Курсовая. КИПЛА. Выбор основных проектных параметров самолета
 Скачать 298.81 Kb.
|
1 2
Введение  Целью данного курсового проекта является создание эскизного проекта дальнего бомбардировщика, предназначенного для перевозки л/с, МТО, ВВТ и обеспечения маневра войск.В задании на выполнение курсового проекта были заданы такие характеристики как: крейсерская скорость, взлетная масса, дальность полета самолета, крейсерская высота и масса целевой нагрузки. Исходя, из этих характеристик необходимо провести определенный алгоритм расчета и спроектировать ЛА. Курсовой проект состоит из разделов, последовательность которых позволяет рассчитать все необходимые параметры. Первый раздел включает в себя расчет и выбор основных проектных параметров ЛА. Второй раздел посвящен формированию аэродинамической компоновки ЛА. В третьем разделе представлены расчеты объемно-массовой компоновки. При этом особое внимание уделяется расчету эксплуатационной центровки и выбору параметров шасси. Завершающим этапом курсового проекта является графическая часть. По полученным данным проектируется летательный аппарат в трех проекциях. 1. Выбор основных проектных параметров ЛА Исходные данные: нагрузка целевая: 47000 кг; взлетная масса: 170 т;  высота полета крейсерская: 11,5 км;дальность полета: 3500 км; крейсерская скорость: 800 км/ч. Задача определения потребного количества топлива в первом приближении может быть решена с использованием формулы Бреге, которая после ряда преобразований выглядит следующим образом:  Величина А определяется выражением:  где Lmax – максимальная дальность в км, Lmax= 3500 км; Суд.кр. – удельный расход топлива в кг/(Н∙ч), исходя с самолета данного класса Суд.кр = 0,06 кг/(Н∙ч); Vкр – крейсерская скорость в м/с, Vкр = 222,22 м/с; Ккр – аэродинамическое качество, Ккр = 10. В соответствии с исходными данными для относительной массы топлива имеем:   1.1 Определение удельной нагрузки на крыло Удельная нагрузка на крыло  взл выбирается наименьшей из значений, полученных для различных условий эксплуатации самолета.Определение взл, исходя из обеспечения посадки, осуществляется по формуле:  где максимальный коэффициент подъемной силы в посадочной конфигурации, принимаем согласно статистике  ; - скорость захода на посадку, для ЛА данного типа принимаем  =285 км/ч или 79 м/с. Определение взл, исходя из обеспечения полета с крейсерской скоростью (на крейсерском числе М), осуществляется по формуле: Значения  и  расчитываются по формулам:  =1- коэффициент подъемной силы, соответствующий максимальному аэродинамическому качеству. (1.7)  Определение взл, исходя из необходимости обеспечения маневра при допустимых значениях коэффициента подъемной силы Суа доп и нормальной перегрузке nуа доп при наличии скоростного напора q маневр, выполняется по выражению: Принимаем: Cуа доп = 3,5; nуа доп = nуаэmax = 2, 3  (1.9)Окончательно для удельной нагрузки на крыло имеем:    1.2 Определение взлетной тяговооруженностиВзлетная тяговооруженность µвзл выбирается наибольшей из значений, полученных для различных условий эксплуатации самолета. Условие набора высоты при одном отказавшем двигателе заключается в том, что тяговооруженность определяется исходя из обеспечения разгона с набором высоты с углом наклона траектории Θ, зависящим от количества двигателей на самолете: Для четырехдвигательного самолета tg Θ= 0,03. На рассматриваемом участке взлета предполагается, что механизация крыла находится во взлетном положении, а шасси убрано. Окончательно выражение для  выглядит следующим образом:  где  - количество двигателей в составе силовой установки самолета; - аэродинамическое качество в наборе высоты. Условие обеспечения горизонтального полета, исходя из предположения, что в горизонтальном полете µвзл =  , предусматривает расчет µвзл по выражению:1.3 Определение взлетной массы в первом приближении  где  - масса целевой нагрузки, кг; - масса экипажа, кг;  -относительная масса конструкции; - относительная масса силовой установки; - относительная масса оборудования и управления; - относительная масса топлива.Массу целевой нагрузки берем по заданию, массу экипажа для 6 человек принимаем 600 кг, а относительные массы берем из справочных данных для данного класса самолета.  1.4 Определение площади крыла и потребной тяги силовой установки Потребную тягу силовой установки и площадь крыла самолета следует определять исходя из известных значений массы самолета (рассчитанной в 1-м приближении), удельной нагрузки на крыло и тяговооруженности используя следующие выражения:   где mвзл - взлетная масса ЛА в первом приближении, рассчитанная по формуле (1.3);  - удельная нагрузка на крыло.µвзл - взлетная тяговооруженность. 1.5 Подбор двигателя в состав силовой установки На основании рассчитанного значения потребной тяги 408587,9Н выбирается двигатель Д-30КП. Параметры двигателя:  =120 кН – тяга двигателя; = 2650 кг – масса двигателя;m=2,36 – степень двухконтурности двигателя;  = 0,05 кг/(Н*ч) – удельный расход топлива на крейсерском режиме работы. 