- •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
2.2.3 Выбор удельной нагрузки на крыло
Величина удельной нагрузки на крыло о существенно влияет на летные характеристики самолета, особенно взлетно-посадочные, крейсерского полета и маневренные.
Согласно нормам летной годности гражданских самолетов, вып. 2 (НЛГС-2) [11] должны выполняться условия по взлету самолета: скорость в конце взлета Vвзл на высоте 10,7 м от ВПП должна быть Vвзл 1,2 Vmin взл - для самолетов с двумя и тремя двигателями; Vвзл 1,15 Vmin взл - для самолетов с четырьмя двигателями. При проектировании можно принять Vmin взл = 1,1 Vпoc. На основе статистических данных можно принять следующие величины посадочной скорости для самолетов: военных – Vпoc = 180...250 км/ч; транспортных – Vпoc = 120...160 км/ч; учебных и спортивных – Vпoc = 60...100 км/ч.
Таблица 2.3
Су max механизированного крыла с умеренной стреловидностью 25°
№ п/п |
Наименование механизации |
су max |
пос (град.) |
1 |
Щиток с = 0,3,щ = 45° |
1,6…1,75 |
14 |
2 |
Щиток со скользящей осью вращения с = 0,3,щ = 45° |
1,7…1,85 |
13 |
3 |
Поворотный закрылок = 0,3,з = 45° |
1,4…1,55 |
12 |
4 |
Щелевой закрылок = 0,3,з = 45° |
1,5…1,6 |
12 |
5 |
Предкрылок по всему размаху |
1,35…1,4 |
25 |
6 |
Выдвижной закрылок = 0,3,з = 40° |
2,1…2,2 |
13 |
7 |
Двухщелевой выдвижной закрылок с = 0,3,з = 40° |
2,3…2,45 |
13 |
8 |
Трехщелевой выдвижной закрылок с = 0,35,з = 40° |
2,7…2,8 |
13 |
9 |
Предкрылок и поворотный закрылок с = 0,3,з = 45° |
1,6…1,65 |
20 |
10 |
Предкрылок и щелевой закрылок с = 0,3,з = 45° |
1,75…1,8 |
20 |
11 |
Предкрылок и выдвижной закрылок с = 0,3,з = 40° |
2,5…2,6 |
20 |
12 |
Предкрылок и выдвижной двухщелевой закрылок с, з = 40° |
2,75…2,8 |
18 |
13 |
Предкрылок и выдвижной трехщелевой закрылок с = 0,35,з = 40° |
2,85…3,0 |
16 |
14 |
Сдув и отсос пограничного слоя с верхней концевой части крыла с большим секундным расходом воздуха (= 0,3, = 0,3) |
3,0…4,0 |
15 |
15 |
Реактивный закрылок на концевой нижней части крыла с большим расходом (газа) воздуха (= 0,15, = 0,3) |
8,0…10,0 |
15 |
Количественные значения удельной нагрузки на крыло определяются для некоторых режимов полета самолета.
1.Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия взлета (Н = 0).
,
где Vвзл - скорость в конце взлетной дистанции, м/с; Су взл - коэффициент подъемной силы при взлетном положении механизации крыла; Су взл = — для самолетов с двумя илитремя двигателями и Су взл = — для самолетов с четырьмя двигателями; Су mах - максимальный коэффициент аэродинамической подъемной силы самолета при посадочном положении механизации крыла (см. таблицу 2.3).
2. Допустимое значение удельной нагрузки па крыло из условия посадкив расчетных условиях
,
где - относительная масса топлива (для проектируемого самолета можно выбрать по статистическим данным [21, таблица 6.1];=mсг/m0 – относительная масса сбрасываемых в полете грузов; Vпос – посадочная скорость, м/с.
3. Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия заданнойскорости захода на посадкув расчетных условиях:
,
где Vзп – скорость захода на посадку для самолетов по НЛГС-2 при автоматизированном заходе Vзп = 210...230 км/ч (Vзп = 60...64 м/с) или Vзп = 1,3 Vпос.
4. Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия обеспечения заданной крейсерской скорости па расчетной крейсерской высоте полета (Нкр):
,
где н – плотность воздуха на расчетной высоте; ан – скорость звука на расчетной высоте; Мкр – расчетное или заданное число М крейсерского полета; Су кр = 0,71 Су К mах – коэффициент подъемной силы крыла в крейсерском полете; Су К mах = – коэффициент подъемной силы крыла на максимальном качестве.
Отсюда получаем:
Сх0 = 0,98 (0,9 + 0,15 Мкр) [0,0083 (1 + 3) + (0,00083ф + 0,52ф) + 0,004],
где Сх0 - коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе; эф = /(1 + 0,025) – эффективное удлинение крыла.
5. Допустимое значение удельной нагрузки на крыло из условия обеспечения заданной маневренности (для маневренных самолетов):
,
где Су доп – допустимое значение коэффициента подъемной силы крыла без выпущенной механизации, Су доп = 1,15...1,3; – скоростной напор при маневре с расчетной скоростью на рабочей высоте полета;пу доп = 0,5 пу max – допустимое значение перегрузки при маневре; ny mах – максимальное расчетное значение перегрузки для маневренных самолетов, пу max = 9...12.
Для неманевренных самолетов по НЛГС-2 = 3,8 приm0 8 т; = 2,5 приm0 > 27,5 т; = 1 +для 27,5 т >m0 > 8 т; при выпущенной механизации: = 2.
За расчетное значение нагрузки на крыло 0 принимается наименьшее из значений, найденных по условиям пункта. 1.5.