является самолет EmbraerE-195.Это позволило снизить массу конструкции на 2528 кг, а именно:
- масса вертикального оперения(ВО) снижается примерно на 40-50%, так как в нём теперь не проходят органы управления горизонтального оперения (ГО) и на него не действуют силы от ГО, выигрыш в массе 598 кг;
- масса фюзеляжа снижается на 10-15% в следствие того, что масса двигателей воздействует непосредственно на крыло, а не на сам фюзеляж,выигрыш в массе 930 кг;
- масса крыла снижается на 10-15%, так как вес двигателей, действующий вниз, теперь компенсирует часть подъемной силы, выигрыш в массе 1080 кг;
- в связи с использованием нового более лёгкого оборудования его масса снизилась примерно на 560 кг.
2.1 Составление уравнения баланса масс самолета
Предполагаемые масса самолета, силовой установки, топлива, коммерческой нагрузки, оборудования должны удовлетворять следующему уравнению:
Мо=Мк+Мсу+Мт+Моб +Мпн ,
гдеМо - масса взлетная;
Мк - масса конструкции
Мсу - масса силовой установки;
Мт - масса топлива;
Моб - масса оборудования;
Мпн - масса полезной нагрузки.
Мк= Мкр+ Мф+ Моп+ Мш,
где Мкр - масса конструкции крыла;
Мф - масса фюзеляжа:
Моп - масса оперения;
Мш - масса шасси.
Задаем массы узлов ЛА.
Массу топлива принимаем при полной заправке топлива [3]:Мт =8600 кг.
Массу полезной нагрузки при данной заправке принимаем [3]:
Мпн = 8200 кг. Массу двигателей принимаем:
Мдв=Мдв·n + Mагр= 1450· 2 = 2900 кг,
где Mдв - масса одного двигателя, n-число двигателей.
Исходные массы для расчётов брались из [3]:
Мк=14980 кг;
Мдв=2900 кг;
Мт= 8600 кг;
Моб= 6420 кг;
Мпн = 8200 кг.
В связи с отсутствием точных значений, задаем массы остальных узлов ЛА в соответствии с рекомендациями:
Мкр= М0·0,1258=5170кг;
Мф=М0· 0,0997=4100кг;
Моп=М0·0,0258=1060кг;
Мш=М0·0,0452=1860кг.
Моб = М0 - Мк - Мдв - Мпн - Мт,
Моб = 41100- 14980 - 2900 - 8200 - 8600= 6420 кг
Проверка:
М0 =Мк + Мдв +Мпн + Мт + Моб ,
М0= 14980 + 2900+ 8200+ 8600+ 6420 = 41100 кг
2.2 Балансировочная схема самолета
Расчетным является случай горизонтального полета самолета.
Центры давлений крыла и самолёта не совпадают, так как к подъёмной силе крыла добавляется подъёмная сила фюзеляжа и других элементов самолёта.
Зная положение центра масс самолёта и точки приложения подъёмных сил, составляем балансировочную схему (рисунок 1).
Рисунок 1. Схема сил действующих на самолет
Из условия равновесия видно, что
,
где L1и L2- расстояния от центров приложения подъемных сил крыла и горизонтального оперения до центра масс самолета.
L2=LГО= 14,76 м определяем графически (рисунок 1)
В качестве аналога принимаем профиль крыла B-12% [4] и угол установки крыла 30 9'[1].
Тогда:
=0,19 • bсах=0,19 • 4,32=0,82 м;
=0,32 • bсах =0,32 • 4,32=1,38 м;
Сy=0,327[4]; V=Vкрейс=222,2 м/с [1];
Н
Где с- плотность воздуха на высоте H=10км.
Н
Проверка условия равновесия самолета:
428389-24629-41200*9,8=0
Условие выполняется.
3. Внешняя и внутренняя компоновки проектируемого ЛА
По схеме проектируемый самолет представляет собой моноплан с низкорасположенным стреловидным (в плане) крылом.