1.6 Определение взлетной массы во втором приближенииОпределенные масса двигателей в составе силовой установки и удельный расход топлива позволяют уточнить взлетную массу самолета. Для этого следует учесть, что количество топлива, потребное для выполнения боевой задачи определяется экономичностью выбранных двигателей (см. пункт 1.3), а масса силовой установки может быть определена выражением:  где kсу - коэффициент, учитывающий увеличение массы силовой установки по сравнению с массой двигателя. Определяется выражением:   где  =1 – коэффициент, учитывающий компоновку и число двигателей; =0,0236 – коэффициент, учитывающий влияние числа М, формы воздухозаборников и сопел; =1 – коэффициент, учитывающий наличие форсажных камер;m=2,36 – степень двухконтурности;  = 4 – количество двигателей, оснащенных реверсивным устройством; = 4 – количество двигателей.Удельный вес двигателя (для максимально возможной тяги) рассчитывается по формуле:  Для выбранных параметров исходя из формулы (1.19) имеем:   Учитывая то, что масса силовой установки определяется в абсолютной форме, взлетную массу и площадь крыла самолета во 2-м приближении можно определить выражениями:  Определяем площадь крыла с учетом взлетной массы во втором приближении:  2. Аэродинамическая компоновка самолета В процессе аэродинамической компоновки осуществляется выбор размеров, форм и взаимного расположения крыла, фюзеляжа и оперения, образующих внешние аэродинамические обводы и определяющих, таким образом, уровень аэродинамического совершенства летательного аппарата. Среди всего многообразия параметров, характеризующих аэродинамическую компоновку, в курсовом проекте следует ограничиться выбором и определением следующих характеристик и показателей: Форма крыла в плане и геометрические характеристики крыла. Тип и геометрические характеристики горизонтального оперения. Тип и геометрические характеристики вертикального оперения. Геометрические характеристики фюзеляжа. 2.1 Выбор геометрических параметров крыла Для проектируемого самолета:  λкр = 6; ηкр = 5. Средняя аэродинамическая хорда крыла:  Концевая хорда крыла:  Корневая хорда крыла:   Для обеспечения наилучших характеристик крыла на больших скоростях при максимальной стреловидности поворотных консолей было бы выгодно иметь стреловидность неповоротной части близкую к максимальному углу стреловидности консолей. Также, ввиду того что в фюзеляже необходимо разместить объемный грузоотсек, который будет расположен в районе центральной хорды крыла, было бы выгодно крепить крыло к центроплану, расположенному перед грузоотсеком. Наилучшим образом обоим из этих условий удовлетворяет применение крыла с наплывом, стреловидность которого близка к стреловидности поворотной консоли и через который легко организовать крепление к центроплану. Ввиду того, что методика выполнения курсового проекта не охватывает проектирование крыльев с наплывом, на общем виде представлен возможный вариант такого крыла применительно к проектируемому самолету. Точное значение параметров наплыва возможно получить только после дальнейшего проектирования с применением аэродинамических экспериментов. Так как проектируемый самолет является бомбардировщиком, в современной авиации логично было бы применять сверхзвуковой самолет, который сможет преодолеть ПВО противника. Проектируя сверхзвуковой самолет, есть необходимость применять крыло с изменяемой стреловидностью, так как на дозвуковых скоростях полета с точки зрения аэродинамики выгодно иметь малую стреловидность, а на сверхзвуковых режимах повышенную, что и было предложено в ходе проектирования. Так как методика выполнения курсового проекта это не предусматривает, то следует внести такое предложение. На чертеже геометрических параметров крыла и общем виде самолета изображены различные положения крыла. 2.2 Выбор геометрических параметров механизации крыла и органов поперечного управления  Определение типа и выбор геометрических характеристик поверхностей управления самолета следует выполнять с учетом потребных характеристик управляемости самолета в эксплуатационном диапазоне приборных скоростей и чисел М полета. Сверхзвуковые самолеты оснащаются цельноповоротными стабилизаторами, обеспечивающими в том числе и управляемость в поперечном канале. Площади и плечи поверхностей управления следует выбирать исходя из статистики для самолетов аналогичного класса. В состав механизации крыла входят: предкрылки; закрылки; интерцепторы. Каждое из указанных средств механизации имеет свой привод и систему управления. Предкрылки обеспечивают плавный вход потока на переднюю кромку крыла при увеличении угла атаки и увеличивают критический угол атаки крыла, тем самым увеличивая коэффициент подъемной силы на больших углах атаки. Закрылки служат для увеличения подъемной силы на режимах взлета и посадки. Интерцепторы предназначены для управления самолетом в канале крена. Параметры интерцепторов: -относительная хорда:  =0,15;-  =0,7 м;-  =0,4 м.Параметры предкрылков: -относительная хорда  =0,15;-  =0,8м;-  =0,3м.Параметры закрылков: -относительная хорда  =0,3;-  =1,7м;-  0,6м. 1 2 |
Содержание