Проектирование пассажирского дальнемагистрального самолета на 300 пассажиров с дальностью полета 9000 км

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Содержание

1 Разработка тактико-технических требований

1.1 Сбор статистического материала

1.1.1 Boeing 767-300

1.1.2 Boeing 767-400

1.1.3 Boeing 777-300

1.1.4 Boeing 747-200

1.1.5 Airbus А330-200

1.2 Требования к самолету

1.3 Основные тактико-технические требования

2 Выбор схемы самолета

2.1 Схема крыла

2.2 Схема фюзеляжа

2.3 Балансировочная схема

2.4 Схема размещения органов управления

2.5 Схема оперения

2.6 Схема шасси

2.7 Выбор двигателей

2.8 Механизация крыла

2.9 Удельная нагрузка на крыло

3 Определение потребной стартовой тяговооруженности самолета

4 Определение взлетной массы самолета

4.1Определение массы целевой нагрузки

4.2 Предварительное определение взлетной массы

4.3 Определение массы снаряжения и служебной нагрузки

4.4 Определение относительной массы конструкции

4.5 Определение относительной массы силовой установки

4.6 Определение относительной массы топливной системы

4.7 Определение относительной массы оборудования и управления

4.8 Определение взлетной массы самолета

5 Определение основных геометрических параметров самолета

5.1 Определение параметров крыла

5.2 Определение параметров фюзеляжа

5.3 Определение параметров оперения

5.4 Определение параметров шасси

5.5 Подбор двигателя

6 Составление сводки масс самолета

Заключение

Список использованных источников

самолет тяговооруженность взлетный нагрузка

1. Разработка тактико-технических требований

1.1 Сбор статистического материала

Наметим пять однотипных самолётов с проектируемым самолётом и по каждому самолёту составим краткое описание с указанием наиболее важных и оригинальных технических решений, использованных при его разработке. К описанию прилагаем три проекции самолёта.

