Курсовая. КИПЛА. Выбор основных проектных параметров самолета
 Скачать 298.81 Kb.
|
1 2 2.3 Выбор геометрических параметров горизонтального оперения Зная площадь крыла  =294,32  , и параметр относительной площади ГО  0,25 – взятый из статистики для сверхзвукового самолета, имеем: Выбрав по статистике величину статического момента  =0,4, и зная  , необходимо рассчитать относительное плечо ГО по формуле: Далее рассчитываем плечо ГО как расстояние от некоторого центра масс до точки, соответствующей первой четверти средней аэродинамической хорды ГО. Так для полученных значений имеем:  Сужение ГО следует принимать по статистике для сходных по назначению самолетов. Как правило, величина  0…4,0) = 2,7; величина  =3 – удлинение ГО, принимается как у самолетов данного класса. Угол стреловидности ГО  = .Для проектируемого дальнего бомбардировщика, имеющего площадь ГО  =  , удлинение ГО =3, имеем: = Величина концевой хорды ГО определится из выражения:   Величина корневой хорды ГО определяется выражением:  Выражение для определения величины средней аэродинамической хорды выглядит следующим образом:  2.4 Выбор геометрических параметров вертикального оперения Зная площадь крыла и параметр относительной площади ВО, принятый по статистике  = 0,17, необходимо рассчитать площадь ВО: Выбрав по статистике величину статического момента  =0,1, и зная , необходимо рассчитать относительное плечо ВО по формуле: Далее рассчитываем плечо ВО как расстояние от некоторого центра масс до точки, соответствующей первой четверти средней аэродинамической хорды ВО. Так для полученных значений имеем:  Рассчитаем руль направления, размещенный на киле проектируемого самолета:  где  = 0,22 – исходя из статистических данных.Для проектируемого бомбардировщика, имеющего площадь ВО  = 44,15 , удлинение  =1,5, сужение  =3,3 имеем:  Концевая хорда вертикального оперения:  Величина корневой хорды ВО определится выражением:  2,52∙3,03=7,6м. (2.17)Средняя аэродинамическая хорда вертикального оперения:  Опыт проектирования самолетов данного класса говорит о том, что на сверхзвуковых скоростях полета возможны проблемы с недостаточной путевой устойчивостью. Для увеличения путевой устойчивости целесообразно применение форкиля. Так как методика выполнения курсового проекта не охватывает проектирование форкилей, а также тот факт, что определить оптимальные параметры форкиля зачастую возможно только экспериментальным путем. На общем виде проектируемого самолета представлен киль с параметрами, рассчитанными по методике курсового проекта и возможный вариант форкиля для иллюстрации предполагаемого облика проектируемого летательного аппарата. 2.5 Выбор параметров фюзеляжа При проектировании фюзеляжа принято оперировать понятием эквивалентного диаметра фюзеляжа:  где  - площадь миделевой части фюзеляжа.Исходя из самолетов данного класса принимаем =12,8 , тогда 4,038 м. Считается, что форма поперечного сечения является не круглой. Исходя из статистических сведений об основных геометрических параметрах фюзеляжа считаем, что:  -Удлинение носовой части  =1,2;-Удлинение средней части  =6,2;-Удлинение хвостовой части  =2,9. Имеем:  =1,2∙4,038=4,845м; =6,2∙4,0384=25,036м; =2,9∙4,038=11,71м.Длина фюзеляжа складывается из носовой, средней и хвостовой части:  4,845+25,036+11,71=41,492 м.3. Объемно-массовая компоновка 3.1 Расчет параметров эксплуатационной центровки В результате аэродинамической компоновки определяется диапазон центровок  , в пределах которых летательный аппарат имеет приемлемые характеристики устойчивости и управляемости. Целью объемно-массовой компоновки является размещение топлива, оборудования, целевой нагрузки и определение величины эксплуатационной центровки  . Кроме того, в результате выполнения этого вида проектировочных работ выбирается схема шасси. Под схемой шасси понимается количество опор и особенности их расположения относительно центра масс.Во всех случаях должно соблюдаться условие:  Для определения положения центра тяжести составляется весовая сводка, в которой указываются массы элементов летательного аппарата mi и координаты их центров тяжести хi относительно принятой системы отсчета.Окончательное выражение для выглядит следующим образом: В курсовом проекте центровка проверяется для одного из приведенных ниже вариантов: 1. Максимальная целевая нагрузка, количество топлива по заданию. Масса самолета максимально допустимая; 2. Максимально допустимая масса самолета с полной заправкой топливом и соответственно уменьшенной массой целевой нагрузки; 3.