Определение массовых и геометрических параметров

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ, НАУКИ, МОЛОДЁЖИ И СПОРТА УКРАИНЫ

НАЦИОНАЛЬНЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

им. Н.Е. Жуковского “ХАИ”

 

кафедра 103

 

Определение массовых и геометрических параметров

Транспортного самолёта в нулевом приближении

Курсовая работа по курсу

 

КОНСТРУКЦИЯ САМОЛЁТОВ И ВЕРТОЛЁТОВ

(для студентов заочного отделения)

Специальность Технология самолёто - и вертолётостроения

 

               Разработал: студент группы А

 

              Проверил:

    ст. преподаватель                         Данов А. С.

 

Киев 2016 г

                                                            Задание

Спроектировать транспортный самолёт по следующим параметрам:

- коммерческая нагрузка         m _ком - 100 тонн;

- – максимальная дальность полёта L = 4000 км;

- длина разбега                          L_р = 1200 м                                                                                              

 

Содержание

 

           Задание                                                                                                          2

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

1. Статистические данные.……………………………………………… 3

     2. Формирование ТТТ проектируемого самолёта.  Выбор и обоснование                               схемы самолета………………………………………………………………       6

3. Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении..…. 7

4. Определение геометрических параметров частей самолета………… 10

5. Определение плеча оперения и параметров шасси………………….. 15

6. Построение общего вида самолёта                   ………………………17

Заключение………………………………………………………………… 18

Список использованной литературы………………………………………...8

 

Введение

 

Потребности в грузовых авиаперевозках растут с каждым годом, поэтому транспортная авиация находит всё более широкое применение.

Целью данного контрольного задания является проектирование самолета транспортного класса в нулевом приближении. Проектирование самолета проводится по следующей методике: сбор и обработка статистических данных, которые заключаются в рассмотрении самолетов-аналогов со сходными тактико-техническими данными, в дополнение тактико-технических требований проектируемого самолета, в обоснованном выборе аэродинамической схемы самолета, в определении параметров его взлетной массы, в нулевом приближении, основных геометрических параметров.

Данная пояснительная записка содержит подбор и анализ статистических данных для самолета, определение взлетной массы нулевого приближения и выбор геометрических параметров самолета и его частей.

После выбора параметров самолёта происходит разработка и построение общего вида самолёта

 

1. Статистические данные самолётов

Описание самолётов

 

 

Ил-76Т Россия

Ил-76Т предназначен для перевозок на большую дальность: предусмотрена возможность полета в любую точку СНГ с одной промежуточной посадкой. От аналогичных зарубежных проектов (например, BAe 1000) отличается пассажирской кабиной увеличенных размеров. Разработка самолета началась в 1968 г. Двигатели для самолета4 ТРДД. Оперение самолета Т-образное, состоит из киля с трехсекционным рулем направления и фикси­рованного стабилизатора с рулем высоты. Также у самолета трехопорное шасси с носовым колесом