Самолет снабжен двумятурбореактивными дви-гателями Д-436Т1 с тягой по 7500кгс каждый.
Самолетрассчитан для полётов на расстояния до 2000 км. Крейсерская скорость полета 800 км/час.
Основными элементами конструкции самолета являются фюзеляж, крыло, оперение (вертикальное и горизонтальное), шасси, силовая установка.
3.1Элементы ЛА
Планер самолета РСС собирается из следующих основных агрегатов:
1. фюзеляжа, изготовленного из трех частей: носовой до шп. № 15; средней, включающей шп. № с 15А по 55 с герметичным днищем; хвостовой от шп. № 55А до шп. № 65. На носовой части фюзеляжа установлена нога шасси, на средней -- гондолы двигателей, а в хвостовой -- хвостовое оперение и ВСУ;
крыла, изготовленного из пяти частей. На крыле установлены средства механизации, главные ноги шасси с обтекателями и маршевые двигатели;
хвостового оперения, состоящего из киля, руля направления, стабилизатора и руля высоты.
Фюзеляж. Каркас всех частей фюзеляжа собирается из шпан-гоутов, стрингеров, лонжеронов продольных и поперечных балок и других элементов. Каркас обшивается листами обшивки.
Шп. № 4, 6, 8, 11, 13, 15, 28, 34, 37, 47, 48, 51, 55, 55А, 60, 63 и 64 -- силовые, шп. № 2, 5 и 9 -- усиленные, а остальные -- типовые, Всего шпангоутов 72.
Стрингеры каркаса фюзеляжа расположены равномерно по окружности сечения фюзеляжа и проходят по всей длине его, пре-рываясь в местах его вырезов под центроплан, окна, двери и люки. В местах соединения отдельных частей фюзеляжа стрингеры кре-пятся к фитингам стыковочных шпангоутов. Стрингеры верхней части фюзеляжа выполнены из сплава Д16-Т, а нижние -- из спла-ва В95.
Лонжероны фюзеляжа установлены между шп. № 5...9 и 34...44. Первые обеспечивают крепление фонаря кабины пилотов и рас-положены в верхней части фюзеляжа. Вторые устанавливаются в нижней части его и усиливают зону установки центроплана и упрощают крепление заднего обтекателя крыла.
Крыло кессонного типа двухлонжеронное, состоит из прямо-угольного центроплана, двух средних частей, двух отъ-емных частей, обтекателей. Центроплан, средняячасть крыла (СЧК) и отъемная часть крыла (ОЧК) имеют два лонжерона, большое количество стрингеров, нервюр (часть которых усилена) и обшивку. Носки всех частей съемные, а хвостовые части приклепанные. Носки имеют основную обшивку из листа Д16 тол-щиной 1,2 мм и внутреннюю обшивку из гофрированного листа, об-разующего поперечные каналы для прохода горячего воздуха си-стемы противообледенения крыла.
Стрингеры крыла выполнены из сплава В95 и Д16-Т и имеют трапециевидное и двутавровое сечения. Все нервюры, кроме нервюр разъемов и разделяющих внутренние объемы частей крыла на отдельные баки отсеки, выполняются штамповкой из листов Д16 с отбортованными отверстиями.
Обтекатели (гондолы) шасси служат для размещения в убран-ном положении главных ног шасси. Каждая гондола со-стоит из лонжеронов, балок, стрингеров и шпангоутов. К эле-ментам каркаса гондолы приклепывается обшивка из Д16А-Т тол-щиной 1 мм. Нижние части гондолы имеют вырез для прохода ног шасси при уборке и выпуске их.
Вырезы закрываются передним щитком, двумя боковыми и двумя задними створками.