Самолет с полной заправкой топливом без целевой нагрузки (перегоночный вариант); 4. Самолет с максимальной целевой нагрузкой без топлива (предельный посадочный случай); 5. Пустой самолет без нагрузки и топлива (для оценки поведения самолета на стоянке). Расчет будет производиться для случая с максимальной целевой нагрузкой, количеством топлива по заданию с максимальной массой самолета.  Если никакими мероприятиями не удается обеспечить положение центра тяжести в пределах располагаемого диапазона центровок, то приходится расширять этот диапазон:- за счет увеличения статического момента горизонтального оперения или расширения углов отклонения органа продольного управления; - за счет применения автоматических устройств, компенсирующих сниженную устойчивость по нормальной перегрузке. Если же полученный диапазон эксплуатационных центровок уже располагаемого, то можно сузить располагаемый диапазон центровок, что, как правило, приводит к снижению массы конструкции (за счет уменьшения потребной площади горизонтально оперения) или упрощению системы управления по тангажу. Результат расчета приведен в таблице 3.1. Таблица 3.1- Максимальная целевая нагрузка, количество топлива по заданию. Масса самолета максимально допустимая.
Определяем относительную координату центра масс самолета для первого случая по формуле:   ;  м.3.2. Выбор схемы, определение параметров шасси и подбор колес При выборе схемы шасси следует руководствоваться известными преимуществами и недостатками применяющихся на практике схем. Чаще всего на современных самолетах реализуется трехопорная схема с передней опорой. Все остальные схемы: трехопорная с хвостовой опорой, велосипедная схема и четырехопорная являются вынужденными мерами и применяются редко. Тип опорных элементов шасси: колесное, лыжное, колесно-лыжное, поплавковое следует выбирать исходя из условий базирования летательного аппарата. Данный тип самолетов эксплуатируются с аэродромов 1 класса (длина ВПП - 3500 м). Выбор параметров шасси сопровождается определением основных его геометрических характеристик (  , , e, a,  ,  , ), а так же количества колес на опорах, их ширины и диаметра. Подбор колес к самолету осуществляется по каталогу (сортаменту) авиационных колес. Исходными данными для подбора колес служат следующие параметры и характеристики: 1. Геометрическая схема шасси самолета с определенными на ней колеёй  , продольной базойb, выносом основных опор шасси e, высотой центра масс относительно поверхности взлетно-посадочной полосы  , количеством колес на основных и носовых опорах  и  .Для определения выноса основной опоры шасси необходимо знать положение центра масс (центровку)  . Она задается в процентах от средней аэродинамической хорды  или в относительных долях . Для ряда самолетов допустимый диапазон центровок при выполнении взлета и посадки несколько уже, чем полный эксплуатационный диапазон. Это вызвано тем, что вынос основных стоек шасси может быть недостаточен при предельных задних центровках, что вызывает опрокидывание самолет на хвост. В связи с этим при подборе колес следует оперировать именно взлетно-посадочными значениями центровок. Положение средней аэродинамической хорды в явном виде, как правило, не требуется и не приводится в соответствующих разделах описаний. Поэтому расстояние от принятого начала координат до носка средней аэродинамической хорды следует искать в специальном разделе (например «Центровочные данные») или определять по чертежу (аналитически).Высота положения центра масс так же часто не приводится в описаниях самолетов. С вполне достаточной степенью точности можно это значение определять из чертежа с учетом того, что центр масс стараются разместить по высоте так, чтобы тяга двигателей силовой установки не создавала значительных продольных моментов.Практика конструирования самолетов позволяет утверждать, что приемлемой компоновкой шасси является такой случай, когда при трехопорной схеме с носовым колесом на переднюю стойку при стоянке приходится 6…12% веса самолета. В таком случае для параметров a, e и b имеем:     Вынос основных опор шасси относительно центра тяжести e в долях средней аэродинамической хорды самолета определяется необходимым углом выноса , который не позволяет самолету опрокинуться на хвост. Его значение принимают исходя из величины угла опрокидывания  .