двигатель самолета контрольная. калинкин самолет (1). Федеральное агенство воздушного транспорта
 Скачать 366.48 Kb.
|
8.2.Размеры горизонтального оперенияПлощадь ГО определяется по формуле:  = [м2].Площадь руля высоты (РВ) можно определить по статистической зависимости: SРВ=  :SГОРазмах ГО:  [м]где:  удлинение ГО.Центральную хорду крыла  можно определить по формуле: [м].Теперь можно найти длину концевой хорды горизонтального оперения:  [м].8.3.Размеры вертикального оперенияПлощадь ВО определяется по формуле:  = [м2] Площадь руля высоты (РВ) можно определить по статистической зависимости: SРН = (0,25...0,45)SВО Размах ВО:  [м]где: - удлинение ВО.Центральную хорду крыла можно определить по формуле: [м].Теперь можно найти длину концевой хорды вертикального оперения:  [м].8.4Размеры фюзеляжаДлину фюзеляжа можно определить по следующей формуле:   [м]8.5.Размеры гондол двигателейОсновные размеры гондол двигателей определяются размерами самого двигателя. При курсовом проектировании можно принять: диаметр мотогондолыdмг = 1,05dдв  мдлина мотогондолыlмг = 1,2lдв  м9.Компановка и центровка самолёта. 9.1Объёмно-весовая компоновка. При компоновке шасси необходимо обеспечить следующие геометрические характеристики шасси: 1)продольная база b:  где:  длина фюзеляжа2) колея В( растояние при виде спереди между точками касания ВПП колесами основных опор шасси):  где: Н - высота шасси( высота расположения центра масс самолета над поверхностью ВПП): 3) угол опрокидывания  ( угол при виде сбоку межу касательной, проведенной из точки касания поверхности ВПП колесами опор шасси к хвостовой части самолета, и поверхностью ВПП) примем равным  4) угол выноса основных опор шасси  (угол при виде сбоку между линией, проходящей через центр масс самолета и точку касания ВПП колесами основных опор шасси, и линией, перпендикулярной СГФ и проходящей через центр масс самолета) При этом: 5) максимальный угол крена при посадке  ( угол при виде спереди между касательной, проведенной из точки касания поверхности ВПП колесами основных опор шасси к консоли крыла, и поверхностью ВПП):  Для того, чтобы обеспечить проходимость самолета, необходимо определить стояночную нагрузку, приходящуюся на одну основную опору шасси из условия, что все основные опоры шасси воспринимают 90% взлетного веса самолета:  где:  - количество основных опор шасси;Подставив значения в уравнение получим:  При курсовом проектировании для оценки величины эквивалентной одноколесной нагрузки можно использовать следующие приближенную формулу:  где:  - коэффициент, величину которого следует приниматьравной: - = 0,75 - для двухколесной опоры шассиПодставив значения в уравнение получим:  9.2Центровка самолёта. Расчет центровки необходимо провести для следующих трех состояний самолета: 1) взлет; 2) посадка; 3)пустой (т.е. без коммерческой нагрузки, топлива, служебной нагрузки и снаряжения) Перед составлением центровочной ведомости необходимо определить массы основных частей и агрегатов самолета. Масса крыла:  Масса фюзеляжа:  Масса оперения: Масса шасси: Масса силовой установки: Масса топлива: Масса оборудования и систем управления: Далее полученные данные сводим в таблицы 10-12.Центровочная ведомость для взлетной конфигурации самолета
Координата центра масс самолета относительно носка фюзеляжа вычисляется по формуле:  = [м] Центровочная ведомость для посадочной конфигурации самолёта
= Центровочная ведомость для пустого самолёта
= м.Координата центра масс самолета относительно носка САХ относительно носка фюзеляжа. Координата центра масс для взлетной конфигурации:  где:  - в данном случае координата носка САХ относительно носка фюзеляжа.Координата центра масс для взлетной конфигурации:  Координата центра масс для посадочной конфигурации:  Координата центра масс для пустого самолета  После проведения всех расчетов сводим полученные данные для проектируемого самолета в таблицу основных летно-технических характеристик (таблица 12)Основные летно-технические характеристики самолетов-аналогов проектируемого самолета
10. ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА Проектируемый самолет представляет собой свободнонесущий моноплан с низкорасположенным крылом. Крыло стреловидное, двухлонжеронное и состоит из центроплана и двух отъемных частей крыла (ОЧК). Размах крыла - 38,2 м, площадь - 171,8  Центральная хорда -6,99 м. Стреловидность крыла -  . Угол поперечного V= . Стенки лонжеронов - верхняя и нижняя, обшивка, подкрепленная стрингерами, образуют кессон, служащий емкостью для горючего. Механизации крыла: предкрылок и выдвижной двухщелевой закрылок.Оперение - стабилизатор двухлонжеронный стреловидный с изменяемым углом установки. Размах горизонтального оперения - 12 м. Площадь стабилизатора 36,1 . Стреловидность оперения -  .Киль - двухлонжеронный стреловидный. Площадь вертикального оперения - 29,2 Соединение киля с фюзеляжем осуществляется при помощи узлов к силовым шпангоутам фюзеляжа. Стреловидность киля - .Фюзеляж - круглого сечения, диаметром 5,31 м. Длина фюзеляжа составляет 43м. Поперечный набор составляет 51 шпангоут. Фюзеляж балочно-стрингерной схемы. Отсеки герметичны до 46-го шпангоута (гермошпангоут). Хвостовая часть фюзеляжа негерметична. Шасси - трехопорное с передней опорой подкосно-балочной конструкции. Пневматики колес передней и основных стоек шасси высокого давления. Продольная база составляет 18,2 м, а колея - 15,1м. Силовая установка - два двигателя ПС-90А с тягой на взлетном режиме 16140 кг крепление осуществляется при помощи пилонов, представляющих собой рамную конструкцию. Диаметр мотогондолы - 2 м, длина - 5,96м. АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ ПРОЕКТИРОВАНИЯ И ВЫВОД Спроектированный самолет является аналогом самолета А-330. Применение двигателя большой тяги позволило избежать использования 3-х и более двигателей. Выбраны двигатели отечественного производства, что позволит избежать затруднений с поставкой запчастей. Также двигатель обладает низким удельным расходом топлива и широким диапазоном температур, при которых возможен его запуск и работа. Расположение двигателей под крылом позволяет производить быстрый осмотр двигателей. Близкое расположение двигателей позволяет избежать большого момента при отказе одного из двигателей. Шасси трехопорное, убирающееся. Колея шасси сделана широкой для устойчивости самолёта. В конструкции самолета нашли широкое применение композитные материалы. Они используются в конструкции вертикального и горизонтального оперений, механизации крыла и органов управления самолетом, а также в створках шасси, гондолах двигателей и зализах на стыках крыла с фюзеляжем. Применение композитов уменьшает вес самолета и количество крепежных деталей. Самолёт способен выполнять широкий спектр задач, но эффективнее всего его использовать в качестве пассажирского самолета. При необходимости имеется возможность переделать самолет в транспортную модификацию. Из анализов результатов можно сделать вывод о целесообразности внедрения данного самолёта в эксплуатацию. Имеет смысл запуск его в серийное производство, т.к спрос на данный класс самолетов достаточно велик. Преимуществами данного самолета являются : 1) Масштабное применение композитных материалов; 2) Высокая тяговооруженность. Перечень использованных источников 1. Ефимов В.В. Конструкция и прочность самолета. Ч I. Объем, содержание и оформление проекта: пособие по выполнению курсового проекта. – М.: МГТУ ГА, 2014.-32 с. 2. Ефимов В.В. Конструкция и прочность самолета: Пособие по выполнению курсового проекта. Часть II. Методика выполнения курсового проекта. – М.: МГТУ ГА, 2014. – 56 с. 3. Ефимов В.В., Москаленко Л.В. Конструкция и прочность самолета: Пособие по выполнению курсового проекта. Часть III. Справочный материал к курсовому проекту. – М.: МГТУ ГА, 2014. 36 с. |