Таблица 1 - Основные характеристики самолетов

№	Самолеты	1	2	3	4	5
1	Наименование самолета, фирма, страна, год выпуска	Боинг 767-300, Boeing, США, 1986	Боинг 767-400, Boeing, США, 2000	Боинг 777-300, Boeing, США, 1997	Боинг 747-200В, Boeing, США, 1970	Аэробус А330-200, Airbus, Франция, 1997	Кос-21, Кос, Россия, 2011
2	Экипаж	2	2	2	3	3	2
Характеристики силовой установки
3	Тип двигателей, количество (n), тяга (мощность) n.P0,(gaH), n.N0(кВт)	2 ТРДД General Electric CF6-80C2-84F, 2 х 26260'	2 ТРДД General Electric CF6-80C2, 2 х 28804'	2 ТРДД Pratt Whitney PW4090, 2 х 40860'	4 ТРДД Pratt Whitney JT9D--7R4G2 (GE CF6-50Е2), 4 х 24635 (23625) '	2 ТРДД General Electric CF6-80Е1, 2 х 32660'	2 ТРДД General Electric CF6-80C2, 2 х 28804''
4	Удельный расход топлива, Сpo(кг/?H*ч)	0,576''	0,576''	0,545''	0,646''	0,625''	0,595'''
5	Степень двухконтурности, m	5,31'	5,31'	6,41'	4,90'	4,85'	5,4''
6	Удельный вес двигателя, г(?H/кВт)	0,15''	0,14''	0,13''	0,14''	0,12''	0,14'''
Массовые характеристики
7	Взлётная масса, m0 (кг)	158760'	204120'	263080'	351500'	230000'	240884''
8	Масса коммерческой нагрузки, mком(кг)	40230'	47000'	66050'	67360'	49500'	40950''
9	Масса пустого самолета, mпуст(кг)	86070'	103870'	155500'	171460'	49500'	113300''
10	Масса топлива, mт(л)	63210'	76840'	171160'	183380'	139090'	91536''
11	Весовая отдача по коммерческой нагрузке,	0,253''	0,23''	0,25''	0,19''	0,21''	0,17''
12	Удельная нагрузка на крыло, p0(?H/м2)	549,2''	688,12''	602,66''	674,11''	623,34''	752,1''
13	Тяговооруженность, P0(кВт/?H)	0,35''	0,34''	0,234''	0,19''	0,28''	0,322''
Геометрические характеристики
14	Площадь крыла, S(м2)	283,3'	290,7'	427,8'	511'	361,6'	313,9''
15	Размах крыла, l(м)	47,6'	51,9'	60,9'	59,6'	60,3'	52,2''
16	Удлинение крыла, л	7,998'	9,266'	8,67'	6,95'	10,06'	8,7'''
17	Сужение крыла, з	3,23	4,05'	3,26'	3,75'	3,93'	3,6'''
18	Угол стреловидности крыла, ч0	31,5'	25'	31,1'	37,5'	30'	30'''
19	Относительные толщины, С0, Скц	15,1%, 12%'	14.5%, 11%'	14,8%, 11%'	15.2%, 10.8%'	14,7%, 10,8%'	15%, 12%'''
20	Диаметр фюзеляжа, Dфэ(м)	5,03'	5,35'	6,19'	6,5'	5,64'	5,75'''
21	Удлинение фюзеляжа, лф	6,43'	3,05'	10,3'	7,52'	6,94'	6,9'''
22	Удлинение носовой части фюзеляжа, лн.ч	1,3''	1,29''	1,34''	1,2''	1,3''	1,3'''
23	Удлинение хвостовой части фюзеляжа, лхв.ч	2,7''	2,89''	2,13''	2,4''	2,6''	2,5'''
24	Удлинение горизонтального оперения, лго	5,6'	6,1'	5,9'	5,7'	5,2'	5,7'''
25	Сужение горизонтального оперения, зго	2,9'	2,4'	3,5'	2,9'	3,1'	3'''
26	Угол стреловидности горизонтального оперения, ч0го	33'	37'	32'	31'	32'	33'''
27	Площадь горизонтального оперения, Sго(м2)	53,8'	56,9'	43,8'	57,4'	76,5'	57,7''
28	Коэффициент статического момента, Аго	0,11'	0,13'	0,23'	0,19'	0,18'	0,18'''
29	Удлинение вертикального оперения, лво	1,5'	1,6'	1,7'	1,6'	1,8'	1,6'''
30	Сужение вертикального оперения, зво	2,3'	2,7'	2,3'	2,4'	2,3'	2,4'''
31	Угол стреловидности вертикального оперения, ч0во	34'	35'	37'	42'	35'	37''
32	Площадь вертикального оперения, Sво(м2)	61'	57'	32,9'	58,9'	31,5'	48''
33	Коэффициент статического момента, Аво	0,01'	0,03'	0,1'	0,19'	0,01'	0,03'''
34	Относительная база шасси, b0	20,1'	16,1'	17,5'	16,9'	15,21'	17,16'''
35	Относительная колея шасси, B	10,04'	10'	8,69'	7,8'	9,6'	9,2'''
Летные характеристики
36	Максимальная скорость на высоте полета Vmax/H ((км/ч)/м)	970'	960'	945'	990'	960'	950'''
37	Крейсерская скорость на высоте полета, Vкрейс/Hкрейс((км/ч)/м)	870'	870'	905'	895'	880'	880'''
38	Посадочная скорость, Vпос(км/ч)	248'	245'	270'	250'	245'	280'''
39	Потолок, Hп (м)	13100'	13100'	13100'	13750'	12500'	13100'''
40	Дальность полета с нагрузкой, Lр/mком(км/кг)	8700'	9400'	10100'	8800'	10200'	9000
41	Длина разбега (длина ВПП), lразб(м)	2500'	3400'	3700'	3190'	2220'	3200'''
Прочие данные
42	Число пассажиров, n	218-328'	245-375'	368-550'	366-490'	253-406'	300
43	Тип ВПП	Бетон'	Бетон'	Бетон'	Бетон'	Бетон'	Бетон'''
44	Расчетная (эксплуатационная) перегрузка, nA	2,1'	2,2'	2,1'	2,2'	2,3'	2,2'''

' - информация взята из Интернета;

'' - данные посчитаны по формулам;

''' - данные выбраны с учетом статистики.

1.1.1 Boeing 767-300

Год первого полета самолета -- 1986 

Самолет Boeing 767-300 (Боинг-767-300) является самой популярной моделью широкофюзеляжных дальнемагистральных лайнеров Боинг-767. Разработанный как удлиненная версия самолета Boeing 767-200, Boeing 767-300 эксплуатируется в авиакомпаниях с 1986 г.

Кроме базового варианта существуют также версии с увеличенной дальностью полета Boeing 767-300ER (может обслуживать маршруты длиной до 11000 км) и грузовой самолет Boeing 767-300F.

