Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

СОДЕРЖАНИЕ

1. Назначение и область применения

2. Техническое описание самолета

2.1 Конструкция самолета

2.2 Фюзеляж

2.3 Крыло

2.4 Предкрылки

2.5 Закрылки

2.6 Элерон

2.7 Хвостовое оперение

2.8 Система управления

2.9 Шасси

2.10 гидравлические системы

2.11 Топливная система

2.12 Противопожарные оборудования

2.13 Противообледенительная система

2.14 Силовая установка

2.15 Кислородная система

2.16 Система кондиционирования

2.17 Аварийно - спасательные средства

3. Выбор и обоснование проектных параметров

3.1 Обработка статистических данных самолётов.

3.2 Выбор и обоснование схемы самолёта

3.3 Выбор основных параметров крыла

3.4 Выбор основных параметров фюзеляжа

3.5 Выбор оптимальной удельной нагрузки на крыло и приближённая оценка аэродинамических характеристик самолёта

3.6 Оценка потребной тяговооруженности и уточнение характеристик силовой установки

3.7 Подбор двигателя.

4. Расчет взлетной массы самолета

4.1 Оценка относительной массы топлива

4.2 Расчёт относительных масс основных частей самолёта

4.3 Решение уравнения баланса масс

4.4 Расчет масс элементарных самолетах.

5. Компоновка и расчет геометпрических параметров

5.1 Расчёт геометрических характеристик и компоновка крыла

5.2 Компоновка фюзеляжа

5.3 Компоновка багажных помещений

5.4 Компоновка кухни и буфетов

5.5 Гардеробы

5.6 Туалетные помещения

5.7 Нормальные и аварийные выходы и аварийные средства

5.8 Расчёт основных параметров и компоновка шасси

5.9 Компоновка и расчёт основных параметров оперения

Заключениеe

Список литературa

Таблица статистических данных самолетов

ВВЕДЕНИЕ

Целью настоящего курсового проекта является разработка технологического задания на проектирование среднемагистрального пассажирского самолета на основание параметрического анализа основных данных современных однотипных самолетов и технических требований к ним. На эта стадии проектирования решались следующие основные задачи:

Определение характеристик самолета на основе расчета массы частей его конструкции и систем оборудования и управления.

Задачи, связанные с формированием облика самолета и решаемые путем определения массы конструкции нескольких вариантов значений параметров при их оптимизации.

Обосновании схемы, компоновочных и конструктивных решений.

4. Определение летных технических характеристик самолета

самолет пассажирский фюзеляж багажный

1. НАЗНАЧЕНИЕ И ОБЛАСТЬ ПРИМЕНЕНИЯ

Повышение технического совершенства, безопасности полетов и технико-экономической эффективности магистральных, пассажирские самолетов является, в настоящее время одной из важнейших, задач, авиастроителей. Проведенные исследования о влиянии расчетной дальности полета и пассажировместимости на технико-экономическую эффективность среднего магистрального самолета (СМС), показали, что по топливной эффективности на единицу транспортной работы рациональное значение дальности полета находится в диапазоне 3000-4000 километров при пассажировместимости 164ч.

Следует также отметить, что при малой интенсивности пассажиропотоков на линиях, протяженностью более 2500 км. транспортные перевозки выполняются средними магистральными самолетами, при максимальной заправке топливом, и уменьшенной коммерческой нагрузке.

Спроектированный самолет предназначен для перевозки пассажиров, багажа и грузов на средних магистральных линиях. Самолет рассчитан на дальность полета 3100 км с полной коммерческой нагрузкой. Количество пассажиров - 164 человека.

Самолет снабжен тремя двигателями, которые расположенные на хвостовой части фюзеляжа.

Самолет предназначен для эксплуатации на аэродромах класса B с длиной ВПП от 1800 до 2200м.

Система кондиционирования воздуха и пилотажно-навигационный комплекс обеспечивают эксплуатацию самолета практически в любых, климатических, условиях.

2. ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА

Самолет представляет собой свободнонесущий цельнометаллический моноплан с низко расположенным крылом большой стреловидности и стреловидным хвостовым оперением.

Самолет снабжен тремя двигателями с большой степенью двухконтурности и трехопорным шасси с управляемой передней опорой.

Двигатели установлены на хвостовой части, однокилевым стреловидным Т- образным оперением и трехопорным шасси.

Особенностью конструкции самолета является установка на нем двигатели на хвостовой части фюзеляжа, что имеет ряд преимуществ.

- Снижение уровня шума и вибрации в пассажирских салонах.

- улучшение аэродинамики крыла

Большой запас топлива позволяет выполнять полет без дозаправки на промежуточных аэродромах и наличие вспомогательной силовой установки, обеспечивающей автономность, значительно упрощают обслуживание самолета на земле.

