Методичка Курс проект. Методические указания для студентов по специальности 160201 самолето и вертолетостроение
 Скачать 1 Mb.
|
Таблица 2.3су max механизированного крыла с умеренной стреловидностью 25°
Количественные значения удельной нагрузки на крыло определяются для некоторых режимов полета самолета. 1.Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия взлета (Н = 0).  ,где Vвзл - скорость в конце взлетной дистанции, м/с; Су взл - коэффициент подъемной силы при взлетном положении механизации крыла; Су взл =  — для самолетов с двумя или тремя двигателями и Су взл =  — для самолетов с четырьмя двигателями; Су mах - максимальный коэффициент аэродинамической подъемной силы самолета при посадочном положении механизации крыла (см. таблицу 2.3).2. Допустимое значение удельной нагрузки па крыло из условия посадки в расчетных условиях  ,где  - относительная масса топлива (для проектируемого самолета можно выбрать по статистическим данным [21, таблица 6.1];  = mсг/m0 – относительная масса сбрасываемых в полете грузов; Vпос – посадочная скорость, м/с.3. Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия заданной скорости захода на посадку в расчетных условиях:  ,где Vзп – скорость захода на посадку для самолетов по НЛГС-2 при автоматизированном заходе Vзп = 210...230 км/ч (Vзп = 60...64 м/с) или Vзп = 1,3Vпос. 4. Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия обеспечения заданной крейсерской скорости па расчетной крейсерской высоте полета (Нкр):  ,где н – плотность воздуха на расчетной высоте; ан – скорость звука на расчетной высоте; Мкр – расчетное или заданное число М крейсерского полета; Су кр = 0,71 Су К mах – коэффициент подъемной силы крыла в крейсерском полете; Су К mах =  – коэффициент подъемной силы крыла на максимальном качестве.Отсюда получаем: Сх0 = 0,98 (0,9 + 0,15 Мкр) [0,0083 (1 + 3  ) + (0,00083ф + 0,52ф) + 0,004],где Сх0 - коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе; эф = /(1 + 0,025) – эффективное удлинение крыла. 5. Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия обеспечения заданной маневренности (для маневренных самолетов):  ,где Су доп – допустимое значение коэффициента подъемной силы крыла без выпущенной механизации, Су доп = 1,15...1,3;  – скоростной напор при маневре с расчетной скоростью на рабочей высоте полета; пу доп = 0,5 пу max – допустимое значение перегрузки при маневре; ny mах – максимальное расчетное значение перегрузки для маневренных самолетов, пу max = 9...12.Для неманевренных самолетов по НЛГС-2  = 3,8 при m0 8 т; = 2,5 при m0 > 27,5 т; = 1 +  для 27,5 т > m0 > 8 т; при выпущенной механизации: = 2.За расчетное значение нагрузки на крыло 0 принимается наименьшее из значений, найденных по условиям пункта. 1.5. 2.2.4 ВЫБОР ТИПА СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ И ЕЕ РАЗМЕЩЕНИЕ Тип силовой установки и ее размещение на самолете зависят от назначения самолета, рабочего диапазона скоростей и высот полета. 2.2.4.1 Двигатели для дозвуковых самолетов Для спортивных, туристических, многоцелевых самолетов, используемых в народном хозяйстве, могут применяться маломощные поршневые двигатели (ПД), которые имеют малый удельный расход топлива суд = 0,28...0,34 кг/(кВтч). Для пассажирских и транспортных самолетов с околозвуковой скоростью полета (Мкрейс до 0,8...0,9) используются двухконтурные турбореактивные двигатели (ДТРД) с высокой степенью двухконтурности m = 3...6. Эти двигатели по тяговой мощности на единицу массы двигателя в 3-5 раз превосходят ПД и имеют сравнительно невысокие удельные расходы топлива суд = 0.35...0,45 кг/(даНч) на взлетном режиме и суд = 0,6...0,65 кг/(даНч) в крейсерском полете. Удельный расход топлива ДТРД зависит не только от степени двухконтурности, но и от степени повышения давления в компрессоре и температуры газа перед турбиной. Степень двухконтурности оказывает существенное влияние на диаметр двигателя, который зависит также от стартовой тяги двигателя. Приближенно диаметр двигателя Dдв по вентилятору можно определить в зависимости от степени двухконтурности m (таблица 2.4) и стартовой тяги Р0, измеряемой в ньютонах. Таблица 2.4 Определение Dдв в метрах