Закрылки. Самолет оснащен четырьмя выдвижными двухщелевыми закрылками: двумя внутренними, расположенными между бортами фюзеляжа и гондолами шасси, и двумя внешними, распо-ложенными между гондолами шасси и разъемами частей крыла. Внутренние закрылки расположены вдоль балки средней части крыла перпендикулярно направлению полета и перемещаются на-зад по специальным рельсам, выполненным по форме дуги окруж-ности. Внешние закрылки размещены вдоль заднего лонжерона СЧК под углом к полету, а перемещаются так же, как и внутренние, в направлении потока. Такое движение внешних закрылков обес-печивается перемещением их по направляющим рельсам, выпол-ненным в форме винтовой линии.
Интерцепторы предназначены для торможения самолета при пробеге его после посадки и при прерванном взлете. Они пред-ставляют собой клепанные щитки, отклоняющиеся вверх против потока воздуха на угол 52°. Интерцепторы шарнирно крепятся к хвостовой внешней части СЧК. Каждый интерцептор состоит из лонжерона, нервюр, верхней и нижней обшивок и других деталей.
Элеронысостоят из четырех секций. На каждой внутренней секции установлен триммер-флетнер, а на внешней -- флетнер. Ка-ждая секция элерона состоит из лонжерона, съемного носка, верхней и нижней обшивок и других деталей. Весовая балансировка элерона обеспечивается литыми стальными грузами. Элерон имеет осевую аэродинамическую компенсацию, равную 29,6%.
Хвостовое оперение. Вертикальное оперение состоит из киля, закрепленного к узлам шп. № 55 и 60, и руля направления, на четырех узлах киля. Горизон-тальное оперение состоит из двух консолей стабилизатора и двух секций руля высоты.
Киль и каждая половина стабилизатора конструктивно вы-полнены аналогично: каждая из них собирается из двух лонжеро-нов, стрингеров, нервюр и обшивки.
Лонжероны киля на нижних концах имеют стальные узлы для крепления киля к узлам фюзеляжа, а на верхних -- узлы для установки качалки управления стабилизатором спереди и шарнир-ного крепления его сзади. Лонжероны стабилизатора имеют узлы только на внутренних торцах.
Гондолы двигателей. Для крепления двигателей под крыло служат две гондолы, расположенные под углом 0° к оси симметрии самолета.Каждая гондола состоит из трех частей: передней (воздухоза-борника), средней силовой и задней съемной (стекателя).
Основные стойки двухколёсные, убираются внутрь в фюзеляж. Колёса типа КТ-84 с размерностью 1230Ч260 мм. Передняя стойка убирается назад по полёту, в нишу в передней части фюзеляжа. Колёса К-283 размерностью 570Ч140 мм. Ширина колеи основных стоек шасси -- 6 м.На тормозных колёсах основных стоек установлена антиюзовая автоматика.Разворот колёс передней стойки осуществляется посредством педалей у лётчиков. В рулёжном режиме угол разворота составляет ± 55є, во взлётно-посадочном режиме угол разворота ± 8є30ґ. При буксировке самолёта колёса ставятся в режим самоориентирования.
4.Разработка и расчет на прочность основных элементов фюзеляжа
Исходные массовые данные составных частей летательного аппарата принимаются исходя из расчета этих частей согласно методике определения их массовых характеристик и согласно анализу массового баланса самолета.
Исходные массовые данные элементов летательного аппарата:
взлетный вес - 41200 кг;
крыло - 5170 кг;
фюзеляж - 4100 кг;
оборудование -8000 кг;
оперение - 1060 кг;
шасси передняя стойка - 360 кг;
шасси основная стойка - 1500 кг;
топливо - 7600кг;
силовая установка - 2900 кг.
4.1 Построение эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов для фюзеляжа
Для упрощения построения эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов распределенные массовые нагрузки от массы конструкции фюзеляжа целесообразно представить в виде сосредоточенных сил. Для этого разбиваем фюзеляж на отсеки.
Тогда массовая сила i - го отсека приближенно равна:
(4.1)
где Мф - масса конструкции фюзеляжа;
Sф - площадь боковой проекции фюзеляжа;
Si - площадь боковой проекции i-го отсека.
Разбиваем фюзеляж на 11 отсеков и проводим вычисления по формуле (4.1).