Основная система электроснабжений получает питание от трех генераторов переменного тока.

В случае отказа основной электросистемы предусмотрена возможность питания борта от вспомогательной силовой установки, имеющей источники переменного и постоянного тока.

Пассажиры размещаются в общей герметической кабине, разделенной буфетом - кухней на два салона, в которых поддерживается нормальная температура и нормальное давление. Оборудование буфета и кухни обеспечивает приготовление горячих и холодных блюд. Багажные помещения расположены под полом пассажирской кабины.

2.1 Конструкция самолета

Планер самолета имеет ряд разъемов, по которым, делится на отдельные части. Разъемы облегчают сборку, транспортировку и ремонт планера; расширяют фронт работ при постройке самолета и позволяют широко применять более совершенные технологические процессы..

Для получения минимальной массы конструкции планера многие его конструктивные элементы имеют, переменное сечение, полученное методом программного и химического фрезерования. Широко применены в конструкции планера элементы, изготовленные путем штамповки и прессования, а также сотовые конструкции с применением обшивок из композиционных, материалов.

Дюралюминий используется для изготовления обшивки, стрингеров, поясов и стенок лонжеронов, шпангоутов, нервюр и других силовых элементов.

Стали используются для изготовления высоконагруженных деталей и узлов, выполненных механической обработкой, сваркой или горячей штамповкой. Разделена на отдельные панели, что кроме улучшения технологичности повышает живучесть конструкции, ограничивая распространение трещин.

Нервюры диафрагменного типа. Хвостовая часть крыла, элероны, закрылки и интерцепторы имеют слоистую конструкцию из алюминиевых сотовых заполнителей. Это обеспечивает высокую жесткость конструкции, малый вес и хорошую сопротивляемость акустическому воздействию.

2.2 Фюзеляж

Фюзеляж представляет собой цельнометаллическую конструкции с поперечным набором шпангоутов, продольным набором стрингеров и работающей обшивкой. Такой тип конструкции характерен наличием относительно толстой обшивки, подкрепленной стрингерами и шпангоутами.

Технологический фюзеляж делится на три части : переднюю, среднюю, хвостовую части. Передняя и хвостовая части представляет собой единую герметическую кабину, в которой размещены экипаж и пассажиры, багажное помещение ( под полом пассажирских салонов) и оборудование. Хвостовая часть фюзеляжа - негерметическая, в которой размещены грузовое помещение, отсек гидравлического оборудования ВСУ, и средний двигатель с каналом воздухозаборника. Отсек двигателя отделен от гермокабины от грузового помещения противопожарной перегородкой.

Крепление хвостовой части фюзеляжа к средней части осуществляется по всему периметру стыковочного болтов.

Передняя часть фюзеляжа является частью общей герметической пассажиркой кабины, она расположена между носком фюзеляжа и передним стыковочным шпангоутом. Впереди фюзеляжа установлены диэлектрический носовой обтекатель, закрывающий антенну радиолокатора.

Первый пилот находится слева по полету, второй справа. Впереди пилотов установлены приборные доски. У левого борта фюзеляжа находится боковой пульт первого пилота, а у правого борта - боковой пульт второго пилота.

Впереди пилотов находятся штурвальные колонки управления рулем высоты и элеронами, педали управления рулем направления.

На приборной доске смонтированы пилотно-навигационные приборы, приборы контроля за работой силовой установкой, другие приборы и сигнальные устройства.

Пассажиры размещаются на двух салонах : первой и второй. По левому и правому бортам салонов расположены окна, имеющие аварийные выходы с левой с правой стороны. Вдоль салона по обоим бортам расположены багажные полки для размещения личных вещей пассажиров.

Снизу на полках установлены панели обслуживания с насадками индивидуальной вентиляций, светильного освещения, кнопкой вызова бортпроводника и световой нумерацией кресел.

Плафон общего освещения салона размещены в центральной части потолка, кроме того подсвет бортов и нижней части багажных отсеков. Под полом герметической части фюзеляжа расположены следующие помещения и отсеки: передней опоры шасси (негерметическая), передний грузовой отсек, отсек основных опор шасси, задний грузовой отсек, технический отсек.

Передний и задний грузовые отсеки герметичные, каждый имеет люк с правой стороны и оборудования системой фиксаций контейнеров.

Буфет - кухня оборудован комплектом нагревательных приборов, холодильником, контейнерами. Оборудования буфета - кухня позволяет обеспечивать всех пассажиров и экипаж горячим питанием в полете.

2.3 Крыло

Крыло для создания силы и обеспечения поперечной устойчивости самолета. Крыло самолета трапециевидной формы в плане со стреловидностью 32.