Авиастроительная компания Боинг выпустила около 700 самолетов Боинг-767-300 всех модификаций, производство которых продолжается. Дальнейшим развитием самолета Boeing 767-300 стал Boeing 767-400ER, вышедший на воздушные линии в 2000 г.

Рисунок 1 - Эскиз самолета Boeing 767-300

1.1.2 Boeing 767-400

Год первого полета самолета -- 2000 

Дальнемагистральный Boeing 767-400 (Боинг-767-400) является последним представителем семейства самолетов Боинг-767, отличающийся от ранних версий удлиненным фюзеляжем, увеличенным крылом и новыми шасси. Боинг-767-400 существует только в варианте с увеличенной дальностью полета Boeing 767-400ER (то есть версия Boeing 767-400 отсутствует).

Самолет был специально разработан по заказу авиакомпаний Delta Air Lines иContinental Airlines для замены парка устаревших самолетов Lockheed L-1011и Douglas DC-10.

Первые Boeing 767-400ER вышли на воздушные линии в 2000 г. Всего до 2007 г. было произведено 38 самолетов.

Рисунок 2 - Эскиз самолета Boeing 767-400

1.1.3 Boeing 777-300

Год первого полета самолета -- 1997 

Boeing 777-300 (Боинг-777-300) является самым крупным двухдвигательным пассажирским самолетом в мире. Лайнер предназначен для эксплуатации на дальнемагистральных линиях и отличается от более ранней модели Boeing 777-200 удлиненным фюзеляжем с повышенной пассажировместимостью.

Коммерческая эксплуатация Боинг-777-300 началась в 1998 г. В настоящее время серийное производство самолета продолжается. Кроме базового варианта существуют также версия с увеличенной дальностью полета Boeing 777-300ER (в эксплуатации с 2004 г.).

Рисунок 3 - Эскиз самолета Boeing 777-300

1.1.4 Boeing 747-200

Год первого полета самолета -- 1970 

Boeing 747-200 (Боинг-747-200) был предназначен для эксплуатации на загруженных дальнемагистральных авиалиниях и выпускался в период с 1970 по 1991 гг. Самолет отличается от своего предшественники - Boeing 747-100 увеличенной взлетной массой, более мощными двигателями и повышенной дальностью полета. Боинг-747-200 особенно популярен у грузовых авиакомпаний, для которых разработаны грузовые версии 747-200C и 747-200F.

В 1979 г. на авиалинии вышел самолет Boeing 747-200B, оснащенный еще более мощными двигателями и увеличенным запасом топлива, что позволило увеличить дальность полета до 10500 км. Дальнейшим развитием модели стал Boeing 747-300.

Рисунок 4 - Эскиз самолета Boeing 747-200В

1.1.5 Airbus A330-200

Год первого полета самолета -- 1997 

Airbus A330-200 (Эрбас А330-200) является версией самолета А330-300с укороченным фюзеляжем и дополнительными топливными баками. Обе эти модели составляют семейство Airbus A330, разработанное европейским концерном Airbus в конце 1980-х годов для обслуживания дальнемагистральных авиалиний. Параллельно с A330-200 также был разработан 4-двигательный аналог для сверхдальних полетов - Airbus A340-200.

Airbus A330-200 эксплуатируется в авиакомпаниях с 1998 г. На сегодняшний день построено почти 300 самолетов, производство лайнера продолжается.

Рисунок 5 - Эскиз самолета Airbus A330-200

1.2 Требования к самолету

Класс аэродрома: 1-й класс по российской классификации (75 т и более), 4Е по международной классификации (длина ВПП более 1800м, размах крыла 52-60 м);

Тип ВПП: бетонная;

Крейсерская скорость: Vкрейс = 880км/ч;

Крейсерская высота: Нкрейс = 10000км;

Максимальная скорость: Vmax = 950 км/ч;

Дальность полета: 9000 км;

Потолок: 13100;

Число пассажиров: 300;

Состав экипажа: первый пилот, второй пилот;

Время подготовки к повторному вылету: 45 мин;

Назначенный ресурс самолета: 25 лет, количество взлетов/посадок 25000, количество лётных часов 75000;

Минимальное количество двигателей: 2 ТРДД;

Расход топлива: 20 г на пассажирокилометр;

