Методичка Курс проект. Методические указания для студентов по специальности 160201 самолето и вертолетостроение
![]()
|
Масса оборудованияmоб = mсн+ ( ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() 2.3.2 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ 2.3.2.1 Определение параметров крыла Площадь крыла S определяется по взлетной массе самолета первого приближения ![]() ![]() Размах крыла l = ![]() ![]() Корневая хорда крыла bк = bкц. Средняя аэродинамическая хорда для трапециевидного крыла ![]() Для треугольного крыла ![]() Средняя хорда крыла bcp = S/1. Затем определяются размеры и площади элеронов, интерцепторов, механизации крыла [1, с. 394]. 2.3.2.2 Определение параметров оперения Принятые ранее значения безразмерных и относительных параметров оперения (см. пункт 2.2.1.3) позволяют определить аналогично крылу геометрические размеры и характеристики горизонтального и вертикального оперений, их плечи Lгo , Lво, площади рулей направления и высоты, их геометрические размеры по формулам для крыла (см. пункт 2.3.2.1). 2.3.2.3 Определение параметров фюзеляжа Формы и размеры фюзеляжа уточняются на основании рекомендаций по компоновке фюзеляжа и взаимному положению крыла, оперения и шасси [1, глава 15]. 2.3.3 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ ВТОРОГО ПРИБЛИЖЕНИЯ ![]() После определения геометрических размеров всех агрегатов самолета проводится весовой расчет и составляется весовая сводка. Массы основных агрегатов самолета определяются по статистическим формулам. Массы оборудования находятся по каталогам на основе принятых значений относительных масс. В весовую сводку заносятся массы всех агрегатов самолета, силовой установки и основных групп оборудования. 2.3.3.1 Масса крыла ткр Для дозвуковых неманевренных самолетов с m0 10т относительная масса конструкции крыла: ![]() Здесь k1 - коэффициент, зависящий от ресурса крыла и имеющий следующие значения: k1 = 0,96 при Трес кр = 15…20 тыс. ч; k1 = 1,0 при Трес кр = 25…30 тыс. ч; k1 = 1,05 при Трес кр = 40…50 тыс. ч; пр - расчетная перегрузка, задается нормами прочности; ![]() где - стреловидность крыла в градусах; 0,92 - 0,5 ![]() kсу = 1,0 - двигатели на крыле; kсу = 0 - в других случаях размещения двигателей; ![]() k2 = 1,0 - крыло без наплывов, предкрылков, интерцепторов, имеет двухщелевые закрылки; k2 = 1,2 - крыло без наплывов и предкрылков, но с интерцепторами и двухщелевыми закрылками; k2 = 1,4 - крыло с наплывами, интерцепторами и двухщелевыми закрылками; k2 =1,6 - крыло с наплывами, интерцепторами, предкрылками и трехщелевыми закрылками; k3 = 1,0 - в крыле мягкие баки; k3 = 1,05 - баки-кессоны с внутришовной герметизацией; k3 = 1,2 - баки-кессоны с поверхностной герметизацией. Для крыльев других самолетов относительная масса ![]() ![]() ![]() 2.3.3.2 Масса фюзеляжа тф Для дозвуковых магистральных пассажирских самолетов относительная масса фюзеляжа ![]() где k1 - учитывает положение двигателей, k1 = 3,63-0,333 Dф, если двигатели соединены с крылом и Dф < 5 м; k1 = 4,56-0,441 Dф, если двигатели расположены в хвостовой части фюзеляжа и Dф > 5 м; k1 = 3,58-0,278 Dф, если двигатели находятся на крыле или часть на крыле и Dф > 5 м; k2 - коэффициент, учитывающий крепление основных опор шасси к конструкции самолета: при k2 = 0,01 основные опоры крепятся к фюзеляжу; при k3 - коэффициент, учитывающий место размещения основных опор шасси в убранном положении; при k3 = 0,004 основные опоры убираются в фюзеляж; при k3 = 0 основные опоры убираются в крыло; k4 - коэффициент, учитывающий вид транспортировки багажа: при k4 = 0,003 багаж перевозится в контейнерах; при k4 = 0 багаж идет без контейнеров; i= 0,743, если Dф < 4 м; i = 0,718, если Dф > 5,5 м. Для других самолетов относительная масса фюзеляжа ![]() ![]() ![]() 2.3.3.3 Масса оперения mоп Для дозвуковых неманевренных самолетов классической схемы с m0 10 т [21] относительная масса оперения ![]() ![]() где kn = 1, если р0 < 450 даН/м2; kn = 0,84, если р0 > 450 даН/м2; kмт учитывает материал конструкции; kмт = 1, если конструкция сделана из Д-16Т; kмт = 0,95 при ограниченном применении новых материалов; kмт = 0,85 при применении композиционных материалов; ![]() ![]() Относительная масса горизонтального оперения ГО ![]() где ![]() ![]() Относительная масса вертикального оперения (ВО) ![]() Для других самолетов относительная масса оперения ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() 2.3.3.4 Масса шасси тш Относительную массу шасси ![]() ![]() где Нш - высота основной опоры шасси от поверхности аэродрома, м; m01 измеряется в тоннах; Нш ![]() Для точных расчетов можно использовать методику, изложенную в работе [1, с. 142—146], По относительной массе ![]() тш = ![]() После определения по формулам относительных масс конструкции частей самолета их необходимо согласовать с ранее принятой по статистическим данным относительной массой. 