Рисунок 2.Схема деления фюзеляжа на отсеки для расчетов
Определяем погонные нагрузки на участках фюзеляжа:
(4.2)
где Hi - высота сечения рассматриваемого участка.
Определяем погонные нагрузки на участках фюзеляжа:
Результаты вычислений заносим в таблицу4.1.
Таблица 4.1 - Массовые силы отсеков фюзеляжа
Определяем значения сосредоточенных сил действующих на фюзеляж со стороны остальных элементов конструкции самолета.
Со стороны крыла через лонжероны на фюзеляж действуют две сосредоточенные силы (см. рисунок4.1).
Рис.3
Определяем силу, действующую на фюзеляж со стороны крыла:
Находим силы реакции лонжеронов крыла, решив уравнения моментов:
Сосредоточенные силы фюзеляжа от сил реакции лонжеронов крыла равны им по величине и противоположны по направлению.
4.2 Со стороны горизонтального оперения через лонжероны на фюзеляж действуют две сосредоточенные силы
Рисунок 4. Реакции, действующие на фюзеляж со стороны горизонтального оперения
Определяем силу, действующую на фюзеляж со стороны горизонтального оперения:
Определяем силы реакции лонжеронов, решив уравнения моментов:
Проверка:
Сосредоточенные силы фюзеляжа от сил реакции лонжеронов горизонтального оперения равны им по величине и противоположны по направлению.
При построении эпюр перерезывающих сил Qpy и изгибающих моментов Mpz фюзеляж можно рассматривать как балку, опирающуюся на лонжероны крыла и нагруженную сосредоточенными массовыми силами, нагрузками со стороны горизонтального оперения и реакциями крыла.
Расчет и построение эпюр изгибающих моментов и перерезывающих сил выполняем на ЭВМ по средствам программ Компас3D и Excel.
Результаты расчетов для построения эпюр от погонных нагрузок на участках фюзеляжа сводятся в таблицу 4.2.
Таблица 2
Таблица 3
Рис.5
Рис.6
4.3 Проектировочный расчет фюзеляжа
4.3.1 Определение толщины обшивки фюзеляжа в расчетном сечении
Толщина обшивки боковин и сводов фюзеляжа в расчетном сечении определяем из соотношения
где р - разрушающее касательное напряжение, принимаем равным
(4.4)
Т - расчетное погонное касательное усилие в боковинах и сводах фюзеляжа, в- предел прочности фюзеляжа обшивки.
Материал обшивкивыбираем В95Т1, высокопрочный алюминиевый сплав, закаленный и искусственно состаренный.в= 540 Мпа[5] . Тогда p200МПа.
Погонные касательные силы в боковинах фюзеляжа при действии наибольшей нагрузки на горизонтальное оперение можно определить по формуле
(4.5)
где Qpy и Mpz - значения поперечной силы и изгибающего момента в расчетном сечении фюзеляжа, = 0 - угол конусности фюзеляжа при виде с боку, м (Dэкв - эквивалентный диаметр круглого фюзеляжа).
Определяем минимально необходимую толщину обшивки:
Принимаем минимально необходимую толщину обшивки равной 1,3мм.
4.3.2 Подбор элементов продольного набора
Стрингеры, как продольные элементы каркаса фюзеляжа, участвуют в общей работе фюзеляжа на изгиб. Поэтому возникающие в них продольные усилия можно определить в результате расчета нормальных напряжений при изгибе фюзеляжа.
Так как фюзеляж самолета на большей части своей длины не имеет ярко выраженных лонжеронов, то, приняв все стрингеры одинаковыми, их сечение можно найти из соотношения:
(4.6)
Здесь МПа - временное сопротивление материала стрингера Д16Т,м - расстояние между центрами тяжести сводов, m=16 - количество стрингеров свода при высоте свода 0,25Dэкв[ 2], Fстр - площадь стрингера, bстр=0,284 м - расстояние между стрингерами[ 2], - толщина обшивки, = 0,9 - редукционный коэффициент.