Учитывая некоторый запас на опрокидывание, имеем  Следует иметь в виду, что при большем значении выноса затрудняется отрыв передней опоры во время вывода самолета на взлетный угол атаки, а при уменьшении выноса возможно опрокидывание самолета.При проектировании шасси следует стремиться обеспечить зазор между поверхностью ВПП и элементами конструкции самолета не менее 200…250 мм при раздельном и одновременном обжатии амортизационных стоек шасси. Именно этим условием и определяется выбор величины  .Колея шасси В выбирается исходя из условия обеспечения устойчивости движения самолета по ВПП при разбеге и пробеге, а также в процессе руления по криволинейным траекториям. Основное влияние на величину колеи оказывает высота положения центра тяжести самолета . Практика позволяет рекомендовать выбор колеи исходя из условия  . B=7,5 м.2. Массовые и инерционные данные самолета. Так как в каталогах колес приводятся данные по стояночным нагрузкам для взлетного и посадочного весов, то необходимо знать значения максимального взлетного и максимального посадочного весов. Если в описании имеется данные по предельным весам и указано, что они определены по прочности шасси, то следует использовать для подбора колес именно их. Различие между нагрузками при взлетном и посадочном весах самолета обусловлены тем, что при взлете и посадке нагрузки на колеса принципиально отличаются. Посадочные нагрузки значительно выше, а поэтому и допустимое значение стояночной нагрузки при посадочной массе ниже, чем при взлетной. В качестве инерционной характеристики следует знать радиус инерции самолета относительно поперечной оси. Эту величину можно приближенно определить по выражению:  где  - длина фюзеляжа самолета, м. 3. Взлетно-посадочные характеристики используются в процессе подбора колес в части, касающейся величин взлетной и посадочной скоростей. В каталоге авиационных колес приводятся максимально допустимые скорости движения самолета при взлете и посадке. Эти скорости обусловлены ограниченной прочностью пневматиков при действии на циклических нагрузках от центробежных сил на протектор и деформационных нагрузок растяжения и сжатия элементов пневматика. Так как нагрузки, действующие на колеса при посадке, значительно больше, то и предельная посадочная скорость для большинства колес ниже, чем взлетная.Порядок подбора колес можно представить в виде алгоритма, изложенного отдельно для колес основных опор шасси и носовых. Различия в алгоритмах подбора заключаются в том, что нагрузки, действующие на основные и носовые опоры различны при выполнении посадки. Подбор колес основных опор: Определяется эксплуатационная стояночная нагрузка на колеса при взлетной и посадочной массах:  Так как в процессе проектирования самолета возможно увеличение его массы на величину около 10%, то расчетная стояночная нагрузка составляет:   После определения расчетной стояночной нагрузки по каталогу авиационных колес подбирается колесо, удовлетворяющее следующим условиям:   В каталоге авиационных колес становятся известными следующие параметры авиационного колеса: марка колеса КТ175; размер колеса в формате  в миллиметрах: 950 х 300;разрешенные стояночные взлетная и посадочная нагрузки:  рабочее давление в пневматике, обеспечивающее расчетную «ходимость» колеса при заданных стояночных нагрузках:  - разрешенные взлетная и посадочная скорости:  ; .- энергоемкость тормоза (энергия, которую способен поглотить и рассеять тормоз колеса за одну посадку)  . ≤  и 370 км/ч ≤ 400км/ч- условие соблюдается.Так как расчетная стояночная нагрузка выбирается как правило меньше, чем та, которая указана в каталоге, то при сохраненном рабочем давлении  обжатие пневматика становится меньше. Это приводит к ухудшению «ходимости» колеса и увеличении его жесткости, а, значит, к росту нагрузок на амортизатор и опору шасси. Таким образом, необходимо пересчитать величину рабочего давления. Эта операция производится для взлетной массы самолета: Данные параметры следует использовать для расчета характеристик амортизационной системы (это исходные данные для расчета амортизатора). Подбор колес передней опоры: Подбор колес передних опор осуществляется аналогично основным колесам. Отличие заключается в том, что основные опоры при посадке испытывают дополнительные нагрузки, вызванные торможением самолета  (самолет приседает на передние опоры) и дополнительную динамическую нагрузку при опускании передних опор  .