2.3.3.5 Масса силовой установки mсу и двигателей mдв Относительная масса силовой установки и удельная масса двигателя позволяют определить потребную тягу и массу одного двигателя. Абсолютная масса силовой установки mсу = m01. Относительная масса всех двигателей ![]() Суммарные масса и тяга двигателей : mдв = ![]() ![]() Масса и тяга одного двигателя mдв = mдв/nдв; Р0 дв = Р0/nдв. По найденным значениям Р0 дв и mдв выбирают по справочнику подходящий двигатель или назначают его параметры из условия подобия [1, таблица IV-I]. Масса агрегатов силовой установки mагр = mсу - mдв. В весовой сводке даются перечень и массы этих агрегатов. Потребный объем для размещения топлива определяется по формуле ![]() где 1,05 учитывает несливаемый остаток топлива; т - плотность топлива; для керосинов Т-1 и ТС-1 т = 0,78…0,8 т/м3; для керосинов ТС - 7 и РТ т = 0,8… 0,82 т/м3. Располагаемый объем топливного отсека крыла равен Vт кр = 960 kто b А 2 ![]() где kто = 0,37 учитывает использование площади поперечного сечения крыла для топливного отсека; 0,025 т01 учитывает объем внутренней силовой конструкции крыла. Если располагаемый объем крыльевых баков меньше потребного объема топлива, то необходима установка дополнительных баков в фюзеляже (для пассажирских самолетов недопустимо), в киле, подвесных баков на крыле или фюзеляже. 2.3.3.6 Масса оборудования и управления mоб упр Относительная масса оборудования и управления, принятая ранее, должна быть уточнена для соответствующего типа самолетов. Для магистральных пассажирских самолетов (т0 > 10000 кг): ![]() Для легких реактивных самолетов (т0 < 6000кг): ![]() Для грузовых самолетов (т01 в т): ![]() 2.3.4 ВЕСОВАЯ СВОДКА И МАССОВАЯ ОТДАЧА САМОЛЕТА Относительные массы, найденные по приведенным выше формулам, должны укладываться в статистические пределы. По результатам расчета составляется весовая сводка самолета [1, с. 578], включающая следующие группы: -конструкция (крыло, фюзеляж, оперение, шасси, окраска самолета); -силовая установка (двигатели, системы реверсирования, шумоглушения, агрегаты двигателей, воздушные винты и коки, пилоны, капоты, моторамы, воздухозаборники, системы запуска, регулирования, охлаждения, пожаротушения, управления, противообледенения, маслосистема, топливная система с баками, арматурой подачи топлива, аварийным сливом, автоматикой управления расходом топлива, заправкой топлива на земле и в воздухе); -оборудование и управление; -пустой самолет (конструкция, силовая установка, оборудование и управление); -снаряжение и служебная нагрузка; -снаряженный самолет (пустой самолет, снаряжение, служебная нагрузка); -топливо (расходуемое, навигационный запас, в дополнительных и подвесных баках); -целевая нагрузка; -полная нагрузка (снаряжение и служебная нагрузка, топливо, целевая нагрузка); -взлетная масса самолета (массы пустого самолета и полной нагрузки) Подробная масса каждой группы указывается в абсолютном и относительном видах, используя каталоги, справочники по оборудованию [1], описания самолетов. В результате составления весовой сводки получается суммарная взлетная масса второго приближения т0II. Эта взлетная масса является окончательным расчетным значением m0. При этом желательно, чтобы т0IIи т0Iне отличались более чем на 3% друг от друга. Если это не выполняется, то следует повторить итерационный цикл расчета масс всех групп, приняв за исходное значение массы значение т0II. После определения массовых характеристик самолета в окончательном варианте вычисляются коэффициенты массовой отдачи самолета. по полной нагрузке ![]() где mпуст = mк + mсу + mоб упр; по коммерческой или боевой нагрузке ![]() ![]() Эти коэффициенты являются важными критериями оценки экономической или боевой эффективности пассажирского, транспортного или военного самолета. 