Основные конструкционные материалы: - высокопрочные стали, алюминиевые, титановые и магниевые сплавы (Д16Т, АК6, МЛ5, 30ХГСА, 30ХГСНА, ЗЗНХ3МА, ОТ4-1, ВТ-14 и др.);

- металлокомпозиты;

- пластмассы и высокопрочные полимерные материалы;

- композиционные материалы, гибридные материалы;

- теплозащитные материалы;

- трехслойные конструкции и другие конструктивные элементы;

Высокий уровень автоматизации управления полетом: встроенная аналоговая электродистанционная система управления полетом и система оптимизации режимов полета, встроенная инерциальная навигационная система, аппаратура спутниковой навигации, аппаратура встроенного контроля, автоматическая система отображения информации о центровке самолета.

Высокая степень стандартизации и унификации самолета;

Взаимозаменяемость деталей самолета.

Длина разбега: Lразб = 3200 м.

Скорость захода на посадку: Vз. п. = 280 км/ч.

1.3 Основные тактико-технические требования

Число пассажиров: 300;

Дальность полета: 9000 км;

Крейсерская высота: Нкрейс = 10000 м;

Крейсерская скорость Vкрейс = 880 км/ч;

Скорость захода на посадку: Vз. п. = 280 км/ч;

Длина разбега: Lразб = 3200 м.

2. Выбор схемы самолета

Схема самолета определяется количеством, взаимным расположением и формой основных агрегатов: крыла, оперения, фюзеляжа, шасси, а также типом, количеством и размещением двигателей и воздухозаборников. Схема любого самолета обусловлена его расположением и ТТТ. Выбор схемы проектируемого самолета производится на основании статистических данных и разработанных основных тактико-технических требований.

2.1 Схема крыла

На графике 1 показан график зависимости удлинения крыла самолетов-аналогов от дальности их полета L.

График 1 - Зависимость удлинения крыла от дальности полета

Для проектируемого самолета при дальности полета 9000 км удлинение крыла =8,7.

На графике 2 показан график зависимости угла стреловидности крыла самолетов-аналогов от дальности их полета L.

График 2 - Зависимость угла стреловидности от дальности полета

Для проектируемого самолета при дальности полета 9000 км угол стреловидности крыла =30.

Для выбора схемы крыла определяются следующие параметры:

Число крыльев: 1 (моноплан);

Расположение крыла: низкоплан;

Форма крыла: стреловидная;

Угол стреловидности: ч° = 30°;

Удлинение крыла: л =8,7;

Сужение крыла: з =3,6;

Тип профиля крыла: суперкритический;

Относительная толщина крыла в корневой части: с0 = 15 %;

Относительная толщина крыла в концевой части: ск = 12%.

2.2 Схема фюзеляжа

Для выбора схемы фюзеляжа определяются следующие параметры:

Форма поперечного сечения фюзеляжа: круглое сечение диаметром

Dф = 5,75 м;

Удлинение фюзеляжа: лф = 6,9;

Удлинение носовой части фюзеляжа: лн.ч. = 1,3;

4) Удлинение хвостовой части фюзеляжа лхв.ч = 2,5

2.3 Балансировочная схема

Балансировочная схема характеризует геометрические и конструктивные особенности летательного аппарата. Известно большое число признаков, по которым характеризуют балансировочную схему, но в основном их принято различать по взаимному расположению крыла и горизонтальному оперению. Для проектируемого самолета используется нормальная аэродинамическая схема.

Нормальная аэродинамическая схема - схема с расположением горизонтального оперения сзади крыла. Схема получила наибольшее распространение вследствие простого решения большинства вопросов продольной устойчивости и продольной управляемости на всех режимах полёта. Наличие скоса потока за крылом уменьшает истинный угол атаки горизонтального и тем самым обеспечивает высокую эффективность продольного управления на всех режимах полёта. В обычных случаях при такой схеме может быть легко обеспечена потребная эффективность продольного управления.

2.4 Схема размещения органов управления

Органами управления самолета является оперение. Оперение обеспечивает устойчивость, управляемость и балансировку самолета в полете. Оно состоит из горизонтального и вертикального оперения. К оперению также относят элероны - органы поперечной управляемости и балансировки.

Горизонтальное оперение состоит из неподвижной поверхности - стабилизатора и шарнирно подвешенного к нему руля высоты. Он представляет собой подвижную аэродинамическую управляемую поверхность, отклонение которой вызывает движение самолета вокруг поперечной оси. Для проектируемого самолета с нормальной аэродинамической схемой горизонтальное оперение устанавливается в хвостовой части самолета.