Название самолета, страна, год выпуска		С-5В США 1990	С – 17А США 1980	АН 124 Украина 1988	ИЛ – 76Т Россия 1976	АН-225 Украина 1990
Летные данные	Vmax, kм/ч или Мmax	890	850	865	811	850
	Hvmax, kм		7600		14,5
	Vкрейс, kм/ч или Мкрейс	815	800	805	750	800
	Нкрейс, км	10500	11500	9800	9800	10000
	Vвзл, kм/ч				270
	Vпос, kм/ч	240	260	220	220	265
	Нпот, км	12500	11800	12500	12100	12500
	L (Mт max), км	12860	9265	16500	6700	16500
	L (Mгруз max), км	6033	5375	4500	5000	4500
	Lразб. или Lвзл, м	920	850	810	850	850
	Lпроб. или Lпос, м	620	620	410	450	450
Массовые данные	Мо(m взл),кг	362870	258800	405000	170000	600000
	Мвзл max, кг (Mо, кг)
	Mпуст, кг	167965			61000
	Мпос,кг	288415	36860	-	-
	Мпуст спор,кг	144500	117600	175000		270000
	Моб,кг
	Мгр ком,кг	99800	78018	150000	40000	250000
	Мт,кг	76000	109000	230000	130000	320000
	Мк,кг		-
	Nпасс	/10	/7	/7	/5	/7
Данные силовой установки	Число и тип двигателей	4ТРДД	4ТРДД	4ТРДД	4ТРДД	6ТРДД
	P0,до Н	4*18600	4*16800	4*23400	4*12350	6*23400
	Ср,кг/кВт*ч	0.6	0.62	0.37	0.625	0,37
	Mдв, кг	4*1850	4*1580	4*3260	4*3005	6*3260
Геометрические данные	S, м2	576,	353,	628,5	300,	905
	L, м 31	67,88	50,3	73,3	50,5	88,4
	cnк0	25	23	25	25	25
	l удлинение кр.	7,98	7,8	7,5	8,5	6,02
	C0 , Cконц %	18/13	12/11	15/10	12/11	13/12
	h сужение кр.	3.1	3,15	3.23	3.19	2,42
	lф, м	75,6	50,3	71,87	46,6	84,0
	dф, м	6,0	6,0	6,4	5,44	6,4
	lф	8,86	7,1	5,81	7,38	7,15
	Sотн эл	0,03	0,05	0,03	0,03	0,042
	Sв.о	0,18	0,18	0,29	0,22	0,2
	Sг.о	0,26	0,22	0,21	0,2	0,19
	SSмид, м2	7,07	10,16	10,2	15,18	7,34
Производные величины	p=m0×g/10× S, дан/м2	560	530,3	680,9	567,	640,4
	t0=10×P0/ m0×g	0,23	0,28	0,25	0,306	0,301
	g дв=mдв×g/P0	0,19	0,19	0,18	0,19	0,18
	Kотд. =mпуст/m0	0,31	0,33	0,26	0,22	0,206
	kм=m0×g/10×S×Sмид,дан/м2	4526	2293	4450	3525	4503

Рис.1 Самолёт Ил 76Т

Рис. 2 Самолёт Ан 124

Рис. 3 Самолёт Ан 225

 

Определение геометрических

параметров частей самолета

1.4.1. Крыло:

Площадь крыла определяется из соотношения

S = m₀g / 10 p ₀         (1.4)

 

Где g = 9.8 м/с², р ₀ – удельная нагрузка на крыло при взлете, которое будет определятся по статистическим данным, примем р _0ср = 595

Тогда S = 323870/ · · 595 = 555,4м²

           Размах крыла:

=

 

где l берется на основе статистических данных из таблицы 2, l = 7,76

 

=  = 65,6 (м)

 

Корневая (по оси симметрии самолета) b₀ и концевая b_k хорды крыла определяются исходя из значений S, h, :

b₀ = ·      (1.6)

 

b_k =                    (1.7)

 

где h = 3,018(см. таблицу 2)

 

b₀ = ·  = 12,7 (м)

 

b_k =  = 4,2 (м)

 

Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) вычисляется по формуле

b_А =  b₀ ·        (1.8)

 

Зная, что h = 3,018(см. таблицу 2), b₀ = 4,7 (м), подставляем в формулу (1.8):

 

b_А = ·12,7 ·  = 9,17 (м)

 

Координата САХ по размаху крыла определяется соотношением

 =  ·                     (1.9)

 

 = ·  = 13,7 (м)

 

Координата носка САХ по оси ОХ

 = · tg c_п.к.,        (1.10)

 

                                                                           или

                           = · tg c_п.к,

 

где c_п.к – угол стреловидности крыла по средней кромке

 

 

tg c_п.к. = tg 22,2⁰ +   = 0,5

Значение подставим в формулу 1.10

 

 = 13,7 · 0,5 = 27,3(м)

1.4.2. Фюзеляж

Размер фюзеляжа  и  определяется по статистическим данным. Приводим статистические данные по удлинениям фюзеляжа:

 =  ·                                           (1.14)