Крыло представляет собо1 кессонную конструкцию, составляющих из верхних панелей и нижних панелей., обшивка со стрингерами наборами трех лонжеронами балочного типа. Поперечный набор крыла служат нервюры от нулевых до концевых. К продольными наборами относится лонжероны, балки.

Обшивка крыла выполняется из механически обработанных монолитных панелей, выполненных как единое целое с усиленными стрингерами.

Обшивка служит для придания обтекаемую форму и воспринимает воздушную нагрузку.

Кессоны крыла выполнены герметичными и используются для заполнения топлива. В крыле находится баки 2 и 3.

2.4 Предкрылки

Предкрылки предназначены для устранения срыва потока на верхний поверхности крыла при больших углах атаки, а также для увеличения подъемной силы на взлете.

2.5 Закрылки

Закрылки служат для взлетно- посадочных характеристик. В убранном положении закрылки образуют участок хвостовой части крыла.

Закрылки двух-щелевые, состоят из 2-ух частей:

- дефлектора

- основной части

2.6 Элерон

Цельнометаллической конструкцией без весовой компенсации, подвешен на четырех кронштейнах, установлены на заднем лонжероне.

2.7 Хвостовое оперение

Стреловидное, Т- образное, состоит из вертикального и горизонтального оперения. Киль обеспечивает путевую устойчивость а руль направления обеспечивает путевое направление..

Стабилизатор обеспечивает продольную устойчивость при неподвижном стабилизаторе и продольную управляемость при отклонении стабилизатора.

2.8 Система управления

Система управления самолета включает системы управления рулем высоты, стабилизатором, рулем направления, элеронами, закрылками и предкрылками, и шасси.

2.9 Шасси

Шасси самолета является системой опор, обеспечивает тебуемое положение самолета на стоянке, и его передвижение во время взлета и руления по аэродрому.

На самолете установлены техопорные шасси с насовой опорой.

2.10 Гидравлические системы

Гидравлические системы состоят из трех независимых подсистем. Она служит для питания рабочей жидкости АМГ-10 приводов механизации, уборки, выпуска шасси.

2.11 Топливная система

Предназначена для размещения и хранения топлива, необходимого для выполнения полета, запаса и подачи его в двигатели в необходимом количестве.

2.12 Противопожарные оборудования

Оно включает в себя систему пожарной сигнализации, систему пожаротушения, систему сигнализации о перегреве двигателей, систему нейтрального газа.

2.13 Противообледенительная система

Она обеспечивает защиту самолета от обледенения при температуре наружного воздуха до минуса 300

2.14 Силовая установка

Силовая установка самолета состоит из трех турбореактивных двигателей со степенью двухконтурностью 5.

Двигатели установлены на хвостовой части фюзеляжа. Центральный двигатель размещен внутри фюзеляжа.

2.15 Кислородная система

Кислородная система предназначена для питания кислородом членов экипажа при полете в герметизированной кабине, защиты органов дыхания и зрения от дыма.

2.16 Система кондиционирования

Она служит для обеспечения жизнедеятельности и работоспособности экипажа и пассажиров, находящих в герметической кабине во время полета.

2.17 Аварийно - спасательные средства

Аварийно - спасательные средства включает два надувных трапа, два материальных желоба, спасательных каналов.

Комплект пилотно-навигационного и радиосвязного оборудования обеспечивает высокую точность самолетовождения на маршруте и при заходе на посадку в сложных метеорологических условиях днем и ночью.

3. ВЫБОР ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЁТА

3.1 Обработка статистических данных самолётов

На первом этапе проектирования самолёта, для того чтобы избежать комплекса характеристик, нереализуемых в одном самолёте, при выборе параметров исходим из достигнутого уровня совершенства авиационной техники. Соответственно на первом этапе проектирования самолёта собираем статистические данные по нескольким самолётам.

Эти данные используются при выборе проектных параметров и контроле промежуточных решений.

Определяем массу коммерческой нагрузки:

;

где К₁ - коэффициент дополнительной загрузки.

- масса бесплатного багажа.

- количество пассажиров.

кг;

Определяем массу снаряжения и служебного груза:

;

=80.4 +65.14+(2+0,8.8).500

- количество членов экипажа.

- Количество бортпроводников.

- рейсовое время.

кг;

3.2 Выбор и обоснование схемы самолёта

В качестве расчётной схемы самолёта выбираем нормальную аэродинамическую схему самолёта. По расположению крыла выбираем низкоплан. Поскольку проектируемый самолёт предназначен для полётов с относительно большими скоростями, форму крыла в плане принимаем стреловидную. В качестве силовой установки выбираем три турбореактивных двигателя(Д30-KY), расположенных под крылом, на пилонах. Наличие двух двигателей повышает безопасность в случае отказа одного из двигателей при взлёте. Шасси трехопорное с носовой опорой и двумя основными опорами, расположенными под крылом, и убирающимися в фюзеляж.