2.3.5 РАЗРАБОТКА КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВОЙ СХЕМЫ САМОЛЕТА Основная задача выбора конструктивно-силовой схемы самолета состоит в том, чтобы обеспечить: -минимальную массу конструкции агрегатов и всего самолета; -использование полезных объемов силовой конструкции для размещения экипажа, полезной нагрузки, оборудования, силовой установки; -учет требований жесткости, прочности, ресурса и безопасности при разрушениях; -учет требований эксплуатационной и производственной технологичности. Для уменьшения массы конструкции самолета необходимо применять: -рациональные силовые схемы крыла, фюзеляжа, оперения, шасси; -новые материалы с большим уровнем допустимых напряжений (с большей удельной прочностью b/ и большей удельной жесткостью Е/), обеспечивающих заданный ресурс; -более совершенные методы расчета самолета на статическую, динамическую и усталостную прочность; -методы снижения аэродинамических нагрузок в полете на несущие поверхности. При выборе конструктивно-силовой схемы самолета необходимо обеспечить эксплуатационный подход в зоны, где размещены агрегаты, проводка систем оборудования и управления самолетом, подход к участкам конструкции, подлежащим осмотру в процессе эксплуатации самолета. Это требует создания соответствующих люков, съемных панелей, входных, аварийных, служебных дверей. Силовые окантовки всех вырезов должны входить в силовую схему агрегатов самолета. Конструктивно-силовая схема самолета должна обеспечивать эксплуатационные и технологические разъемы частей и агрегатов. Поэтому при разработке конструктивно-силовой схемы намечается последовательность изготовления и сборки агрегатов и самолета в целом. Директивная технология должна отражать новые достижения в области производства самолетов, вновь разрабатываемые технологические процессы, серийность самолета, особенности его эксплуатации, номенклатуру используемых при проектировании самолета материалов, сортамента профилей и листов, крепежных изделий. Конструктивно-силовые элементы крыла, фюзеляжа, оперения, шасси должны быть взаимно увязаны между собой на компоновочном чертеже. Конструктивно-силовая схема агрегатов и самолета должна давать представление о путях передачи и уравновешивания всех действующих па самолет нагрузок. Для передачи сил конструктор использует силовые элементы: стержни, балки, рамы, фермы, панели, оболочки или сочетание этих элементов для удовлетворения минимума массы самолета. Рекомендации по выбору рациональной конструктивно-силовой схемы самолета приводятся в курсе «Конструкция самолетов» и специальной литературе [7] , [13] . 2.3.6 КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА 2.3.6.1 Компоновка Объемная компоновка и расчет центровки самолета взаимосвязаны. Компоновка определяет окончательный облик самолета и вместе с конструктивно-силовой схемой показывает: -увязку аэродинамической схемы и взаимное расположение основных агрегатов и частей самолета; -размещение экипажа, нагрузки, оборудования, силовой установки, топлива, энергетических и радиолокационных систем, вооружения, агрегатов систем управления и т. д. Компоновочный чертеж выполняется в масштабе на миллиметровой бумаге формата А 2. Основная проекция чертежа представлена следующим образом: продольный разрез самолета по плоскости симметрии дополняется видом в плане со снятой обшивкой. На чертеже показываются: размещение экипажа, пассажиров, грузов, топлива; крепление двигателей; основные силовые элементы конструктивно-силовой схемы самолета - лонжероны, силовые нервюры, усиленные шпангоуты, стыковые узлы всех агрегатов; поперечные разрезы и сечения по месту крепления крыла, оперения с фюзеляжем; крепление и убранное - выпущенное положение передней и основных опор шасси. 2.3.6.2 Центровка Расчет центровки должен обеспечить положение центра масс (ЦМ) самолета в строго заданном диапазоне на средней аэродинамической хорде bA. Предельно передняя ![]() Предельно заднее положение ЦМ должно обеспечивать допустимое значение частной производной степени продольной статической устойчивости ![]() где: ![]() ![]() ![]() Допустимый диапазон центровок ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ( = 50...55°); ![]() Для расчета центровок разрабатывается центровочный чертеж и составляется центровочная ведомость. На чертеже центровки дается вид самолета сбоку, вид полукрыла в плане и спереди, показывается корневое сечение крыла, bA, стояночное и убранное положение шасси, положение земли при стоянке и посадке, угол опрокидывания самолета. Наносится координатная система с осью х, совпадающей с линией земли при стоянке, и осью у, касательной к передней точке самолета. Взлетная масса самолета распределяется на 15...25 точек, которые наносятся на чертеж в центре масс соответствующих групп грузов, а их координаты по осям х и у заносятся в центровочную ведомость (таблица 2.5). Таблица 2.5 |