Определяем площадь стрингера:
Теперь подбираем тип и размер профиля, исходя из формы профиля по прототипу Fстр.
Рис.7
Принимаем профиль типа № 7 с размерами В = 70 мм, = 6,0 мм, F =Fстр = 10,7 см2. [6],
Проводим проверку сжатого свода на устойчивость:
(4.6)
Здесь Е = Па - модуль упругости материала обшивки В95Т1[5], R=Rэкв=1,45 м- радиус свода фюзеляжа[2],
Условие устойчивости выполняется. Принимаем толщину обшивки в расчетном опасном сечении = 6 мм и профиль стрингера № 7с шагом 0,284 м по внутреннему контуру обшивки фюзеляжа.
4.3.3 Расчет на прочность шпангоута
Шпангоуты нагружаются местными аэродинамическими силами и нагрузками от совместной работы силовых элементов фюзеляжа. Все эти нагрузки передаются на шпангоут обшивкой и стрингерами.
Усиленные шпангоуты нагружаются еще и сосредоточенными силами от прикрепленных к ним других частей самолета (крыла, оперения, шасси) и грузов.
Расчетным сечением принимаем критическое сечение фюзеляжа
(). Расчетную схему шпангоуту в этом сечении представляем кольцевого типа с эквивалентным диаметром и со средним расположением крыла по высоте фюзеляжа. Расчет ведем от усилия изгибающего момента крыла по [4].
Мизг=1413962,7Н·м (получен из расчета крыла)
Н = 0,43 м - высота лонжерона крыла[2].
С достаточной для практики точностью можно приближенно считать моменты . В этом случае в точках А и В шпангоута действуют только горизонтальные нормальные усилия:
Тогда делим шпангоут на две половины, и каждую рассматриваем отдельно. При этом текущий момент в любом сечении шпангоута находится как:
(4.7)
Усилие SAв каждом сечении раскладываем на составляющие нормальное Nsи поперечноеQs усилия:
(4.8)(4.9)
Результаты расчетов по формулам (4.7 - 4.9) сводятся в таблицу 4.3, по которым строим эпюры Ms, Ns и Q- рисунок 4.7.
На участках эпюры и - скачок нормальных Ns и поперечных Qs усилий, поэтому в данных участках по две точки, значения которых определяется как:
На участке :
На участке :
Таблица 4
Рис. 8
Рис.9
Рис.10
Рис.11
Из построенных эпюр делаем вывод, что опасным сечением является сечение в районе крепления крыла (Msmax, Qsmax).
Для данного сечения определяем нормальные и касательные напряжения по формулам:
Здесь J - момент инерции поперечного сечения шпангоута, F- площадь сечения шпангоута, Sx - статический момент отсеченной части, толщина стенки шпангоута.
Для опасного сечения шпангоута подбираем сечение профиля с такой площадью поперечного сечения, чтобы выполнялось условие:
Рис.12
Материал шпангоута30ХГСА[ 2],
МПа,МПа [5],
Берем стандартный двутавр № 60 . [6], Его характеристики: h = 0,6 м, s = 0,012 м, F = 0,0138 м2, м4, м3, м3.
Подобранный профиль удовлетворяет условию (4.11)
Условие прочности выполняется.
Рис.13
4.3.4Расчет герметических кабин
Рис.14
самолет фюзеляж проектирование
Обычно герметическая кабина является частью силовой схемы фюзеляжа и, следовательно, воспринимает все нагрузки, приходящиеся на нее как на часть фюзеляжа. Кроме того, в полете на герметические кабины действуют нагрузки от внутреннего или внешнего избыточного давления. Расчетное (разрушающее) избыточное давление и разрежение регламентируется нормами прочности.
Критическая нагрузка общей потери устойчивости шпангоута:
Здесь J - момент инерции поперечного сечения шпангоута с учетом обшивки.
Р=0,5кг/см2 - избыточное давление в герметической кабине [1] .
-условие устойчивости выполняется.