3.3 Выбор основных параметров крыла

Так как число Маха полёта проектируемого самолёта меньше 0,8297, выбираем для крыла суперкритический профиль крыла с закругленной передней кромкой и со сравнительно передним расположением максимальной толщины.

Для улучшения взлётно-посадочных характеристик самолёта, уменьшения индуктивного сопротивления и увеличения качества крыла принимаем удлинение крыла равным 7,83.

3.4 Выбор основных параметров фюзеляжа

Размеры фюзеляжа пассажирских самолётов определяются в основном количеством пассажиров.

Предварительную оценку размеров фюзеляжа определяем опираясь на прототипы. ; ;

3.5 Выбор оптимальной удельной нагрузки на крыло и приближённая оценка аэродинамических характеристик самолёта

Определение коэффициента подъёмной силы в середине крейсерского участка полёта производим по формуле:

;

где - эффективное удлинение крыла.

- коэффициент индуктивного сопротивления самолёта.

;

где -коэффициент, учитывающий особенности исполнения крыла и балансировки самолёта.

- коэффициент профильного сопротивления крыла и оперения.

;

=1,03

где - число Маха крейсерского полёта.

;0,2

где A,B - коэффициенты.

;23,21

где х=32⁰ - стреловидность крыла по хорд.

; =1,66

где =3,30- сужение крыла.

; ; ; ;

Определяем удельную нагрузку на крыло для характерных участков полёта: в расчётной точке полёта (середина крейсерского участка):

;

где - относительная плотность воздуха на высоте Н.

в начале крейсерского полёта:

;

;

при взлёте:

;

;

находим коэффициент сопротивления фюзеляжа и мотогондол при крейсерском режиме полета:

;

;

где - диаметр фюзеляжа.

- удлинение фюзеляжа.

- ориентировочная оценка взлётной массы.

- приближённая оценка тяговооружености.

- количество гондол двигателей.

Находим коэффициент сопротивления самолёта в середине крейсерского режима полета:

;

;

Находим коэффициент сопротивления самолёта в начале крейсерского режима полёта:

;

где - среднее качество самолёта. ;

;

Oпределяем потребный коэффициент подъёмной силы при посадке с максимальной посадочной массой:

;

где - коэффициент влияния земли.

- относительная посадочная масса.

- максимальная посадочная скорость.

;

Определяем максимальный коэффициент подъёмной силы в посадочной конфигурации:

;

;

Определяем максимальный коэффициент подъёмной силы во взлетной конфигурации:

=0,87.2,204

;

3.6 Оценка потребной тяговооруженности и уточнение характеристик силовой установки

Определяем потребную тяговооруженность в начале крейсерского режима полёта:

;

где км;

;

3.7 Подбор двигателя

Oпределяем потребную мощность одного двигателя на крейсерском режиме:

Oпределяем потребную мощность одного двигателя на взлётном режиме:

244,6 kH

Расчет тяти двигателя выполнялся на ПВМ.

Основные данные двигателя	Единицы измерения	Значения
- Тип и марка двигателя - Взлетная тяга (мощность) R0(N0) - Тяга на крейсерском режиме (Мк = 0,8475; Н = 10,7 км) - Удельный расход топлива на взлетном режиме (СRo) - Удельный расход топлива на крейсерском режиме - Степень двухконтурности - Масса двигателя - Удельная масса - Удельная нагрузка на любовую поверхность - Диаметр - Длина	- кН/(кВт) кН/(кВт) кг/кН.Ч (кг/кВт.Ч) кг/кН.Ч (кг/кВт.Ч) - кг кг/кН кПд мм мм	P&W JT9D-7A 93,64 270,4 37,6175 61,2897 4,5 - - - - -

4. РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ САМОЛЕТА

Все свойства и параметры самолёта между собой взаимосвязаны. Математическим отображением этой взаимосвязи является уравнение баланса масс самолёта.

;

где - взлётная масса самолёта.

- масса коммерческой нагрузки.

- относительная масса крыла.

- относительная масса оперения.

- относительная масса фюзеляжа.

- относительная масса шасси.

- силовой установки.

- оборудования и управления.

- снаряжения.

- топлива.

4.1 Оценка относительной массы топлива

Определяем удельный расход топлива на взлётном режиме двигателя:

;

;

где R - взлётная тяга одного двигателя.

