- •Нижегородский государственный технический университет
- •2. Курсовой проект
- •2.1 Разработка технического задания. Анализ статистического материала
- •2.1.1 Технико-экономические требования
- •2.1.2 Тактико-технические требования
- •2.2 Разработка технических предложений
- •2.2.1 Выбор аэродинамической схемы, относительных геометрических параметров и характеристик
- •Статистические данные самолетов
- •Окончание табл.2.1
- •2.2.1.1 Выбор параметров крыла
- •2.2.1.2 Выбор параметров фюзеляжа
- •2.2.1.3 Выбор характеристик оперения
- •Параметры оперения
- •2.2.1.4 Выбор характеристик шасси
- •2.2.2 Выбор механизации крыла
- •2.2.3 Выбор удельной нагрузки на крыло
- •Су max механизированного крыла с умеренной стреловидностью 25°
- •2.2.4 Выбор типа силовой установки и ее размещение
- •2.2.4.1 Двигатели для дозвуковых самолетов
- •Определение Dдв в метрах
- •2.2.4.2 Двигатели для сверхзвуковых самолетов
- •2.2.4.3 Двигатели для гиперзвуковых самолетов
- •2.2.4.4 Размещение двигателей на самолете
- •2.2.4.5 Выбор числа двигателей на самолете
- •2.2.5 Определение относительного запаса топлива
- •2.2.6 Выбор тяговооруженности самолета
- •2.2.6.1 Тяговооруженность гражданского самолета
- •2.2.6.2 Тяговооруженность военных самолетов
- •2.2.6.3 Стартовая тяговооруженность
- •2.2.7 Определение относительной массы силовой установки
- •2.2.8 Определение относительной массы конструкции планера
- •2.3. Эскизное проектирование самолета
- •2.3.1 Определение взлетной массы самолета первого приближения т01
- •2.3.1.1 Масса экипажа
- •2.3.1.2 Относительная масса оборудования
- •Масса оборудования
- •2.3.3.2 Масса фюзеляжа тф
- •2.3.3.3 Масса оперения mоп
- •2.3.3.4 Масса шасси тш
- •2.3.3.5 Масса силовой установки mсу и двигателей mдв
- •2.3.3.6 Масса оборудования и управления mоб упр
- •2.3.4 Весовая сводка и массовая отдача самолета
- •2.3.5 Разработка конструктивно-силовой схемы самолета
- •2.3.6 Компоновка и центровка самолета
- •2.3.6.1 Компоновка
- •2.3.6.2 Центровка
- •Центровочная ведомость
- •2.3.7 Общий вид самолета
- •Наименование, назначение самолета, число пассажиров
- •2.3.8 Техническое описание самолета
- •Разделы технического описания:
- •2.3.9 Оценка спроектированного самолета
- •2.3.9.1 Аэродинамическая оценка спроектированного самолета
- •2.3.9.2 Оценка компоновки и центровки самолета
- •2.3.9.3 Оценка силовой схемы
- •2.3.9.4 Оценка производственной технологичности и эффективности
- •2.3.9.5 Оценка эксплуатационной технологичности, эффективности, живучести и надежности
- •2.3.9.6 Оценка транспортной эффективности
- •2.3.9.7 Оценка целевой эффективности
- •2.3.9.8 Оценка фондоемкости
- •2.3.9.9 Оценка экономической эффективности
- •Приведенные капиталовложения вычисляются по формуле:
- •2.4. Рабочее проектирование агрегата
- •2.4.1 Составление требований к агрегату
- •2.4.2 Выбор конструктивно-силовой (кинематической) схемы агрегата или принципиальной схемы системы
- •2.4.3 Теоретический чертеж. Кинематическая или принципиальная схема
- •2.4.4 Расчетные нагрузки на агрегаты и системы самолета
- •Нагрузки систем самолета
- •2.4.5 Подбор сечений основных силовых элементов агрегата, узла, детали
- •2.4.6 Сборочный чертеж агрегата. Чертеж детали
- •2.4.7 Спецификация на сборочный чертеж
- •2.4.8 Описание конструкции и директивной технологии сборки агрегата
- •2.4.9 Список литературы
2.2.6.2 Тяговооруженность военных самолетов
Для самолетов, эксплуатируемых на бетонных ВПП большой длины, тяговооруженность выбирается максимальной из следующих условий обеспечения ТТТ.
Полет с заданной скороподъемностью Vy определяет Р0 по формуле
,
где V=(0,5...0,7) Vmax - заданная или наивыгоднейшая скорость полета, м/с.
Полет на максимальной скорости на расчетной высоте Н определяет следующим образом:
где н — относительная плотность воздуха на расчетной высоте.
При заданном Мmax
Полет с заданной перегрузкой пуэ на расчетной скорости V и высоте Н определяет по формуле
2.2.6.3 Стартовая тяговооруженность
Для легких гражданских реактивных самолетов с ДТРД стартовая вооруженность выбирается в зависимости от длины ВПП, числа двигателей, двухконтурности:
= 0,01m +
2.2.7 Определение относительной массы силовой установки
Относительная масса силовой установки
,
где kcy = 1,3...1,6 - для дозвуковых самолетов;
kcy = 1,6...2,0 - для сверхзвуковых самолетов;
(0,215 – 0,0275m + 0,00823 m1,5)kМ – для тяжелых магистральных самолетов;
(0,25 – 0,028m + 0,008m1,5)kМ - для легких реактивных самолетов;
и к – температура на входе в двигатель и степень сжатия компрессора;
kМ = 0,95 – при применении новых конструкционных материалов;
kМ = 1 – без новых конструкционных материалов в двигателе;
приближенно = 0,179 [1+0,01 (m - 5)2]; можно принять по данным конкретного двигателя.
Относительную массу иkсу можно также определить из работы [1, с.147, таблица 6.1].
2.2.8 Определение относительной массы конструкции планера
Относительная масса конструкции самолета (крыла, оперения, фюзеляжа, шасси) может быть определена по формуле:
,
где - приближенное значение взлетной массы самолета, т;
= 5mн для L < 1000 км; = 4 mн для L > 1000 км.
Значения варьируются в зависимости от различных типов самолетов; для истребителей = 1,6; для самолетов с двумя ТВД = 0,7...0,8; для самолетов с четырьмя ТВД = 0,4...0,5; для самолетов с ТРД и ДТРД на фюзеляже = 0,55; для самолетов с двигателями на крыле и большой разгрузкой топливом = 0,35.
Относительную массу конструкции планера можно контролировать по статистическим данным [1, таблица 6.1].
2.3. Эскизное проектирование самолета
2.3.1 Определение взлетной массы самолета первого приближения т01
Взлетная масса самолета в первом приближении т01 определяется из уравнения существования самолета:
где mн - масса коммерческой нагрузки для пассажирского самолета, кг;
mн = mпасnпас + ,
nпас – число пассажиров на самолете;
Vбаг – объем багажных и грузовых помещений, м3;
V6aг = 4...6 м3 на тонну перевозимых грузов;
= 120 – средняя удельная масса багажа пассажиров, кг/м3;
= 290 – средняя удельная масса почты и груза, кг/м3;
mпас = 90 – средняя масса пассажира (75 кг) и его личного багажа (15 кг).
2.3.1.1 Масса экипажа
Количество членов экипажа пэк выбирается в зависимости от назначения самолета. Масса членов экипажа гражданского самолета:
mэк = 75nэк
Масса членов экипажа военного самолета с учетом спасательного парашюта: mэк= 90nэк