Стояночная нагрузка при взлетной и посадочной массах определяется выражением:  Пересчет максимально допустимой нагрузки, работы пневматика и рабочего давления в нем, выполняется аналогично колесам основных опор. Так как расчетная стояночная нагрузка выбирается, как правило, меньше, чем та, которая указана в каталоге, то при сохраненном рабочем давлении  обжатие пневматика становится меньше. Это приводит к ухудшению «ходимости» колеса и увеличении его жесткости, а, значит, к росту нагрузок на амортизатор и опору шасси. Таким образом, необходимо пересчитать величину рабочего давления. Эта операция производится для взлетной массы самолета:  Дополнительные нагрузки при посадочном весе определяются следующими выражениями:   где  =3 – коэффициент трения качения заторможенного колеса.После определения стояночной нагрузки при взлетной и посадочной массах, действующей на переднее колесо, полученная величина сравнивается с динамической нагрузкой, приведенной в каталоге авиационных колес для не тормозных колес  . Если эта нагрузка в каталоге не определена, то можно считать, что:  6806,05+15+  ≤8800∙3∙3Так как в каталоге авиационных колес ни одно колесо с подтормаживанием и не тормозное не подходит, значит подберем тормозное колесо, которое будет соответствовать хотя бы расчетной нагрузке. В каталоге авиационных колес становятся известными следующие параметры авиационного колеса: марка колеса – КТ-209; размер колеса в формате в миллиметрах – 840 х 290; разрешенные стояночные взлетная и посадочная нагрузки  =8800 кгс;рабочее давление в пневматике, обеспечивающее расчетную «ходимость» колеса при заданных стояночных нагрузках р0=15 кгс/см2; разрешенная взлетная скорость Vвзл=330 км/ч; разрешенная посадочная скорость Vпос=310 км/ч. Так как энергоемкости тормозов основных опор достаточно для того, чтоб выполнить эффективное торможение, значит следует оформить заказ на передние колеса с подтормаживанием, которые будут соответствовать расчетным параметрам. Заключение В результате курсового проекта, на основе базовых знаний в проектировании летательных аппаратов был произведен выбор основных параметров самолёта, подбор двигателей силовой установки, рассчитана взлётная масса летательного аппарата в первом и втором приближениях с учетом выбранных двигателей и необходимого количества топлива на борту самолёта, подобрана и рассчитана аэродинамическая и объемно-массовая компоновка самолёта, определены параметры шасси и произведен подбор колёс к самолёту. Наглядным результатом этих навыков проектирования летательного аппарата является графическая часть курсового проекта, выполненная на листе формата А1. На листе А1 представлен общий вид самолёта в трёх проекциях с нанесёнными геометрическими размерами, характеризующими параметры объёмно-массовой и аэродинамической компоновок. Курсовой проект показал, насколько сложен процесс проектирования самолёта и его элементов с точки зрения конструктора летательных аппаратов. При проектировании летательного аппарата были применены знания по дисциплинам «Конструкция и прочность летательных аппаратов», «Строительная механика боевых летательных аппаратов», «Сопротивление материалов авиационных конструкций», «Инженерная графика и начертательная геометрия».Список использованной литературы 1. Д.В. Верещиков, Д.В. Разуваев, И.А. Федоркевич. Выбор основных параметров самолета. Издательство «ВУНЦ ВВС ВВА», Воронеж, 2012 2. Проектирование самолетов: Учебник для вузов / С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев и др. Под ред. С.М. Егера. - 3-е изд., перераб. И доп. -М.: Машиностроение, 1983. 3. Проектирование конструкции самолетов: Учебник для студентов вузов, обучающихся по специальности «Самолетостроение» / Е.С. Войт, А.И. Ендогур, З.А. Мелик-Саркисян, И.М. Алявдин. - М. Машиностроение, 1987. 4. Конструкция самолётов: Учебник для вузов / Г. Е. Житомирский. - М. Машиностроение, 2005.  Кафедра 72 К ЗАЩИТЕ руководитель проекта г.п Е.Пывин (подпись, фамилия) «__» ________________ 2020 г. ЭСКИЗНЫЙ ПРОЕКТ ДАЛЬНЕГО БОМБАРДИРОВЩИКА. (наименование темы) ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА К КУРСОВОМУ ПРОЕКТУ КП.250501.20.7.72.1965.12.ПЗ. ___ ______ (обозначение документа) _____________________рядовой________ ___________ (воинское звание) _______________________Данилов В.В. _____________ (фамилия, инициалы) ________________________________________________________________ (подпись) Дата защиты «____» _____________2020 г. Оценка: ______________________________________ Члены комиссии: ______________________________________ __________________________________________ __________________________________________ 1 2 |