Турбовинтовые двигатели (ТВД) с винтами большого диаметра в 2,5…3м практически перестали применяться ввиду того, что у самолетов с такими двигателями крейсерские скорости полета ограничены до Мкрейс = 0,4...0,6. Весьма перспективными в настоящее время являются турбинные винтовентиляторные двигатели (ТВВД) с многолопастными винтами малого диаметра. Эти двигатели обеспечивают достаточно высокие скорости полета (Мкрейс = 0,8...0,85) при малых удельных расходах топлива суд = 0,37...0,4кг/(кВтч). 2.2.4.2 Двигатели для сверхзвуковых самолетов Для длительного полета на сверхзвуковой скорости с Мкрейс = 2,2...2,4 применяются турбореактивные двигатели или ДТРД с малой степенью двухконтурности m = 0,5... 1,3. Как правило, двигатели для сверхзвуковой скорости полета имеют форсажную камеру, при включении которой статическая тяга возрастает на 30...50%, а удельный расход топлива - в 2,0...2,5 раза. Для более высоких скоростей полета до Мкрейс = 3 используются ТРД с форсажной камерой (ТРДФ) с невысокой степенью сжатия в компрессоре к = 3...4. При Мкрейс = 3,5 и более компрессор становится вообще ненужным из-за сильного сжатия воздуха при торможении на входе в двигатель. 2.2.4.3 Двигатели для гиперзвуковых самолетов Для полета со скоростью М 4…5 могут применяться прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) с дозвуковым сгоранием (М < 6) и сверхзвуковым сгоранием (М > 6). Удельный расход топлива для них суд = 2,0...3,6 кг/(даНч) и суд = 3,6...4,6 кг/(даНч) соответственно. Перспективными двигателями для диапазона скоростей Мкрейс = 3,0...3,5 могут быть комбинированные турбопрямоточные (ТРДФ+ПВРД) двигатели. 2.2.4.4 Размещение двигателей на самолете ПД и ТВД могут размещаться в передней части фюзеляжа (один двигатель) или передней части крыла (два и более двигателей). Возможно применение толкающих винтов при размещении ПД или ТВД в хвостовой части фюзеляжа или крыла. ТРД, ДТРД, ПВРД в зависимости от назначения самолета, требований безопасности полета, условий эксплуатации могут размещаться в фюзеляже, корнях крыла и киля, на пилонах под крылом и над ним с непосредственным креплением гондол двигателей к крылу, на концах крыла, на хвостовой части фюзеляжа. Каждая схема крепления имеет свои преимущества и недостатки, анализируя которые конструктор располагает двигатели так, чтобы обеспечить экономичность эксплуатации самолета и удовлетворить разработанным ТТТ. 2.2.4.5 Выбор числа двигателей на самолете Число двигателей на самолете (пдв) обусловлено его назначением, безопасностью полета, экономичностью эксплуатации. На легких самолетах устанавливается один или два двигателя. На пассажирских магистральных самолетах согласно НЛГС-2 должно быть не менее двух двигателей, что диктуется условиями взлета и полета с одним отказавшим двигателем. Большое количество двигателей снижает потребную тяговооруженность самолета, но увеличивает расходы на эксплуатацию. Для ближних магистральных самолетов используют обычно два двигателя, для средних магистральных - два или три, для дальних магистральных с дальностью полета свыше 5000 км - четыре двигателя. На тяжелых военно-транспортных, грузовых, специальных самолетах устанавливается четыре и более двигателей. В некоторых случаях, когда высокая тяговооруженность самолета требуется только на режиме взлета, экономически выгодно использовать силовую установку (СУ) с дополнительным двигателем уменьшенной тяги - СУ типа 2,5 или 3,5. Этот дополнительный двигатель работает только на взлете, а в крейсерском полете он выключается. 2.2.5 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОТНОСИТЕЛЬНОГО ЗАПАСА ТОПЛИВА Относительная масса топлива  может быть определена приближенно в зависимости от расчетной дальности полета L и выбранной по статистическим данным или заданной в ТТТ ско рости крейсерского полета Vкp: а + bL/Vкр ,где а = 0,04...0,05 для легких неманевренных самолетов (m0 < 6000 кг); а = 0,06...0,07 для всех других самолетов; b = 0,05...0,06 для дозвуковых самолетов; b = 0,14...0,15 для сверхзвуковых самолетов. Для ориентировки и контроля правильности расчетов можно пользоваться средними статистическими значениями в работе [1, таблица 6.1].2.2.6 ВЫБОР ТЯГОВООРУЖЕННОСТИ САМОЛЕТА Стартовая тяговооруженность самолета любого назначения  = 10P0/m0g,где Р0 — суммарная стартовая тяга всех двигателей, даН; g — ускорение свободного падения. Потребная величина определяется из условий обеспечения основных летных характеристик и режима полета, заданных ТТТ и требованиями НЛГС-2.2.2.6.1 Тяговооруженность гражданского самолета В соответствии с НЛГС-2 для гражданского самолета взлетная тяговооруженность выбирается наибольшей из следующих условий.