Нормальные напряжения будут равны:
Суммарное нормальное напряжение с учетом местного изгиба:
Проверяем обшивку на прочность по эквивалентным напряжения (энергетическая теория):
Условие прочности выполняется
Заключение
В ходе работы был произведен проектировочный расчет фюзеляжа разрабатываемого ближнемагистрального пассажирского самолета. По разработанным летно-техническим требованиям и после расчета на прочность элементов конструкции была подобранна аэродинамическая компоновка самолета, отвечающая данным требованиям, и, исходя из нагрузок на части фюзеляжа со стороны прикрепленных к нему элементов, подобраны конструктивно-силовые элементы каркаса и обшивки фюзеляжа и компоновка последнего.
При проектировании ближнемагистрального самолета РСС были учтены тенденции самолетостроения в современных экономических условиях. Было принято решение не увеличивать количество пассажиров и массу полезной нагрузки путем удлинения фюзеляжа (относительно прототипа). Замена силовой установки на современный двигатель Д-436Т1 и перенос её под крыло позволили при полете с максимальной загрузкой и на максимальную дальность экономить 2000кг топлива, что составляет примерно 78тыс.руб на полет.
Список литературы
самолет фюзеляж проектирование
1.Инструкция по эксплуатации и техническому обслуживанию самолета Ту-134А.(Книга 1);ЗАО АНТЦ «ТЕХНОЛОГ»; 2001.
2.Инструкция по эксплуатации и техническому обслуживанию самолета Ту-134А.(Книга 2);ЗАО АНТЦ «ТЕХНОЛОГ»; 2001.
3.Конструкция самолетов. Г. И. Житомирский, М.: 1991
4.Справочник авиационных профилей.
5.Конструкционные материалы. Арзамасов Б. Н.М.: 1990
6.Сопротивление материалов. В.И. Феодосьев. М.:1997.
7.Методические указания по выполнению курсовой работы по дисциплине: «Конструкция и прочность летательных аппаратов»2011.
Размещено на Allbest.ru
...Подобные документы
Требования, предъявляемые к фюзеляжу самолета. Узлы крепления к нему отдельных агрегатов. Конструкция элементов балочного фюзеляжа обшивочного типа. Конструктивные особенности герметических кабин. Раскрой листов обшивки, нормальных и усиленных шпангоутов.
курсовая работа [1,4 M], добавлен 20.03.2013Определение геометрических и массовых характеристик самолета. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла. Определение толщины обшивки. Расчет элементов планера самолета на прочность.
курсовая работа [3,2 M], добавлен 14.05.2013Особенности проектирования пассажирского самолета. Параметрический анализ однотипных аэропланов и технических требований к ним. Формирование облика самолета, определение массы конструкции, компоновка фюзеляжа, багажных помещений и оптимизация параметров.
курсовая работа [202,5 K], добавлен 13.01.2012Схемы крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и двигателей самолета. Удельная нагрузка на крыло. Расчет стартовой тяговооруженности, взлетной массы и коэффициента отдачи по коммерческой нагрузке. Определение основных геометрических параметров самолета.
курсовая работа [805,8 K], добавлен 20.09.2012Расчёт и построение поляр дозвукового пассажирского самолета. Определение минимального и макимального коэффициентов лобового сопротивления крыла и фюзеляжа. Сводка вредных сопротивлений самолета. Построение поляр и кривой коэффициента подъемной силы.
курсовая работа [923,9 K], добавлен 01.03.2015Расчет геометрических характеристик фюзеляжа самолета, горизонтальное оперение. Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления пилона. Взлетно-посадочные характеристики самолета. Построение зависимости аэродинамического качества от угла атаки.
курсовая работа [1,2 M], добавлен 29.10.2012Геометрические и аэродинамические характеристики самолета. Летные характеристики самолета на различных этапах полета. Особенности устойчивости и управляемости самолета. Прочность самолета. Особенности полета в неспокойном воздухе и в условиях обледенения.
