Методичка Курс проект. Методические указания для студентов по специальности 160201 самолето и вертолетостроение

• Название: Методические указания для студентов по специальности 160201 самолето и вертолетостроение
• Анкор: Методичка Курс проект.doc
• Дата: 23.04.2018
• Размер: 1 Mb.
• Имя файла: Методичка Курс проект.doc
• Тип: Методические указания; #18429
• страница: 5 из 10

Масса оборудования

m_об = m_сн+ ( + )m₀,

= m_сн, = +
2.3.2 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ

2.3.2.1 Определение параметров крыла

Площадь крыла S определяется по взлетной массе самолета первого приближения и выбранной удельной нагрузке на крыло ₀: .

Размах крыла l = . Концевая хорда крыла .

Корневая хорда крыла b_к = b_кц.

Средняя аэродинамическая хорда для трапециевидного крыла



Для треугольного крыла

Средняя хорда крыла b_cp = 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 L_гo , L_во, 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 т_кр

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 Т_{рес кр} = 15…20 тыс. ч;

k₁ = 1,0 при Т_{рес кр} = 25…30 тыс. ч;

k₁ = 1,05 при Т_{рес кр} = 40…50 тыс. ч;

п^р - расчетная перегрузка, задается нормами прочности;

(но не менее 3,45),

где  - стреловидность крыла в градусах;

  0,92 - 0,5 - 0,1k_су - коэффициент разгрузки крыла, зависящий от массы топлива и двигателей;

k_су = 1,0 - двигатели на крыле;

k_су = 0 - в других случаях размещения двигателей;

- отношение толщин крыла у корня и на конце;

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 определяется по работе [1, с. 132-135]. По относительной массе находится абсолютная масса крыла: m_кр = m₀^I
2.3.3.2 Масса фюзеляжа т_ф

Для дозвуковых магистральных пассажирских самолетов относительная масса фюзеляжа

= k₁_фD_ф²(m₀^I)^-i +k₂+ k₃+ k₄,

где k₁ - учитывает положение двигателей,

k₁ = 3,63-0,333 D_ф, если двигатели соединены с крылом и D_ф < 5 м;

k₁ = 4,56-0,441 D_ф, если двигатели расположены в хвостовой части фюзеляжа и D_ф > 5 м;

k₁ = 3,58-0,278 D_ф, если двигатели находятся на крыле или часть на крыле и D_ф > 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 D_ф < 4 м;

i = 0,718, если D_ф > 5,5 м.

Для других самолетов относительная масса фюзеляжа определяется по работе [1, с.136-139]. По относительной массе вычисляется абсолютная масса фюзеляжа т_ф = m₀¹.

2.3.3.3 Масса оперения m_оп

Для дозвуковых неманевренных самолетов классической схемы с
m₀  10 т [21] относительная масса оперения определяется по формуле:

,

где k_n = 1, если р₀ < 450 даН/м²;

k_n = 0,84, если р₀ > 450 даН/м²;

k_мт учитывает материал конструкции;

k_мт = 1, если конструкция сделана из Д-16Т;

k_мт = 0,95 при ограниченном применении новых материалов;

k_мт = 0,85 при применении композиционных материалов;

при низкорасположенном ГО;

для Т-образного оперения.

Относительная масса горизонтального оперения ГО

,

где = 0,844 - 0,00188 S_го при низкорасположенном ГО;

= 1,17- 0,006 S_го при Т-образном оперении.

Относительная масса вертикального оперения (ВО)



Для других самолетов относительная масса оперения определяется по рекомендациям в работе [1, с.141—142]. По относительным массам и вычисляется абсолютная масса m_го = m₀¹ и m_во = m₀¹.

2.3.3.4 Масса шасси т_ш

Относительную массу шасси в прикидочных расчетах можно определить по формуле Арефьева [1]:



где Н_ш - высота основной опоры шасси от поверхности аэродрома, м;

m₀¹ измеряется в тоннах; Н_ш  .

Для точных расчетов можно использовать методику, изложенную в работе [1, с. 142—146], По относительной массе определяется абсолютная масса:

т_ш = m₀¹

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 m_су и двигателей m_дв

Относительная масса силовой установки и удельная масса двигателя позволяют определить потребную тягу и массу одного двигателя.

Абсолютная масса силовой установки m_су = m₀¹.

Относительная масса всех двигателей .

Суммарные масса и тяга двигателей :

m_дв = m₀¹; Р₀ = m₀¹ = m_дв/_дв

Масса и тяга одного двигателя m_дв = m_дв/n_дв; Р_{0 дв} = Р₀/n_дв.

По найденным значениям Р_{0 дв} и m_дв выбирают по справочнику подходящий двигатель или назначают его параметры из условия подобия
[1, таблица IV-I].

Масса агрегатов силовой установки m_агр = m_су - m_дв.

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

V_{т кр} = 960 k_то b _А ² l – 0,025m₀¹

где k_то = 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 m_{об 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 т₀^II. Эта взлетная масса является окончательным расчетным значением m₀. При этом желательно, чтобы т₀^IIи т₀^Iне 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 т₀^II.

После определения массовых характеристик самолета в окончательном варианте вычисляются коэффициенты массовой отдачи самолета.

по полной нагрузке

_,

где m_пуст = m_к + m_су + m_{об упр};

по коммерческой или боевой нагрузке

или

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 b_A. Предельно передняя граница этого диапазона ограничивается достаточностью руля высоты или других органов продольного управления при взлете и посадке.

Предельно заднее положение ЦМ должно обеспечивать допустимое значение частной производной степени продольной статической устойчивости

,

где: = - 0,15 для дозвуковых пассажирских самолетов;

= - 0,05 для сверхзвуковых и тяжелых самолетов;

= - 0,03 для маневренных самолетов.

Допустимый диапазон центровок в долях средней аэродинамической хорды крыла b_A составляет:



= 0,2...0,25 для самолетов с прямым крылом;

= 0,22...0,3 для самолетов со стреловидным крылом ( = 30...40°);

= 0,3...0,34 для самолетов с крылом большой стреловидности
( = 50...55°);

= 0,32...0,36 для самолетов с треугольным крылом малого удлинения.

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, b_A, 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