Полет на крейсерской скорости Vкр на высоте Нкр определяет по формуле: ,где Ккр = (0,85...0,9)Кmax — аэродинамическое качество на крейсерском режиме;  — максимальное аэродинамическое качество;  — аэродинамический параметр; k1 = 1,02 для трапециевидных крыльев ( > 3); k1= 1,6 дли треугольных крыльев ( 2); учитывает изменение тяги двигателей по скорости и высоте полета; =  [19,057 – 1,2234Нкр + 0,0178 + (2,202Нкр – 0,07 - -21,29)Мкр + (11,397 – 1,2376Нкр +0,0446 ) ];руд учитывает изменение тяги двигателей при дросселировании; руд = 1 для номинального режима; руд = 1Д..2 для форсажного режима. Коэффициент можно определить по работе [1, с. 586]. Полет на потолке Нп определяет следующим образом: где определяется для Нп и скорости в числах М полета М = (0,7...0,8)Мкр. Полет при обеспечении заданной длины разбега lразб определяет по формуле: где Кразб - аэродинамическое качество при разбеге самолета; Кразб = 8...10 для дозвуковых самолетов; Кразб = 5...6 для сверхзвуковых самолетов; разб - коэффициент трения колес шасси на разбеге; разб = 0,02 - бетон, укатанный снег и лед (0,03 - мокрый бетон); разб = 0,06 - мокрый травяной покров; разб = 0,07 - твердый грунт; разб = 0,08 - травяной покров. Взлет с одним отказавшим двигателем определяет по формуле ,где Кнаб = 1,2 Кразб — аэродинамическое качество при наборе высоты; tg = 0,024 при пдв = 2; tg = 0,03 при пдв = 3; tg = 0,05 при пдв 4. Тяговооруженность самолетов, взлетающих с грунтовых аэродромов, должна удовлетворять условию проходимости по грунту  , где кач = 0,4 — мокрый грунт; кач = 0,25 — грунт в период просыхания; кач = 0,12 — сухой и плотный грунт. Коэффициенты даны для давления в пневматиках 0,3...0,5 МПа. 2.2.6.2 Тяговооруженность военных самолетов Для самолетов, эксплуатируемых на бетонных ВПП большой длины, тяговооруженность выбирается максимальной из следующих условий обеспечения ТТТ. Полет с заданной скороподъемностью Vy определяет Р0 по формуле  ,где V=  (0,5...0,7) Vmax - заданная или наивыгоднейшая скорость полета, м/с.Полет на максимальной скорости на расчетной высоте Н определяет следующим образом: где н — относительная плотность воздуха на расчетной высоте. При заданном Мmax  Полет с заданной перегрузкой пуэ на расчетной скорости V и высоте Н определяет по формуле 2.2.6.3 Стартовая тяговооруженность Для легких гражданских реактивных самолетов с ДТРД стартовая вооруженность выбирается в зависимости от длины ВПП, числа двигателей, двухконтурности: = 0,01m +  2.2.7 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОТНОСИТЕЛЬНОЙ МАССЫ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ Относительная масса силовой установки  ,где kcy = 1,3...1,6 - для дозвуковых самолетов; kcy = 1,6...2,0 - для сверхзвуковых самолетов;  (0,215 – 0,0275m + 0,00823m1,5)kМ – для тяжелых магистральных самолетов;(0,25 – 0,028m + 0,008m1,5)kМ - для легких реактивных самолетов; и к – температура на входе в двигатель и степень сжатия компрессора;kМ = 0,95 – при применении новых конструкционных материалов; kМ = 1 – без новых конструкционных материалов в двигателе; приближенно = 0,179 [1+0,01 (m - 5)2]; можно принять по данным конкретного двигателя. Относительную массу  и kсу можно также определить из работы [1, с.147, таблица 6.1].2.2.8 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОТНОСИТЕЛЬНОЙ МАССЫ КОНСТРУКЦИИ ПЛАНЕРА Относительная масса конструкции самолета (крыла, оперения, фюзеляжа, шасси)  может быть определена по формуле: ,где  - приближенное значение взлетной массы самолета, т; = 5mн для L < 1000 км; = 4mн для L > 1000 км.Значения варьируются в зависимости от различных типов самолетов; для истребителей = 1,6; для самолетов с двумя ТВД = 0,7...0,8; для самолетов с четырьмя ТВД = 0,4...0,5; для самолетов с ТРД и ДТРД на фюзеляже = 0,55; для самолетов с двигателями на крыле и большой разгрузкой топливом = 0,35. Относительную массу конструкции планера можно контролировать по статистическим данным [1, таблица 6.1]. 