Вертикальное оперение состоит из неподвижной части - киля и шарнирно подвешенного к нему руля направления (орган управления самолета, расположенный в хвостовом оперении и предназначенный для управления самолетом относительно нормальной оси).

Для проектируемого самолета применяется схема с центральным расположением вертикального оперения в плоскости симметрии самолета. Горизонтальное оперение расположено на фюзеляже.

Элероны - аэродинамические органы управления, симметрично расположенные на задней кромке консолей крыла у самолета нормальной схемы. Они предназначены для управления углом крена самолета. Элероны отклоняются диффренциально, то есть в противоположные стороны: для крена самолета вправо правый элерон поворачивается вверх, а левый - вниз, и наоборот.

2.5 Схема оперения

Для выбора схемы оперения определяются следующие параметры:

Удлинение горизонтального оперения: лг.о. = 5,7;

Сужение горизонтального оперения: зг.о. = 3;

Удлинение вертикального оперения: лв.о. = 1,6;

Относительная площадь горизонтального оперения: г.о. = 15 %;

Сужение вертикального оперения: зв.о. = 2,4;

Относительная площадь вертикального оперения: в.о. = 12 %.

2.6 Схема шасси

Для выбора схемы шасси определяются следующие параметры:

Тип опор: колесные опоры;

Количество опор: 3-х опорное шасси;

Размещение опор: Шасси состоит из двух основных опор, расположенных позади центра масс самолета на консолях крыла, и передней опоры, расположенной на фюзеляже. Каждая из двух основных опор снабжена четырехколесной тележкой с тормозными колесами. Передняя опора имеет два нетормозных колеса. Все 10 колес имеют одинаковые размеры 1300*480 мм.

2.7 Выбор двигателей

Для выбора двигателей самолета необходимо назначить тип двигателей, их количество, размещение и основные параметры двигателя.

Тип двигателя: Турбореактивный двигатель двухконтурный (ТРДД) - воздушно-реактивный двигатель, в котором поступающий в него воздух делится на 2 потока, проходящих через внутренние и внешние контуры. Внутренний контур - турбореактивный двигатель, внешний - кольцевой канал с вентилятором, создающий дополнительный воздушный поток через самостоятельное или общее реактивное сопло. ТРДД экономичнее обычного турбореактивного на дозвуковых скоростях, менее шумный.

Количество двигателей: nдв = 2;

Размещение двигателей: На консолях крыла;

Параметры двигателя:

Удельный расход топлива на взлетном режиме: Ср0 = 0,38 кг/(даН·ч);

Удельный расход топлива на крейсерском режиме: Сркрейс = 0,595 кг/(даН·ч);

Удельный вес двигателя: г = 0,14;

2.8 Механизация крыла

Для выбора схемы крыла определяется механизация крыла и назначаются основные параметры крыла.

Механизация крыла - совокупность устройств на крыле летательного аппарата, предназначенных для регулирования его несущих свойств. Механизация включает в себя закрылки, предкрылки, интерцепторы, флапероны и т. д.

Закрылки - отклоняемые поверхности симметрично расположенные на задней кромке крыла. Закрылки в убранном состоянии являются продолжением поверхности крыла, а в выпущенном состоянии могут отходить от него с образованием щелей. Закрылки используются для улучшения несущей способности крыла во время взлета, набора высоты, снижения и посадки, а также при полете на малых высотах. Проектируемый самолет оснащен двухщелевыми закрылками

Предкрылки - отклоняемые поверхности, установленные на передней кромке крыла. При отклонении образуют щель, аналогичную таковой у щелевых закрылков. Предкрылки, не образующие щели, называются отклоняемыми носками. Эффект предкрылков заключается в увеличении допустимого угла атаки, то есть срыв потока с верхней поверхности крыла происходит при большем угле атаки. Для проектируемого самолета применяются адаптивные предкрылки, которые автоматически отклоняются для обеспечения оптимальных аэродинамических характеристик крыла в течение всего полета.

Флапероны или «зависающие элероны» - элероны, которые могут выполнять также функцию закрылков при их синфазном отклонении вниз. Широко применяются в сверхлегких самолетах. В тяжелых самолетах, подобных проектируемому, флапероны не используются.