;

Определяем средний крейсерский удельный расход топлива при полёте с полной коммерческой нагрузкой:

;

=86,188

=1,289; K=0,869

;

Расчёт относительной массы топлива при полёте на максимальную дальность с полной коммерческой нагрузкой.

Определяем приблизительную массу топлива, расходуемого на набор высоты:

;

где - степень двухконтурности ;

Находим относительную массу топлива, расходуемого на снижение и посадку:

;

=0,01419

Определяем относительную массу аэронавигационного запаса топлива:

;

где - коэффициент запаса.

Определяем относительную массу топлива, расходуемого на крейсерском режиме полёта:

;

где ;0,484

Относительная масса топлива составляет:

;

;

4.2 Расчёт относительных масс основных частей самолёта

Определяем относительную массу крыла:

;

=0,08652

где =1- коэффициент, учитывающий разгрузку крыла силовой установкой.

=1- коэффициент, учитывающий затяжеление крыла эксплуатационно-технологическими разъёмами.

Z - степень механизированности крыла.

- относительная площадь прикорневых наплывов.

;

Определяем относительную массу оперения:

;

=0,00868

где - коэффициент демпфирования.

- коэффициент, учитывающий схему ГО.

;

;

Определяем относительную массу шасси

= 0,02=1,14.1,85,1,1.0,86=0,03673

Определяем относительную массу силовой установки полной комплектации:

Вычисляем коэффициент В_о:

;

;

Определяем относительную массу фюзеляжа:

;

где =1,59.9,62.7,13.7,13=

,,,- коэффициенты, учитывающие конструктивное исполнение фюзеляжа.

;=0,765-0,278.7,13=0,6837

;

Определяем относительную массу оборудования и управления:

;

где ;

;

;

;

4.3 Решение уравнения баланса масс

Величина взлётной массы самолёта определяется при решении методом итераций системы уравнений: решение производилось на ПЭВМ.

;

;

4.4 Расчет масс элементарных самолетах

Распределение масс между составляющими элементами укрупнённых групп самолета производится на основании статистических данных однотипных самолётов или по приближённым статистическим соотношениям.

Oпределяем массу высотного оборудования и противообледенительной системы (пос) пассажирского самолета:

;=6,791

Oпределяем массу пассажирского, бытового оборудования, декоративной обшивки фюзеляжа и теплозвукоизоляции:

;

= 12294

Oпределяем массу управления:

;

;

Oпределяем массу электрорадиоприборного оборудования:

;=284.396

;

Oпределяем массу электрооборудования:

;=130,822

;

Oпределяем массу локационного оборудования:

;=25,596

Oпределяем массу навигационного оборудования:

=34, 13

;

Oпределяем массу радиосвязного оборудования =31,283

;

Oпределяем массу приборного оборудования:

m=45,5

;

Oпределяем массу топливной системы:

;

m=2286

;

5. КОМПОНОВКА И РАСЧЕТ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА

5.1 Расчёт геометрических характеристик и компоновка крыла

Геометрические характеристики крыла определяем исходя, из взлётной массы и удельной нагрузки на крыло самолёта.

Находим площадь крыла:

Bычисляем размах крыла:

Oпределяем корневую хорду крыла:

Oпределяем концевую хорду крыла:

Бортовая хорда:



Принимаем кессонное двухлонжеронное крыло. Относительное положение лонжеронов в рыле по хорде:

;

где - расстояние i-го лонжерона от носа крыла.

Для крыла с двумя лонжеронами: , .Это определяет ширину кессона и ёмкость топливных баков.

Максимальная толщина крыла:

;=8,2.0.13=1,086м

Передний лонжерон:

Задний лонжерон:

Средняя относительная толщина профиля:

Координаты носка САХ:

b_CAX = 8м

Х_CAX =8,8м

Z_CAX= 9,8м

Y_CAX=1,4м

Определяем геометрические параметры элеронов: размах элерона:

;

Хорда элерона:

Площадь элерона:

;

;

Oсевая компенсация элерона:

;

;

Площадь триммера элерона:

;

;

Диапазон отклонения элеронов:

вверх;

вниз ;

5.2 Компоновка фюзеляжа

При выборе формы и размеров поперечного сечения фюзеляжа необходимо исходить из требований аэродинамики (обтекаемость и площадь поперечного сечения).

Наиболее целесообразной формой поперечного сечения считается круглое сечение, или сочетание нескольких окружностей по вертикали и горизонтали.

Определение геометрических и конструктивно-силовых параметров фюзеляжа. Длину фюзеляжа выбираем с учётом схемы самолёта, особенностей компоновки и центровки, а также из условий обеспечения посадочного угла.

Oпределяем длину фюзеляжа:

;

;

При определении диаметра фюзеляжа стремятся обеспечить, с одной стороны, минимальное сечение миделя, а с другой - обеспечение компоновочных требований.