2.3. ЭСКИЗНОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ САМОЛЕТА 2.3.1 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ САМОЛЕТА ПЕРВОГО ПРИБЛИЖЕНИЯ т01 Взлетная масса самолета в первом приближении т01 определяется из уравнения существования самолета:  где mн - масса коммерческой нагрузки для пассажирского самолета, кг; mн = mпасnпас +  ,nпас – число пассажиров на самолете; Vбаг – объем багажных и грузовых помещений, м3; V6aг = 4...6 м3 на тонну перевозимых грузов;  = 120 – средняя удельная масса багажа пассажиров, кг/м3;  = 290 – средняя удельная масса почты и груза, кг/м3;mпас = 90 – средняя масса пассажира (75 кг) и его личного багажа (15 кг). 2.3.1.1 Масса экипажа Количество членов экипажа пэк выбирается в зависимости от назначения самолета. Масса членов экипажа гражданского самолета: mэк = 75nэк Масса членов экипажа военного самолета с учетом спасательного парашюта: mэк = 90nэк 2.3.1.2 Относительная масса оборудования Полная масса оборудования mоб = mсам об + mсп об + mсн состоит из массы: самолетного оборудования mсам об, состав которого обеспечивает безопасный полет и не зависит от назначения самолета; специального оборудования mсп об, связанного с назначением самолета и обеспечивающего выполнение его целевых функций; снаряжения mсн или необязательного оборудования, состав которого может меняться в зависимости от условий конкретного полета. Самолетное оборудование mсам об включает: - аэронавигационное (приборы, пульты, автопилоты); - электрооборудование (генераторы, аккумуляторы, преобразователи энергии, электропроводка, арматура); - радиооборудование (аппаратура радиосвязи, радионавигации, радиолокационное оборудование, системы автоматического взлета-посадки); - гидропневматическое (источники энергии, рабочая жидкость и сжатый воздух, баки, баллоны, арматура коммуникаций); - противопожарное и противообледенительное; - оборудование кабин экипажа (сиденья, теплозвуковиброизоляция, высотное, кислородное); для пассажирских самолетов дополнительно: система кондиционирования и кислородное оборудование, наличие кухонь, буфетов, гардеробов, туалетов, багажников, противопожарного оборудования в салопах. Специальное оборудование mсп об включает: - для пассажирских самолетов - массу пассажирских кресел, теплозвуковиброизоляцию, элементы внутренней отделки салонов, освещение, оборудование кухонь, буфетов, гардеробов, туалетов, багажников; - для грузовых и военно-транспортных самолетов - погрузочно-разгрузочные устройства (рампы, трапы, лебедки, рольганги), такелажные узлы и приспособления для сбрасывания десанта и грузов в полете; - для военных самолетов - прицелы, системы наведения, вооружение, бронирование, катапультируемые сиденья, фотооборудование. Снаряжение для разных типов самолетов бывает нескольких видов: - для сопровождения грузов и пассажиров; - бытовое (ковры, литература, чехлы на пассажирские сиденья, аптечки); - служебное (чехлы на агрегаты самолета, трапы, колодки, бортинструмент, запчасти, сигнальные ракеты); - аварийное (спасательные лодки, плоты, пояса, жилеты, аварийные трапы, кислород); - расходуемые в полете технические жидкости (вода в буфете, умывальниках, туалетах); - контейнеры с продуктами, для багажа, грузов, почты; - невырабатываемое топливо и масло; - подвесные баки (без топлива). На этапе эскизного проектирования часть массы оборудования mоб может быть определена в абсолютном виде m1 об, а другая – в относительном виде  .Тогда: mоб = m1 об + m0.Для всех типов самолетов относительная масса оборудования  = 0,02...0,03. Относительная масса самолетного оборудования  = 0,08...0,12 для m0 30 т; mсам об = 0,05...0,07 для 80 т m0 40 т; = 0,035...0,045 для m0 100 т. Более точно массу самолетного оборудования можно определить, если составить подробный перечень каждой группы оборудования для проектируемого самолета на основе каталогов и справочников. Относительная масса специального оборудования  = 0,03...0,05.Для пассажирских самолетов абсолютная масса снаряжения (в кг) может быть определена по формуле mсн = knпас, где k = 14 при продолжительности полета 1 ч; k = 20 при продолжительности полета 9 ч. |
= 0,3, щ = 45°
= 0,3, з = 45°
= 0,3, = 0,3)