Интерцепторы - отклоняемые или выпускаемые в поток поверхности на верхней и (или) нижней поверхности крыла, которые увеличивают аэродинамическое сопротивление и уменьшают (увеличивают) подъемную силу. Поэтому интерцепторы также называют органами непосредственного управления подъемной силой. Не следует путать интерцепторы с воздушными тормозами. В зависимости от площади поверхности консоли и расположения её на крыле интерцепторы делят на элерон-интерцепторы и спойлеры. Для проектируемого самолета применяются элерон-интерцепторы, которые представляют собой дополнение к элеронам и используются в основном для управления по крену.

2.9 Удельная нагрузка на крыло

По статистике и с учетом влияния на основные качества самолета выбирается значение удельной нагрузки на крыло p0 = 630 даН/м2. Коэффициент подъемной силы выбирается ориентировочно для эффективной механизации сymax пос = 2,8 [1].

Выбранное значение удельной нагрузки на крыло проверяется по следующим условиям:

Обеспечение заданной скорости захода на посадку

где = 2,8 - коэффициент подъемной силы;

Vз.п.= 78 - скорость захода на посадку, м/с;

= 0,25 - предполагаемое значение относительной массы топлива [1];

Условие обеспечения заданной скорости захода на посадку выполняется;

Обеспечение заданной крейсерской скорости на расчетной высоте полета

где = 0,337 - относительная плотность на расчетной высоте [2];

Vкр = 248 - крейсерская скорость, м/с.

Коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе рассчитывается следующим образом:

,

где = 0,8 - число маха,

где = 0,15 - относительная толщина профиля крыла;

= 6,9 - удлинение фюзеляжа;

Коэффициент отвала поляры в дозвуковой зоне рассчитывается по следующей формуле:

,

где k = 1,02 - для трапециевидных крыльев с л>3;

- эффективное удлинение крыла;

Таким образом нагрузка на крыло для обеспечения заданной скорости на высоте полета:

.

Условие обеспечения заданной крейсерской скорости на расчетной высоте выполняется.

За расчетное значение удельной нагрузки на крыло принимается значение p'0 = 752,1 даН/м2.

3. Определение потребной стартовой тяговооруженности самолета

Потребная тяговооруженность при проектировании самолета определяется из условий обеспечения задаваемых тактико-техническими требованиями летных характеристик самолета. В зависимости от назначения самолета и разработанных для него тактико-технических требований составляется набор необходимых условий для определения тяговооруженности, обеспечивающей получение наиболее важных для проектируемого самолета летных характеристик. Для пассажирского самолета в этот набор входят условия обеспечения крейсерской скорости полета, заданной длины разбега и взлета при отказе одного двигателя.

Обеспечение крейсерской скорости полета Vкрейс = 880 км/ч на крейсерской высоте Нкрейс = 10000м:

где = 0,3 для скорости полета, соответствующей числу Маха М = 0,8 и высоты Н = 10000 при высокой степени двухконтурности [1];

= 0,9 - коэффициент, зависящий от режима работы [3];

максимальное аэродинамическое качество;

аэродинамическое качество на крейсерском режиме.

Обеспечение заданной длины разбега Lразб = 3200м:



где - удельная нагрузка на крыло, даН/м2;

= 2,2 - коэффициент, зависящий от механизации крыла [1];

= 0,02 - коэффициент трения качения колес шасси [1];

=10 - аэродинамическое качество на разбеге [1].

Обеспечение взлета при отказе одного двигателя:

где = 2 - число двигателей на самолете;

- аэродинамическое качество самолета при наборе высоты;

= 0,024 - тангенс угла наклона траектории при наборе высоты, задается ЕНЛГС в зависимости от числа двигателей .

Подсчитав для намеченных условий величины тяговооруженности, за потребную величину тяговооруженности принимаем наибольшую из них , что обеспечит выполнение всех намеченных условий и получение требуемых характеристик самолета.

4. Определение взлетной массы самолета

Определение взлетной массы m0 является одной из важнейших проблем при проектировании самолета. Основная задача при этом заключается в обеспечении требуемых летно-тактических характеристик самолета при минимальной величине m0, потому что любое неоправданное завышение взлетной массы всегда ухудшает эффективность проектируемого самолета.