Одним из основных параметров, определяющим мидель пассажирского самолёта, является высота пассажирского салона.

Принимаем высоту пассажирского салона; ширину прохода ; расстояние от окна до пола; h₃= 1,2м

Диаметр фюзеляжа определяется числом кресел в ряду. Принимаем два ряда с 3-х местным блоком и один ряд с 4-х местным блоком на первом этаже, на втором этаже два ряда с 3-х местным блоком, тогда диаметр фюзеляжа:

;

где В - ширина трехместных блоков сидений.

n-число блоков сидений.

- ширина основных проходов.

- число основных проходов.

- зазор между сидением и внутренней поверхностью стенки кабины.

- толщина стенки кабины.

. Максимальный диаметр

Самолет рассчитан на перевозку 500 пассажиров ширина прохода bпр = 380mm ширина блока 3-х кресел = 1430mm, высота кресла надполом = 1100mm, ширина подлокотника bп =45mm.

Ширина кабины:

B_каб = mb_кр + k₁ b_подл + k₂ b_прох = 10.460+12.50+2.390 = 5980 mm.

Где: m = 10 количество кресел в ряду;

b_кр = 460 мм ширина кресел;

k₁ = 12 количество подлокотников ;

b_подл = 50 мм ширина подлокотников ;

k₂ =2 количество проходов ;

bпрох = 390мм ширина проходов

По заданному числу пассажиров (n)и числу сидений в одном ряду (m) определяем длину пассажирской кабины(при выполнении ее с одним салоном)

;

где - минимальное расстояние от плоскости передней перегородки кабины до первого ряда сидений.

- число рядов и кресел.; =900мм

- минимальное расстояние от плоскости задней перегородки кабины до переднего крепления последнего ряда сидений.

= 45700мм

Проверяем выполнение требований по объёму, приходящемуся на одного пассажира:

;

;

при продолжительности полёта более 4 часов такую компоновку можно считать удовлетворительной.

5.3 Компоновка багажных помещений

Багажные помещения, как правило, размещают в герметической части под полом кабины.

Площадь багажника определяется:

Sб = mбп + mг

Где mбп; mг масса багажа и почты, грузов

mбп = 500*20 = 10000 кг

mг = mком - (75+20)*n = 1,2.(75+20).500 - 95.500 = 9500кг

к - удельная нагрузка на пол багажников

к = 500 кгс/ м2

=> Sб = 3280 + 3116

Sб = 81,667 м2

потребный обьем багажных помещений

Vбп = Vбп* nпас = 0,17.500 = 85 м3

5.4 Компоновка кухни и буфетов

Для обеспечения питания пассажиров на самолете от количества пассажиров 500 человек предполагаем 4 кухни. Они размещены на первом и на втором этажах, и имеют отдельную грузовую дверь.

Кухни и буфеты нельзя размещать вблизи туалетов или совмещать с гардеробами.

Общий объем кухни :

V_к = 0,11.n_пас = 0,11.500 = 55 м³

Площадь : S_к = V_к/h_к

h_к высота кухни : h_к = 2,м

S_к = 55/2 = 22,5 м²

Количество пищи на одного пассажира: завтрак, обед и ужин - по 800 грамм ; чай и вода по 400 грамм.

5.5 Гардеробы

Гардеробы для верхней одежды пассажиров вблизи основных дверей для входа и выхода пассажиров. Гардеров для одежды экипажа делать отдельными.

Площадь гардеробы равна : S_Г = 0,005*n_пас = 0,005*500 = 25 м²

Ширина одного ряда равна 550 мм

Шаг плечиков 80 мм

5.6 Туалетные помещения

Количество туалетных помещений определяются количеством пассажиров и продолжительностью полета

При t > 4 часов на 40 пассажиров, поэтому n_пас=500ч соответствует 12 туалетов с площадью одного туалета S_т = 1,6м² при ширине не менее одного метра.

Нормами предусмотрено иметь запас воды и химжидкости в туалетах на одного человека: g = 2,0 кг при t > 4 часов.

Общий запас воды и химжидкости m_ж = g. n_пас = 2,0. 500 = 1000 кг

5.7 Нормальные и аварийные выходы и аварийные средства

Нормальные двери для входа и выхода пассажиров выполняют по левому борту самолета. Высота двери равна : h_д = 1,725м

Ширина двери : b_д = 1м

В самолете имеется две нормальных дверей. Соответствие с этим числом пассажиров, 2 нормальных дверей достоточно для входа и выхода пассажиров.

Для экстренного покидания самолета в обоих бортах делают аварийные выходы, основная дверь засчитывается в число аварийных. Число аварийных выходов зависит от числа пассажиров.

Согласно требованиям ЕНЛГ- С количество и размер аварийных люков должны быть таковы чтобы при тренировке на земле ( проверка покидания самолета ), при открытых на 50 % всех дверей, в том числе либо раздельно всех левых и всех правых выходов, эвакуация осуществлялась за 90 сек. Установлено, что при наличии двух нормальных выходов по левому борту и трёх аварийных и такая же схема на правом борту, 120...160 пассажиров покидают самолет за 30 сек. Обеспечиваются аварийные лючки (6 диаметром 640мм) и аварийные трапы вблизи входной дверей, надувные жилеты и спасательные плоты (вмещаются от 6-25ч)

5.8 Расчёт основных параметров и компоновка шасси

Применяем трёхопорную схему шасси с носовой опорой.

Вынос главных колес шасси, составляет:

Определяем базу шасси:

;

;

определяем вынос

d=B-e=(0,94...0,9)B=20,385

вычисляем колея шасси:

;

;

Условие выполняется. Для подбора колёс шасси вычисляем нагрузку на колёса:

- главные опоры:

;

где: n - число опор.

Z - число колёс на одной опоре.

;

=0,2. =0,2.6,5=1,3м

-носовая опора:

;

где - коэффициент динамичности.

;

5.9 Компоновка и расчёт основных параметров оперения

Определяем геометрические параметры оперения:

Вертикальное оперение принимаем разнесённое (в расчётах параметров оперения будем рассматривать половину вертикального оперения).

Принимаем площади вертикального и горизонтального оперений:

;

;

;

;

Oпределяем площадь руля высоты:

;

;

Oпределяем площадь руля направления:

;

;

Oпределяем площадь триммеров руля высоты:

;

;

Площадь триммеров руля направления:

;

;

Принимаем размах горизонтального оперения:

;

;

Принимаем высота вертикального оперения:

;

Cужение вертикального и горизонтального оперения принимаем:

;

;

Yдлинение вертикального и горизонтального оперения принимаем:

;

;

Хорда горизонтального оперения:

;

;

Oпределяем корневую хорду горизонтального оперения:

;

;

Определяем среднюю аэродинамическую хорду горизонтального оперения:

;

;

Заключение

По результатом проведенных расчетов установлено, что проект самолета “Kya-154” может быть осуществлен.

На стадии аваль проекта получены следующие летно-технические характеристики:

* Коммерческая нагрузка ( пассажиров, багажа, грузов, почты): 164 чел.

* Дальность полета с max коммерческой нагрузкой : 3100 км

* Крейсерская экономическая скорость : 890 км/час

* Длина аэродрома ( ВПП+ КПБ) : 2100 м

По сравнению с прототипами самолета, улучшены следующий показатели :

* Длина пробега 798м < 1000м (ТУ-154М)

* Дистанция посадочная 1317м < 2300м (ТУ-154М)

* Длина разбега 1303 < 1600м (ТУ-154М)

* Дистанция взлетная 1804м < 2080м (ТУ-154М)

* Длина аэродрома ( ВПП+ КПБ) 2100 < 2200м (ТУ-154М)

Список литературы

Авиационные правила. Часть 25. Нормы летной годностисамолетов транспортной категории - М. Межгосударственный авиационный комитет,1994-322с.

Единые нормы летной годности гражданских транспортних самолетов. М: 1985-470с.

Альбом. Выбор параметров и расчет масс самолета КНИГА, 1990 - 101с Гаража В.В. Конструкция самолетов. Учебник-К. КМУГА, 1998-524с.

Бадягин А.А., Егер С.М. и др. Проектирование самолетов. М.Машиностроение 1972-440с Альбом. Выбор параметров и расчет масс самолета КНИГА, 1990 - 101с.

Гаража В.В. Конструкция самолетов. Учебник-К. КМУГА, 1998-524с.

Челюканов И.П. и др. Выбор параметров и расчет масс самолета. Методические указания. - К. КНИГА, 1989 - 48с.

Челюканов И.П. и др. Компоновка и центровка самолета. - К. КНИГА, 1989-48с.

Челюканов И.П. и др. Оценка летно-технических характеристики оформление курсового проекта. - К. КНИГА, 1989 - 40с.

Челюканов И.П., Савельев Г.В. Бортове аварійно - рятувальне обладнання повігряних суден. Навчальний посібник - К. НАУ, 2003 - 180 с.

Самолеты Ил-86, Ту-154, Б-2, Б-737 (описание конструкции).

