- •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
2.2.1.1 Выбор параметров крыла
Внешние формы и относительные геометрические параметры крыла выбираются таким образом, чтобы обеспечить выполнение ТТТ и получить высокие летно-технические характеристики проектируемого самолета. Влияние параметров крыла на летные, весовые, экономические и другие характеристики анализируется в учебной литературе [1].
Для обоснованного выбора геометрических параметров крыла необходимо построить и. проанализировать статистические графики, связывающие такие параметры, как удлинение крыла λ, относительная толщина профиля крыла , угол стреловидностих°, сужение крыла , удельная нагрузка о с основными летными характеристиками самолета – скоростью V, высотой Н и дальностью полета L.
Для средней дальности полета рациональные λ = 6,5...7,5
Для околозвуковых самолетов рациональные = 0,10...0,12; умеренные значениях = 20...25°; значения = 2,5...4.
В результате анализа проектировщик назначает количественные значения параметров λ, ,х°,для проектируемого самолета.
2.2.1.2 Выбор параметров фюзеляжа
Экипаж, оборудование, целевая нагрузка должны быть размещены в фюзеляже, который должен иметь минимальную площадь миделевого сечения Sмид, минимальную площадь омываемой поверхности и минимальное лобовое сопротивление.
Форма поперечного сечения фюзеляжа выбирается из условия размещения нагрузки, ее габаритов, высотности самолета, удобства погрузки-выгрузки грузов.
Основной конструктивный параметр фюзеляжа - его удлинение λф = lф/Dф, где lф - длина фюзеляжа, Dф - его диаметр или диаметр круга, эквивалентного площади миделевого сечения.
Н
Рис.
3.1. Формы и
размеры фюзеляжа
Рисунок 2.1 Формы и размеры фюзеляжа
Поэтому всегда можно подобрать такие значения h1 и h2, чтобы максимальный объем кабины использовался для размещения целевой нагрузки. Если задана площадь пола грузовой или пассажирской кабины Sп, то диаметр фюзеляжа можно определить , гдеk = 0,55...0,65.
Для дозвуковых самолетов ф = 7...9, для сверхзвуковых самолетов ф = 13...16.
Диаметр фюзеляжа можно выбирать в зависимости от числа пассажирских кресел в ряду. Если число кресел в ряду меньше или равно 3, то Dф 2,4м, если в ряду 4 кресла, то Dф 2,9 м, если 5 кресел, то Dф 3,4 м, если 6 кресел с одним проходом, то Dф 3,8м. Для самолетов-аэробусов с числом кресел 7-8 в ряду с двумя проходами Dф = 5,2..,5,9 м, а с числом кресел 9-10 Dф = 6,2...6,8 м.
Для повышения использования объема под полом пассажирской кабины на самолетах с Dф 3,4 м выгодно размещать багажники для стандартных контейнеров [1, с. 246], а с Dф < 2,9 м более выгодно «срезать» лишний объем под полом (см. рисунок 2.1) дугой R окружности, разместив багажники над полом в специальных багажных отсеках.