4.1 Определение массы целевой нагрузки

Для проектируемого самолета к целевой нагрузке относятся коммерческая нагрузка, в которую включаются пассажиры, багаж, платный груз и почта. Приближенно масса коммерческой нагрузки определяется по числу пассажиров:

кг,

где mпас = 75 - средняя масса одного пассажира, кг [3];

qбаг = 30 - масса багажа, перевозимого одним пассажиром для магистральных самолетов, кг [3];

nпас = 300 - число пассажиров;

1.3 - коэффициент, учитывающий массу дополнительного платного груза и почты.

4.2 Предварительное определение взлетной массы

Чтобы приближенно назначить вероятное значение взлетной массы m'0 назначается коэффициент массовой отдачи з = 0,17. Тогда предварительное значение взлетной массы определяется по следующей формуле:

4.3 Определение массы снаряжения и служебной нагрузки

Приближенно массу этой группы можно определить в виде суммы:

где - масса снаряжения для тяжелых самолетов, кг [3];

- масса экипажа, кг,

где m1эк = 75 - масса одного члена экипажа для гражданских самолетов, кг [3];

nэк = 8 - число членов экипажа (включая бортпроводников).

4.4 Определение относительной массы конструкции

Для определения относительной массы конструкции планера самолета можно использовать статистическую формулу:

где k = 0,55 - для пассажирских самолетов с двумя ТРДД и топливом в крыле [3];

p0 = 752,1 - удельная нагрузка на крыло, даН/м2.

Так как значение относительной массы конструкции планера получилось завышенным, по таблице 6.1 [1] выбираем значение = 0,25.

4.5 Определение относительной массы силовой установки

Относительная масса силовой установки может быть выражена через удельный вес двигателей г и потребную тяговооруженность :

где k1 = 2,26 и k2 = 3,14 - статистические коэффициенты, зависящие от числа двигателей.

4.6 Определение относительной массы топливной системы

Относительная масса топливной системы может быть выражена через расчетную дальность Lр и крейсерскую скорость Vкрейс (км/ч):

где = 1,02 - коэффициент, учитывающий массу агрегатов топливной системы;

= 0,06 - для тяжелых самолетов;

= 0,05 - для тяжелых дозвуковых самолетов.

Так как значение относительной массы топливной системы получилось завышенным, по таблице 6.1 [1] выбираем значение = 0,38.

4.7 Определение относительной массы оборудования и управления

Относительная масса оборудования и управления может быть найдена по приближенной формуле:

4.8 Определение взлетной массы самолета

Взлетная масса находится из уравнения существования самолета:

.

Отличие найденного значения от принятого ранее составляет 0,0000083%. Так как это отличие не превышает 5% [2], то можно принять =240884 кг за окончательное значение взлетной массы.

5. Определение основных геометрических параметров самолета

5.1 Определение параметров крыла

Для принятой удельной нагрузки на крыло p0 и взлетной массы самолета m0I определяется площадь крыла:

Зная удлинение и сужение крыла, принятые при выборе схемы самолета, можно вычислить следующие геометрические размеры крыла:

Размах крыла:

где л = 8,7 - удлинение крыла.

Концевая хорда крыла:

где з = 3,6 - сужение крыла.

Центральная хорда крыла:



Средняя аэродинамическая хорда:

5.2 Определение параметров фюзеляжа

Форма и размеры фюзеляжа определяются аэродинамическими, компоновочными и эксплуатационными требованиями. В пункте 2.2 были заданы диаметр и относительные параметры фюзеляжа. Зная их, можно определить следующие геометрические размеры фюзеляжа:

Длина фюзеляжа:

где лф = 6,9 - удлинение фюзеляжа;

Dф = 5,75 - диаметр фюзеляжа, м.

Длина носовой части фюзеляжа:

где лн.ч = 1,3 - удлинение носовой части фюзеляжа

Длина хвостовой части фюзеляжа:

где лх.ч. = 2,5 - удлинение хвостовой части фюзеляжа.

5.3 Определение параметров оперения

Принятые ранее при выборе схемы самолета относительные параметры и позволяют определить абсолютные площади горизонтального и вертикального оперения.

- площадь горизонтального оперения;

- площадь вертикального оперения.

По выбранным ранее относительным параметрам оперения находятся хорды и размах оперения:

Размах горизонтального оперения:

где лг.о. = 5,7 - удлинение горизонтального оперения.

Концевая хорда горизонтального оперения:

где зг.о. = 3 - сужение горизонтального оперения.

Центральная хорда горизонтального оперения:

Высота вертикального оперения:

где лв.о. = 1,6 - удлинение вертикального оперения.