Придложение 1

ТАБЛИЦА СТАТИСТИЧЕСКИХ ДАННЫХ САМОЛЕТОВ

N n/n	Наименование характеристик	Прототипы	Проектируемый самолета
		Б-737-200	Б-727	ТУ-154М
I	II	III	IV	V	VI
1	Страна изготовитель	США	США	СССР	Turkey
2	Макс. Плeтная нагрузка, кг	19000	17400	18000	-
3	Экипаж, чел.	2	3	4	4
4	Пассажирских Мест	130	189	164	164
5	Нагрузка на крыло,	586	631	555	-
6	Среднее крейсерское качество	-	-	-	-
7	Дальность полета с Gк мах, км	3100	2780	3500	3100
8	Диапозон крейсерских высот, км	9,5-11	9,5-11	9,5-11	10,5-11,5
9	Vkp. Мах/н, км/ч, / км	950	982	880	940
10	Vкр.экон / н, км/ч /км	850	883	850	890
11	Тяговооруженность, кН/кг	0,00285	0,0022	0,003	0,00315
12	Энерговооруженность, кВт/кг	-	-	-	-
13	Производительность, кг.км/ч				-
14	Удельный расход топлива, г/т.км				-
ДАННЫЕ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
15	Кол- во и тип двигателей	2 ТРДД	3 ТРДД	3 ТРДД	3 ТРДД
16	Взлетная тяга, кН	119,23	70,3	110	85,86
17	Взлетная мощность, кВт	-	-	-	-
18	Крейсерская тяга, кН	30,2	21	27,5	-
19	Уд. Расход топл.взл.,кг/Кн.ч	-	65,8	58	-
20	Уд.расход топл.крс.,кг/кН.ч	-	85	65	-
21	Степень повышентя давления	30	18	19	30
22	Степень двухконтурности	5	1,05	2,4	5
ВЗЛЕТНО- ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
23	Класс аэродрома базирования	С	В	C	C
24	Скорость захода на посадку, км/ч	244	244	265	255,06
25	Посадочная скорость, км/ч	230	220	230	240,06
26	Скорость отрыва, км/ч	250	250	270	270,95
27	Длина разбега, м	1200	1200	1200	1303
28	Длина пробега, м	1000	1000	1000	798
29	Дистанция взлетная, м	2682	3033	2080	2180,9
30	Дистанция посадочная, м	1420	1494	2300	1317
ДАННЫЕ МАСС САМОЛЕТА
31	Взленая масса, кг	142000	95000	52390	90734
32	Посадочная масса, кг	130000	72575	46720	77938
33	Отн. Масса пуст. Самолета,%	35,5	47,52	46,83	-
34	Отн. Масса топлива,%	7	31,2	22,4	21
35	Отн. масса платной нагрузки. %	39,5	18,31	17,5	-
36	Отн. масса СУ.%	-	1,59	11,03	-
ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ
37	Размаз крыла.м	44,84	32,92	28,35	37,31
38	Стреловидности по ј хорд	-	32	35	32
39	Средняя геометр. Хорда, м	-	5,7	4,6	-
40	Удлинение крыла	8,56	7,2	8,99	7,83
41	Сужение крыла	2,86	2,91	2,94	3,49
42	Длина фюзеляжа, м	52,03	41,51	30,48	56,5
43	Диаметр фюзеляжа, м	5,64	4	3,88	3,8
44	Удлинение фюзеляжа	9,23	10,38	7,61	11,15
45	Длина пасс. Кабины, м	39,02	28,25	20,88	21,516
46	Ширина пасс. Кабины, м	5,35	3,56	3,52	3,57
47	Высота кабины, м	2,54	2,11	2,18	2
48	Обьем кабины, м	480	188,3	131,3	1762,5
49	Объем багажи.помещений, м	140	43,1	24,76	214,057
50	Шаг кресси, м	0,762	0,762	0,762	-
51	Ширина прохода, м	0,48		0,46	0,45
52	Размах ГО, м	16,94	10,9	10,97	12,68
53	Стреловидность ГО по ј хорд	-	35	35	37,5
54	Относит. Площадь ГО	0,296	0,232	0,322	0,34
55	Удлинение ГО	4,1	3,4	4,18	4
56	Сужение ГО	2,33	2,67	2,75	2
57	Относит.площадь РВ	0,07	0,253	-	0,35
58	Высота ВО, м	8,0	5,1	6,3	5,96
59	Стреловидность ВО по ј хорд	-	55	45	45
60	Относит. Площадь ВО	0,181	0,219	0,233	0,12
61	Удлинение ВО	-	0,79	-	1,2
62	Сужение ВО	-		-	1,3
63	Относит.площадь РН	0,049	0,185	-	0,4
64	База шасси, м	18,6	19,28	11,4	16,95
65	Колся шасси, м	9,6	5,72	5,26	11,865

Размещено на Allbest.ru