=  ·                                          (1.15)

 =  ·                                        (1.16)

 

Примем  = 5,9 м; = 7,26(см. таблицу 2);  = 1,8; = 2,8(из метод. пособия); тогда

 = 7,26 · 5,9 = 42,8 (м)

                                   = 1,8 · 5,9 = 10,62(м)

   = 2,8 · 5,9 = 16,52 (м)

1.4.3. Горизонтальное оперение:

 

Площадь горизонтального оперения равна

 

=  · S

где  берется на основании статистических данных,  = 0,22(см. таблицу 2.1); S = 555,4

Тогда  = 0,22 · 555,4 = 122,2 (м²)

Размах Г.О.

=

где      = 4,3

 

=  = 22,9 (м)

 

Корневая   и концевая  хорды ГО определяется исходя из значений , , :

 

 =  ·

 =

Принимаем  = 2,2, тогда

 =  ·  = 7,43 (м)

                                 =  = 3,3 (м)

Средняя аэродинамическая хорда ГО (САХ ГО) вычисляется по формуле:

 

=

=  · 7,43 ·  = 4,4 (м)

 

координата САХ ГО по размаху ГО определяется соотношением

 =

 

          

 =  = 3,8 · 1,31 = 4,99 (м)

 

Координата носка САХ ГО по оси ОХ

 =  tg c_{п.к. г.о.}

или

 = · tg c_{п.к. г.о}

c

 

tg c_{п.к. г.о} = tg c _г.о +

   tg c_{п.к. г.о} = 0,4 +  = 0,47

                             tg c_{п.к. г.о} = 24⁰

 = 4,99 · 0,47 = 2,3 (м)

 

1.4.4. Вертикальное оперение

Определим площадь горизонтального оперения по формуле:

= ·  = 0,2 · 555,4= 111,08 м²

 

Высота ВО определяется по формуле:

 

=

 

Подставим  = 1,21 и = 111,08 (м²), получим:

 

=  = 11,6 (м)

 

Корневая (по оси симметрии самолета) b₀ и концевая b_k хорды ВО, определяется исходя из значений S, h,

 

 =

             = ·  = 8,5 (м)

 

=  /

 

 = 8,5 / 1,6 = 5,3 (м)

 

Средняя арифметическая хорда ВО (САХ ВО) вычисляется по формуле

 

=

=  · 8,5 ·  = 6,32 (м)

 

координата САХ ВО по высоте ВО определяется соотношением

 

= ·

 =  ·  = 2,7 (м)

 

Координата носка САХ ВО по оси ОУ

 

= ·  tg c_{п.к. b.о.}

или

 = · tg c_{п.к. b.о}

где tg c_{п.к. b.о} – угол стреловидности BО по передней кромке.

 

tg c_п.к.b.о = tg c _b.о +

   tg c_{п.к. b.о} = 0,6 +  = 0,64

                            =2,7 · 0,64 = 1,7 (м)

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

 

В итоге была определена взлетная масса нулевого приближения транспортного самолета, разработан общий вид самолета и определены его геометрические параметры.

    Данные, полученные при проектировании самолета с турбореактивными двигателями, свидетельствуют о том, что его параметры не хуже аналогичных самолетов-прототипов.

  Полученные результаты являются основой для дальнейшей более детальной разработки конструкции самолета.

 

Список использованной литературы

 

1. В.Н. Клименко, А.А. Кобылянский, Л.А. Малашенко “Приближенное определение основных параметров самолета”№3, ХАИ, 1989 г.

2. Шульженко М.И. “Конструкция самолетов”, “Машиностроение”, Москва, 1971 г.

3. Г.И. Житомирский “Конструкция самолетов”, “Машиностроение”, Москва, 1991 г.

 

 

 

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ, НАУКИ, МОЛОДЁЖИ И СПОРТА УКРАИНЫ

НАЦИОНАЛЬНЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

им. Н.Е. Жуковского “ХАИ”

 

кафедра 103

 

Определение массовых и геометрических параметров