Концевая хорда вертикального оперения:

где зв.о. = 2,4 - сужение вертикального оперения.

Центральная хорда вертикального оперения:

5.4 Выбор параметров шасси

Для принятой схемы шасси определяются следующие параметры:

Продольная база шасси:



где Lф = 65 - длина фюзеляжа, м.

Вынос главных колес:

Вынос переднего колеса:

Колея шасси:

5.5 Подбор двигателей

По величине потребной тяговооруженности и для взлетной массы находим суммарную тягу двигателей:

Зная число двигателей nдв, находим тягу одного двигателя:

Масса одного двигателя определяется по формуле:



где г = 0,14 - удельный вес двигателя.

По найденным параметрам P0 и mдв находим двигатель с близкими значениями данных параметров. Наиболее подходящим является двигатель фирмы Rolls-Royce Trent 700 с тягой P0 = 33369 даН и массой mдв = 5270 кг.

6. Составление сводки масс самолета

Масса крыла:

,

где - удельная нагрузка на крыло;

-

заданная нормами прочности расчетная перегрузка;

Масса фюзеляжа:

где - при расположении грузовых дверей по обе стороны;

- при креплении шасси к фюзеляжу;

- конструкционная длина фюзеляжа;

- площадь омываемой поверхности фюзеляжа;

- конструкционная высота фюзеляжа;

Масса оперения находится по соотношению:

Масса шасси:

.

Масса окраски:

.

Значения масс целевой нагрузки, оборудования и управления, силовой установки и экипажа были определены ранее. С учетом принятых упрощений и с использованием полученных значений групп масс составляем массовую сводку самолета, в которую записываем как абсолютные, так и относительные значения составляющих взлетной массы самолета. Их вычисляем с использованием полученного в сводке значения взлетной массы второго приближения. Полученные значения масс представим в массовой сводке (таблица).

Таблица 2- Массовая сводка проектируемого самолета

№	Наименование	Абсолютное значение	Относительное значение
1	Масса конструкции планера Крыло Фюзеляж Оперение Шасси Окраска	60221 12144,4 17541,7 2295,8 14453,1 602,2	0,25 0,05 0,07 0,0095 0,06 0,0025
2	Масса топливной системы	91536	0,38
3	Масса коммерческой нагрузки	40950	0,17
4	Масса служебной нагрузки	5418	0,0225
5	Масса силовой установки	19271	0,08
6	Масса оборудования	24088,4	0,1
7	Взлетная масса	240884	1
8	Масса пустого самолета	113300	0,47
9	Масса пустого снаряженного самолета	117792	0,489
10	Отдача по коммерческой нагрузке	0,17
11	Полная весовая отдача	0,53

Заключение

Спроектированный пассажирский дальнемагистральный самолет на 300 пассажиров с дальностью полета 9000 км отвечает критериям безопасности и надежности международных воздушных перевозок. Самолет имеет достаточно большую стартовую тяговооруженность, небольшую взлетную массу и высокий коэффициент отдачи по коммерческой нагрузке, что обеспечивает ему экономическую эффективность и требуемые летные характеристики. Для самолета разработана рациональная конструкция и геометрические параметры. Самолет может использоваться для массового производства, так как дальнемагистральные самолеты в настоящее время очень востребованы.

Список использованных источников

1 Егер, С. М. Проектирование самолетов [Текст]: учебник для вузов/ С. М. Егер, В. Ф. Мишин, Н. К. Лисейцев. Под ред. С. М. Егера. - М.: Машиностроение, 1983. - 616с.

2 Комаров, В.А. Концептуальное проектирование самолета: учебник для вузов

3 Турапин, В. М. Аэродинамический расчет самолета [Текст]: учебное пособие для курсового и дипломного проектирования. - Куйбышев, 1969. - 58с.

4 Корольков, О. Н. Проектирование самолета. Разработка требований, определение взлетной массы [Текст] - КуАИ, 1990. - 67с.

5 Корольков, О. Н. Проектирование самолета. Компоновка, центровка, разработка общего вида [Текст] - КуАИ, 1990. - 56с.

6 Егер, С. М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов [Текст]: учебник для вузов. - М.: Машиностроение, 1964.- 452с.

7 http://ru.wikipedia.org/wiki/

8 http://www.airwar.ru/

9 http://www.boeing.com/

10 http://civilavia.info/

11 http://www.testpilot.ru/

12 http://civilaviation.ru/

1. Размещено на www.allbest.ru