Схема размещения органов управления

Задание.

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.

 

Содержание

 

     Введение…………………………………………………………………….…...3

1. Статистические данные.…………………………………………….…...….5

 Описание самолетов – аналогов……………...………………………….…7

Формирование ТТТ проектируемого самолёта………………...…………12

2. Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении…13

3. Определение параметров силовой установки ………………...….15

4. Определение геометрических параметров частей самолета…….…15

5.  Определение плеча оперения и параметров шасси…………….…..20

6. Построение общего вида самолета……………………………….…21

     7.Экономическая часть…………………………………………….……..23

Заключение………………………………………………………………..24    

Список использованной литературы……………………………….…………24

 

Введение

Целью данного пособия является ознакомление студентов с возможными вариантами проектирования в нулевом приближении самолетов целевого назначения заданных преподавателем. Проектирование самолета проводиться по методике, разработанной на кафедре конструкции самолётов ХАИ (каф. 103).

В работу входит ознакомление с существующей литературой и информационными источниками по общим видам, конструкции и проектированию самолётов и объектов АКТ; сбор и обработка статистических данных, выбор и изучение самолетов-аналогов соответствующих заданному по тактико-техническим данным; дополнение тактико-технических требований к проектируемому самолету, обоснование и выбор аэродинамической компоновки самолета, а также - определение взлетной массы самолёта (в нулевом приближении) и его основных геометрических параметров. Вычерчивание общего вида самолёта. Во втором разделе происходит выбор и описание конструктивно-силовой схемы спроектированного самолёта

На основе собранных статистических данных по пяти самолетам-аналогам в необходимо выполнить следующий объем работ:

1. Сбор и обработка статистических данных (летных, массовых, геометрических характеристик), параметров силовой установки самолета.

2. Дополнение заданных тактико-технических требований (ТТТ).

3. Выбор и обоснование аэродинамической схемы самолета и его основных параметров.

4. Определение (в нулевом приближении) взлетной массы самолета и его основных геометрических размеров.

Статистические данные

 

1.1. Разработка тактико-технических требований и Сбор статистического материала

Рассмотрим в качестве аналогов пять самолётов

1 Boeing 767-300

2 Boeing 767-400

3 Boeing 777-300

4 Boeing 747-200

5 Airbus А330-200

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.

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, γ(∆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, λ	7,998'	9,266'	8,67'	6,95'	10,06'	8,7'''
17	Сужение крыла, η	3,23	4,05'	3,26'	3,75'	3,93'	3,6'''
18	Угол стреловидности крыла, χ0	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, λф	6,43'	3,05'	10,3'	7,52'	6,94'	6,9'''
22	Удлинение носовой части фюзеляжа, λн.ч	1,3''	1,29''	1,34''	1,2''	1,3''	1,3'''
23	Удлинение хвостовой части фюзеляжа, λхв.ч	2,7''	2,89''	2,13''	2,4''	2,6''	2,5'''
24	Удлинение горизонтального оперения, λго	5,6'	6,1'	5,9'	5,7'	5,2'	5,7'''
25	Сужение горизонтального оперения, ηго	2,9'	2,4'	3,5'	2,9'	3,1'	3'''
26	Угол стреловидности горизонтального оперения, χ0го	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, λво	1,5'	1,6'	1,7'	1,6'	1,8'	1,6'''
30	Сужение вертикального оперения, ηво	2,3'	2,7'	2,3'	2,4'	2,3'	2,4'''
31	Угол стреловидности вертикального оперения, χ0во	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.

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

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

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

 

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

 

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 Техническое задание к проектированию самолета

 

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.

 

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.

 

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: χ° = 30°;

Удлинение крыла: λ =8,7;

Сужение крыла: η =3,6;

Тип профиля крыла: суперкритический;

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

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

 

Схема фюзеляжа

 

Для выбора схемы фюзеляжа определяются следующие параметры:

Форма поперечного сечения фюзеляжа: круглое сечение диаметром

Dф = 5,75 м;

Удлинение фюзеляжа: λф = 6,9;

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

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

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.