книга [262,3 K], добавлен 25.02.2010Разработка общего вида самолета. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла, фюзеляжа, оперения и шасси. Проектирование силовой установки и элементов конструкции основной стойки шасси, ее тяги. Подбор монолитной панели и лонжерона минимальной массы.
дипломная работа [3,1 M], добавлен 07.03.2012Выбор конструктивно-силовой схемы крыла. Обоснование схемы самолета и его параметров. Определение потребной тяговооруженности самолета. Расчет аэродинамических нагрузок. Подсчет крутящих моментов по сечениям крыла. Нахождение толщины стенок лонжеронов.
дипломная работа [4,7 M], добавлен 08.03.2021Классификация самолета Airbus A321. Устройство фюзеляжа. Сравнение с А320 и технические характеристики. Несущие свойства крыла. Модификации самолета. Электродистанционная система управления. Взлётно-посадочные характеристики, а также дальность полета.
реферат [336,2 K], добавлен 16.09.2013Требования к военно-транспортному стратегическому самолету с грузоподъемностью 120 т и дальностью полета 6500 км. Выбор схемы самолета и сочетания основных параметров самолета и его систем. Расчет геометрических, весовых и энергетических характеристик.
курсовая работа [1,6 M], добавлен 28.06.2011Определение сил, действующих на самолет, выбор расчетно-силовой схемы крыла. Определение неизвестной реакции фюзеляжа на крыло и напряжения в его сечении. Построение эпюры поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов в сечениях крыла по его размаху.
курсовая работа [700,2 K], добавлен 09.06.2011Конструктивные и аэродинамические особенности самолета. Аэродинамические силы профиля крыла самолета Ту-154. Влияние полетной массы на летные характеристики. Порядок выполнения взлета и снижения самолета. Определение моментов от газодинамических рулей.
курсовая работа [651,9 K], добавлен 01.12.2013Гондолы предохраняют двигатель и его агрегаты от коррозии, загрязнения и механических повреждений. Размещение двигателей в фюзеляже, на крыле, на горизонтальных пилонах по бокам хвостовой части фюзеляжа. Силовые схемы гондол. Прочность гондол, пилонов.
контрольная работа [1,2 M], добавлен 25.05.2008Подготовка летных экипажей на случай аварии самолета. Предполетный инструктаж пассажиров. Действия экипажа и пассажиров перед вынужденной посадкой. Аварийное оборудование самолета. Обязанности членов экипажа при вынужденной посадке самолета на сушу.
методичка [3,0 M], добавлен 21.07.2009Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении. Выбор конструктивно-силовой схемы самолета и шасси. Определение изгибающего момента, действующего в крыле. Проектирование силовой установки самолета. Электродистанционная система управления.
дипломная работа [9,1 M], добавлен 01.04.2012Основные характеристики и модификации семейства ближнемагистрального пассажирского самолёта Ан-148. Система управления по тангажу, крену и курсу. Современный следящий гидравлический рулевой привод. Режимы работы автономной рулевой машины АРМ-19Н.
презентация [3,6 M], добавлен 16.11.2014Техническое описание самолета. Система управления самолетом. Противопожарная и топливная система. Система кондиционирования воздуха. Обоснование проектных параметров. Аэродинамическая компоновка самолета. Расчет геометрических характеристики крыла.
курсовая работа [73,2 K], добавлен 26.05.2012Тактико-технические характеристики самолета Ту-134А. Взлетная и посадочная поляры. Построение диаграммы потребных и располагаемых тяг. Расчет скороподъемности и максимальной скорости горизонтального полета. Дроссельные характеристики двигателей самолета.
курсовая работа [662,8 K], добавлен 10.12.2013Устойчивость, управляемость самолета. Принцип действия рулей. Центровка самолета, фокус его крыла. Понятие аэродинамической компенсации. Особенности поперечной устойчивости и управляемости на больших скоростях полета. Боковая устойчивость и управляемость.
лекция [2,9 M], добавлен 23.09.2013