 

Схема оперения

 

Для выбора схемы оперения определяются следующие параметры:

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

Сужение горизонтального оперения: ηг.о. = 3;

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

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

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

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

 

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.

 

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: γ = 0,14;

 

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.

 

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 λ>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.

 

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:

 

 

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 γ = 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.

 

 

Задание.

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.

 

Содержание

 

     Введение…………………………………………………………………….…...3

1. Статистические данные.…………………………………………….…...….5

 Описание самолетов – аналогов……………...………………………….…7

Формирование ТТТ проектируемого самолёта………………...…………12

2. Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении…13

3. Определение параметров силовой установки ………………...….15

4. Определение геометрических параметров частей самолета…….…15

5.  Определение плеча оперения и параметров шасси…………….…..20

6. Построение общего вида самолета……………………………….…21

     7.Экономическая часть…………………………………………….……..23

Заключение………………………………………………………………..24    

Список использованной литературы……………………………….…………24

 

Введение

Целью данного пособия является ознакомление студентов с возможными вариантами проектирования в нулевом приближении самолетов целевого назначения заданных преподавателем. Проектирование самолета проводиться по методике, разработанной на кафедре конструкции самолётов ХАИ (каф. 103).

В работу входит ознакомление с существующей литературой и информационными источниками по общим видам, конструкции и проектированию самолётов и объектов АКТ; сбор и обработка статистических данных, выбор и изучение самолетов-аналогов соответствующих заданному по тактико-техническим данным; дополнение тактико-технических требований к проектируемому самолету, обоснование и выбор аэродинамической компоновки самолета, а также - определение взлетной массы самолёта (в нулевом приближении) и его основных геометрических параметров. Вычерчивание общего вида самолёта. Во втором разделе происходит выбор и описание конструктивно-силовой схемы спроектированного самолёта

На основе собранных статистических данных по пяти самолетам-аналогам в необходимо выполнить следующий объем работ:

1. Сбор и обработка статистических данных (летных, массовых, геометрических характеристик), параметров силовой установки самолета.

2. Дополнение заданных тактико-технических требований (ТТТ).

3. Выбор и обоснование аэродинамической схемы самолета и его основных параметров.

4. Определение (в нулевом приближении) взлетной массы самолета и его основных геометрических размеров.

Статистические данные

 

1.1. Разработка тактико-технических требований и Сбор статистического материала

Рассмотрим в качестве аналогов пять самолётов

1 Boeing 767-300

2 Boeing 767-400

3 Boeing 777-300

4 Boeing 747-200

5 Airbus А330-200

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.

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, γ(∆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, λ	7,998'	9,266'	8,67'	6,95'	10,06'	8,7'''
17	Сужение крыла, η	3,23	4,05'	3,26'	3,75'	3,93'	3,6'''
18	Угол стреловидности крыла, χ0	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, λф	6,43'	3,05'	10,3'	7,52'	6,94'	6,9'''
22	Удлинение носовой части фюзеляжа, λн.ч	1,3''	1,29''	1,34''	1,2''	1,3''	1,3'''
23	Удлинение хвостовой части фюзеляжа, λхв.ч	2,7''	2,89''	2,13''	2,4''	2,6''	2,5'''
24	Удлинение горизонтального оперения, λго	5,6'	6,1'	5,9'	5,7'	5,2'	5,7'''
25	Сужение горизонтального оперения, ηго	2,9'	2,4'	3,5'	2,9'	3,1'	3'''
26	Угол стреловидности горизонтального оперения, χ0го	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, λво	1,5'	1,6'	1,7'	1,6'	1,8'	1,6'''
30	Сужение вертикального оперения, ηво	2,3'	2,7'	2,3'	2,4'	2,3'	2,4'''
31	Угол стреловидности вертикального оперения, χ0во	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.

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.

 

Поделиться с друзьями: